установкой, Е 5 с треугольным крылом (про
тотип самолета МиГ 21) Погиб при испыта
ннн опытного истребителя Награжден орде-
ном Ленина, медалями
НИЗКОПЛАН — см в ст Моноплан
НИКАШНН Алексей Иванович (1906-
43) — сов летчик испытатель, подполковник
Окончил Ленингр воен теоретич школу лет
чиков (1925) Качинскую школу воен
летчиков (1926), Серпуховскую высшую ави
ац школу стрельбы бомбометания н возд
боя (1927), Воен возд академию РККА
им проф Н Е Жуковского (1935 ныне
ВВИА) С 1935 на нспытат работе в НИИ
ВВС Проводил испытания опытных самоле
тов конструкции Н Н Поликарпова, А Н Ту
полева С А Лавочкина В П Горбу
нова, М И Гудкова и др Участвовал в
испытании «звена» В С Вахмистрова Про
вел заводские и гос испытания истребите
лей ЛаГГ 1 ЛаГГ 3, Ла 5 Погиб при ис
пытании истребителя Награжден орденом
Красного Знамени 2 орденами Красной Звез
ды, медалями
НИКЕЛЕВЫЕ СПЛАВЫ -см в ст Жа-
ропрочные сплавы
НИКИФОРОВ Григорий Александрович (р
1918)—сов лётчик. Герой Соц Труда
(1971) засл пилот СССР (1969) После
окончания Тамбовского уч ща (1940) на
летной работе в гражд авиации До 1942
работал пилотом инструктором в уч авнаэс
кадрилье в Минске Участник Вел Отечеств
войны Совершил 187 боевых вылетов, в т ч
17 в глубокий тыл противника После вой
ны работал летчиком в разл управлениях
гражд авиации, с 1953—летчик испытатель
в ГосНИИГА В 1964 окончил Школу
лётчиков испытателей Освоил 16 типов са
молетов провёл в воздухе более 15 тыс ч
Одним из первых в гражд авиации освоил
самолёт Ту 104 и провёл на нём серию лет
ных испытаний и исследований Был веду
щим лётчиком испытателем при гос летных
испытаниях самолёта Ту 154 Награжден 2
орденами Ленина, орденами Отечеств войны
I й и 2 й степ , Трудового Красного Знамени,
Красной Звезды, медалями
НИКОЛЬСКИЙ Александр Александрович
(1919—76)— сов учёный в области гндро
газодинамики, д-р физ мат наук (1949),
проф (1965) По окончании МГУ (1941)
работал в ЦАГИ (до I960), в Ин-те меха
ники АН СССР (1949—65, с 1955 зам ди
ректора, с 1960 директор) в Вычислит
центре АН СССР (1965—67) и снова в
ЦАГИ (1967—76) В 1960—65 гл редактор
«Инженерного журнала» АН СССР, в 1964 —
76 преподавал в МФТИ Возглавлял ряд на
правлений исследований в аэродинамике до ,
транс , сверх и гиперзвук скоростей и
аэродинамике разреженного газа Разрабо
тал теорию расчета и построения осн
элементов транс и сверхзвук аэродииамич
труб Получил важные результаты для рас-
чета подъемной силы стреловидных и треу
гольных крыльев Пр нм Н Е Жуков
ского (1949) Гос пр СССР (1951) На
граждён орденом Трудового Красного Зна-
мени
НК — марка авиац двигателей, созданных
в ОКБ под рук Н Д Кузнецова (см
Куйбышевское научно-производственное
объединение лТруд*} Осн данные нек рых
двигателей приведены в табл
В 1946—47 в ОКБ разрабатывались ТРД
тягой 10—30 кН, в 1947—50 велись работы
над созданием ТВД типа ТВ 2 эквивалент
кой мощи 3680 кВт Одновальный ТВ 2
имел 14 ступенчатый осевой компрессор, при
водимый во вращение 3-ступенчатой тур
биной, кольцевую камеру сгорания, редуктор
плаиетарно диф типа с приводом на соосные
винты противоположного вращения При его
Рис 2 Турбореактивным дв\хкоитхрный двигатеть
НК Ь 2
создании решались вопросы отработки внутр
процесса ТВД, изыскания путей повышения
эффективности лопаточных машин, отработ
ки процессов сгорания с высоким кпд ис-
следовался запуск ТВД Были проведены
теоретич н эксперим исследования системы
реагирования (система «винт—газ») про
цесса реверсирования тяги путем поворота
лопастей винта во втулке разработаны мето
ды расчета н технология изготовления высо
конагруж высокооборотных шестерён и под
шипников редуктора Модификация этого
двигателя ТВ 022 в окт 1950 прошла гос
стендовые испытания На базе модификации
ТВ 2Ф была разработана и испытана спа
ренная силовая установка с общим редук
тором 2ТВ 2Ф мощи 9200 кВт
Работы, выполненные при создании ТВ 2
и его модификаций, позволили в нач
50 х гг приступить к созданию ТВД НК 12
(рис 1) Даигатель НК 12, имевший 14-сту
пенчатый осевой компрессор и 5 ступенча
тую турбину, отличался высокими для того
времени значениями степени повышения дав-
ления в компрессоре темп ры газа перед
турбиной и кпд осн узлов Последнее было
достигнуто благодаря теоретич и эксперим
работам по уменьшению вторичных потерь
в лопаточных машинах, конструктивной и
технол отработке уплотняющих вставок, поз
водивших уменьшить радиальные зазоры в
многоступенчатой турбине Высокие значе
ния темп ры газа перед турбиной потребо-
вали освоения новых, более жаропрочных
материалов Для изготовления литых моно
литных и пустотелых охлаждаемых лопаток
оригинальной конструкции был применён вы
сокожаропрочиый литейный сплав При ра
боте над НК 12 создан надёжный редук-
тор для передачи больших мощностей,
решены вопросы устойчивого регулирования
ТВД с соосными винтами противоположного
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамиНК 379
вращения и разработана система защиты
и автоматич останова с вводом лопастей
винтов во флюгерное положение при отказах
Параметры рабочего процесса, высокие зна
чения кпд узлов, применение планетарного
диф редуктора позволили создать двига-
тель, отличающийся высокой экономичностью
и большой мощностью в одном агрегате
В 1956 мощн НК 12 была увеличена до
11 тыс кВт НК 12 н его модификации при-
менялись на бомбардировщике 7у-95, пасс
самолете Ту-114, тяжёлом траисп само-
лёте Ан-22 «Антей» и на др самолётах
Во 2-й пол 50 х гг создай ТВД НК 4
мощн 2950 кВт, отличавшийся высокой
экономичностью и малым уд весом НК 4
были использованы для летной отработки
самолетов Ил 18 и Ан 10 Двигатель имел
6-ступенчатый осевой компрессор (лопаточ
ная часть первых четырех ступеней со сверх
звук профилировкой) 3-ступенчатую турби
ну кольцевую камеру сгорания и одно
рядный планетарный редуктор
В тот же период ОКБ приступило к
созданию ТРДД В 1961 была начата ра
бота над ТРДД НК 8 тягой 93 кН для пасс
самолёта Ил 62 На базе НК 8 разработа
ны модификации двигателя с тягой 103 кН
НК-8-2 (-2У) (рис 2) для самолёта Ту-
154 и НК-8-4 для самолёта Ил 62
При создании двигателей НК 8, НК-8-2
(-2У). НК-8-4 был реализован ряд техн ре-
шений, обеспечивших двигателям семейства
НК 8 высокую экономичность при выбран
пых параметрах цикла (благодаря тшатель
ной отработке гидравлич качеств узлов дви
гателей) малый уд вес (благодаря умерен
ной степени повышения давления в компрес-
соре, простоте конструкции двигателя с
малым числом опор, широкому применению
титановых сплавов), высокую надежность
(благодаря умеренной темп ре газа перед
турбиной, применению камеры сгорания ори
гииальной конструкции, обеспечивающей вы
сокую равномерность температурного поля
перед турбиной, демпфированию роторов
двигателя иа всех трех опорах, демпфи
рованию трубопроводов, шнрокому примене
нию новых высокоэффективных методов уп
рочиения деталей), высокие эксплуатац
качества (низкий уровень шума на взле
те, отсутствие дымления на выпуске, на-
дежный запуск на рабочем топливе до вы
соты полета 10 км лёгкий доступ ко всем
агрегатам двигателя при обслуживании в
Табл -Двигатели Куйбышевского НПО «Труд»
Основные данные	Турбовинтовые двигатели		Турбореактивные двухконгуриые двигатели			
	ТВ 022	НК 12	НК 8	НК 8 4	НК 8 2У	НК 86
Начало серийного произвол						
ства год	—	1955	1964	1968	1972	1980
Тяга кН	—		93	103	103	127
Мощность кВт	3680	9200	—	—	—	—
Удельный расход топлива						
на взлегиом режиме						
кг/(Н ч)	—	—	0,0632	0 0601	0,0591	0,054
г/(кВт ч)	407	305	—	—	—	—
на крейсерском режиме						
кг/(Н ч)	—	—	0,0846*	0 0795’	0,0774*	0,0754
г/(кВт ч)	455**	224*’	—•	—			—
Масса кг	1650	2900	2500***	2440***	2350*”	2450***
Диаметр м	1 05	1.2	1,442	1 442	1,442	1.6
Длина, м	4 17	4 785	4 766	5 101	5,288	3 638****
Расход воздуха, кг/с	—	—	214,5	222	228	292
Степень двухконтурности		—	0,984	1 042	1 049	1,15
Степень повышения давления	5	9,5	10	10,8	10 8	134
Температура газа перед тур						
биной К	1050	1250	1140	1190	1190	1260
Применение (летательные ап		Ту 95,				
параты)		Ту 114 Аи 22	Ил 62	Ил 62	Ту 154	Ил 86
* Высота полёта //=11000 м, Маха число полёта М=0,8 ♦♦ // = 11000 м М=0,68 *** Масса с ре
версивным устройством **** Длина без реверсивного устройства и сопла
эксплуатации) Было создано высокоэффек
тивное и надежное реверсивное устройство
позволившее значительно сократить пробег
самолёта при посадке и обеспечить эффек
тивное торможение в случае прерванного
взлета В отечеств авиации реверсивное
устройство было впервые установлено иа
двигателях семейства НК 8
ОКБ был разработан и внедрён в эксп
луатацию ТРДДФ НК 144 тягой 196 кН
для сверхзвук пассажирского самолёта
Ту 144 Двигатель НК 144 двухконтурный,
двухкаскадный, с осевым 12-ступенчатым
компрессором, кольцевой многофорсуиочной
камерой сгорания, 3-ступенчатой турбиной,
форсажной камерой кольцевой форкамерой
наруж контура, кольцевыми стабнлнзато
рамн внутр контура, двумя системами за
пуска и регулируемым реактивным соплом
Первые три ступени компрессора вентиля
торные
Высокая надежность двигателей семейст
ва НК-8, заложенная при проектировании
и отработанная при доводке, позволила
на практике перейти к принципу установле
ння ресурса в эксплуатации «по состоянию»
За сравнительно короткий срок ресурс дви
гателей до первого ремонта был увеличен
до 8—9 тыс ч (при назначенном ресурсе
18 тыс ч) При этом широкое развитие
получили методы диагностики состояния дви-
гателей в процессе их эксплуатации
Лучшие качества двигателей этого семей-
ства были реализованы и получили даль
иейшее развитие при создании ТРДД НК 86
(рис 3), установленного на первом отечеств
шнрокофюзеляжном самолете аэробусе Ил-
86 При этом особое внимание было уде
лено ресурсу и высокой надежности в экс-
плуатации Этому способствует применение
на двигателе многочисл систем автоматич
контроля и зашиты, а также системы ран-
ней диагностики и предупреждения неисправ
ностей Дальнейшее развитие получила кон
струкния многофорсуиочной камеры сгора
ния, обеспечивающая равномерное поле
темп р перед турбиной и бездымный выпуск
двигателя, не загрязняющий окружающую
среду В НК-86 реализованы конструктив-
ные решения, позволившие существенно
снизить уровень шума на всех этапах по-
лёта
В ОКБ созданы ТРДД НК 88, работаю
щий на жидководородном топливе, и ТРДД
НК 89, работающий иа сжнж природном
газе Первый полет самолёта Ту-155 с НК 88
совершён в 1988, с НК 89— в 1989
ОКБ выдвинут и реализован на практн
ке принцип конвертирования двигателей, от
работавших свой ресурс в авиации Двига-
тели применяются в качестве силового при-
вода в иеавнац отраслях иар х-ва, в част-
ности для транспортировки газа При этом
переделываются система подачи топлива
(к-рым является транспортируемый природ-
ный газ) в камеру сгорания двигателя, са-
ма камера, система регулирования и защи-
ты двигателя, добавляется свободная си-
ловая турбина для привода нагнетателя
газа
Созданы приводы авиац типа НК-12СТ
мощн 6300 кВт и НК 16СТ мощн 16 000
кВт (разработай иа базе двигателя НК 8
2У) Приводы авиац типа обладают рядом
преимуществ по сравнению со стационарны
мн двигателями, в частности малым весом
и небольшими габаритами, что позволяет
легко транспортировать их а удалённые
р ны страны, где располагаются компрес
сорные станции, напр на магистральных
газопроводах А А Овчаров В Н Денисов
НОБИЛЕ (Nobile) Умберто (1885—1978) —
итал конструктор дирижаблей, участник и
руководитель ряда длит полётов иа дири-
жаблях и экспедиций в Арктику,' генерал
Окончил ун т в Неаполе (1908), уч ще по
стр ву воздухоплават аппаратов в Риме
(1911) В 1914—28 работал на Римском
з де воздухоплават конструкций (в 1917—
28 директор) В 1916 вместе с Р Верду
цио разработал мор дирижабль разведчик
объемом 2600 м3, дирижабль-бомбардироа-
шик объёмом 17 тыс м3 и мор дирижабль
объемом 3000 мэ для борьбы с подводиы
ми лодками Одновременно преподавал в
школе гражд авиации Н внёс ряд корей
ных улучшений в конструкцию полужёстких
дирижаблей Совм с инж У Пеше в 1918
создал дирижабль наблюдатель объемом
3600 мэ В 1921—23 разработал полу
жесткий дирижабль N 1 объёмом ок 19 тыс
м3, имевший хорошо обтекаемую форму кор
пуса, усиленного носовым и кормоаым раз
витием, а снизу трехграииой килевой фермой
из стальных труб
С 1915 Н летал на дирижаблях вначале
как ниженер-испытатель, а с 1924 как пилот
и командир В кон 1925 дирижабль N 1
был продай Италией Норвежскому аэроклу
бу для совершения арктич полёта через
Сев полюс Полет N-1 (получившего назв
«Норвегия») к Сев полюсу и далее иа Аляс-
ку начался 11 мая 1926 из Кингс Бея
(Кунге фьорд, Шпицберген) с экипажем 16
чел во главе с рук экспедиции Р Амундсе-
ном и ком корабля Н 12 мая дирижабль
пролетел над Сев полюсом, а 14 мая при
землился в селении Теллер на Аляске, где
был разобран За время перелёта пройдено
5300 км за 71 ч (ср скорость 75 км/ч)
В 1927 Н построил дирижабль «Италия»,
аналогичный дирижаблю N 1, с облегченной
конструкцией оболочки и гондолы В 1928
организовал итал полярную экспедицию на
дирижабле «Италия» в составе 16 чел
24 мая дирижабль достиг полюса На об-
ратном пути дирижабль потерпел катастро
фу близ Шпицбергена Из восьми остав
шихся в живых членов экспедиции 7 чел
были спасены сов экспедицией на ледоко
ле «Красин», а Н — швед летчиком Лунд-
бергом
В 1932—36 Н работал в СССР, руково
дил разработкой и постройкой дирижаблей
В-5 объёмом 2158 мэ, В 6 объёмом 19 тыс м3,
ДП 5 объемом 50 тыс мэ Одновременно
Н обучал пилотированию студентов Дирн
жаблестроит ни та В кон 1936 Н вернул-
ся в Италию, занимался литературой и по
литич деятельностью, в ун те Неаполя читал
380 НОБИЛЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
У Нобиле
А А Новиков
лекции по воздухоплаванию Работал в США
(1939—42) и Испании (1942-45)
Соч в р>с оер Красная палатка Воспоми
панне о снеге н огне М 1975 Крылья нал по
люсом М 1984
Лит Бегоунек Ф Трагедии в Ледовитом
океане, М, 1962 Самон.гович Р ,1 , На спа
сенне экспедиции Нобиле Поход <Красина» детом
1928 г Л 1967
НОВИКОВ Александр Александрович
(1900— 76) — сов военачальник. Гл маршал
авиации (1944), проф (1958), дважды Ге-
рой Сов Союза (дважды 1945) В Сов Ар
маис 1919 Окончил курсы «Выстрел» (1922),
Воен академию им М В Фрунзе (1930)
Участник Гражд , сов -финл и Вел Отечеств
войн Команд ВВС ряда фронтов (1941-
42), команд ВВС Сов Армии (1942 —
46), команд дальней авиацией (1953 —
56), одновременно зам главнокоманд ВВС
(1954-55) Деп ВС СССР в 1946-50 На
гражден 3 орденами Ленина, 3 орденами
Красного Знамени, 3 орденами Суворова 1-й
степ , орденами Кутузова I й степ , Трудо-
вого Красного Знамени, 2 орденами Красной
Звезды, медалями, а также иностр орде-
нами Бронзовый бюст в Костроме
Соч В небе Ленинграда М 1970
Лит Скорби-1 ин Ю Н Главный чарт ал
авнацнн А А Новиков. Балашов, 1979 Хороб
рых AM. Главный маршал авиации А А Нови
ков, М 1989
НОВОЖИЛОВ Генрих Васильевич (р
1925)— сов авиаконструктор, акад АН
СССР (1984), дважды Герой Соц Труда
(1971,	1981) После окончания МАИ
(1949)—а ОКБ С В Ильюшина, где по-
следовательно прошёл путь от инженера
конструктора до зам гл конструктора (с
1958), гл конструктора и первого зам ген
конструктора (с 1964) С 1970— ген конст-
руктор Под рук Н созданы трансп са-
молёт Ил-76Т, первые сов широкофюзеляж-
ные пасс самолеты Ил 86 и Ил 96 300, а
также самолет Ил 114 дли местных возд
линий Под его рук проведены исследова-
ния в области аэродинамич . весового, схем-
но компоновочного и конструктивно силово
го проектирования, теории надежности, по-
вышения ресурса самолета и т д Деп ВС
СССР в 1974-89 Нар деп СССР с 1989
Ленинская пр (1970) Награждён 3 ордена
ми Ленина, орденами Октябрьской Рево-
люции, Трудового Красного Знамени, «Знак
Почета», медалями См ст Ил
НОВОСИБИРСКОЕ АВИАЦИОННОЕ
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕ-
НИЕ—берёт начало от авиац з-да № 153,
к рый был заложен в Новосибирске в 1931
н вступил в строй в 1936 В предвоен
годы з-д выпускал истребители И 14, И-16,
ЛаГГ 3 В годы Вел Отечеств войны з д
поставил фронту св |5 тыс истребителей
Як 7 н Як-9 После войны было освоено
произ-во реактивных самолётов Строились
истребители МиГ-15, МиГ-17. МиГ 19, Су 9,
Су-И, Су-15, фронтовые бомбардировщики
Су 24 и их модификации Предприятие на
граждено орденами Ленина (1945), Октябрь
ской Революции (1981), Трудового Красно-
го Знамени (1971) В 1989 на основе з-да,
носящего имя В П Чкалова, образовано ПО
«НОРД АВНАСЬОН» (Nord-Aviation So-
ciete Nationale de Constructions Aeronau-
tiques) — самолётостроит фирма Франции
Осн в 1936 в результате национализации
ряда авиац фирм В 1958 после поглоще
ния неск мелких авиац пр-тий получила
указанное название В 1970 вошла в состав
фирмы лАэроспасьяль» В кон 30 х гг се
рийно выпускала истребители и разведчи-
ки Потез 63 В 50 х гг разработала неск
эксперим самолетов, в т ч сверхзвук са
молёт «Грифон» II (первый полёт й 1957) с
комбииир силовой установкой (ТРД и
ПВРД) Серийно выпускала пасс самолёт
Норд 262 (1962) В составе консорциума
«Трансаль» (Transall) совм с фирмой
«Ферайнигте флюгтехнише верке» разрабо-
тала воен трансп самолет С 160 (1963) В
1967 построила эксперим СВВП «модель
500» с двумя поворотными возд винта
ми в кольцевых каналах
НОРМАЛЬНАЯ СХЕМА с а м о л ет а , клас-
сическая схема,— отличается наличием
хвостового (располож позади крыла) вер
тик и горизонтального оперения (см ст
Аэродинамическая схема)
«НОРМАНДИЯ - НЕМАН» — название
первого отд истребит авиац полка «Сра
жающаяся Франция», принимавшего участие
в боевых действиях против фашистской Гер-
мании на сов -герм фронте в 1943 — 45
В кон 1942 из франц добровольцев авиато-
ров, прибывших в СССР по соглашению
с нац к том «Свободная Франция» (позд
нее «Сражающаяся Франция»), была сфор-
мирована авиац эскадрилья «Нормандия»
под командованием майора Ж Л Тю.тяна
На вооружении эскадрильи находились сов
истребители Як-1, позднее Як 9 и Як-3
фф
Памятная медаль полка «Нормандия—Неман»
Эскадрилья начала боевые действия 5 апр
1943 в составе 303 й истребит авиац ди
визии 1-й возд армии Зап фронта В нач
июля 1943 эскадрилья была переформирова-
на в истребит авиаи полк «Нормандия»
Техн состав полка был полностью у ко мп
лектован сов специалистами Полк прини
мал участие в Курской битве в 1943 (на ор
ловском направлении) После гибели майора
Тюляна (в сер 1943) ком полка стал
майор П Пуйяд Летом 1944 полк участво-
вал в Белорусской операции За успеш-
ные боевые действия при форсировании сов
войсками р Неман ему 28 иояб 1944 было
присвоено почетное наименование «Немаи-
ского» и полк стал называться «Н — Н »
В октябре 1944 в командование пол-
ком вступил майор Л Дельфиио В 1945
полк *Н — Н » принимал участие в боевых
действиях по разгрому нем -фаш войск в
Вост Пруссии За время боевых действий
на сов -герм фронте лётчики полка совер-
шили св 5 тыс боевых вылетов, провели
869 возд боёв, сбили 273 и повредили
80 нем самолетов 83 франц летчика награж-
дены сов боевыми орденами, а четверым
из них — М Альберу, Р де ла Пуапу,
Г В Новожилов
Дж К Нортроп
Ж Андре и М Лефевру — присвоены зва-
ния Героя Сов Союза В июне 1945 полк
«Н — Н» покинул Сов Союз и вылетел на
родину иа 41 боевом самолете Як 3, к-рые
были переданы Сов пр вом в дар Франции
В ВВС Франции продолжает существовать
авиац часть, к-рая носит назв «Н — Н »
Полк награжден орденами Красного Знаме-
ни (1945), Александра Невского (1945)
Франц пр во наградило полк орденом Почет-
ного легиона. Боевым крестом с пальмой,
Крестом освобождения и Воен медалью
В память погибших лётчиков на здании
бывшей франц воен миссии в Москве ус-
тановлена мемориальная доска (1956) с име-
нами 42 летчиков полке «Н — Н », погиб-
ших в боях на сов-герм фронте
Б С Левин
НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ (НЛГ)-
свод гос требований к лётной годности
(ЛГ) гражд ЛА направленных на обес-
печение безопасности полетов Учитывая, что
безопасность полета обеспечивается авиац
трансп системой (АТС), составной час-
тью к рой является Л А, соответствие типа
ЛА Нормам свидетельствует о том, что его
конструкция и хар ки удовлетворяют предъ
являемым требоваиням к безопасности полё
та Следовательно, летная годность ЛА оп-
ределяется его способностью совершать бе-
зопасный полет во всём диапазоне уста
новленных для него ожидаемых условий экс-
плуатации (при условии, что остальные ком-
поненты АТС функционируют нормально)
В России выполнение требований пЛГ обя-
зательно при проектировании, произ ве,
испытаниях, сертификации, допуске к экс-
плуатации, ремонте, экспорте и импорте
гражд авиатехники, а также при разработ
ке гос и отраслевых стандартов, техи тре-
бований и заданий Контроль за выполне-
нием НЛГ осуществляется авиаи регистра-
ми Отступления от отд требований НЛГ
допускаются, если их невыполнение компен-
сируется др мерами, обеспечивающими эк-
вивалентный уровень безопасности
Существуют междунар стандарты лётной
годности и нац НЛГ Междунар стандарты
и рекомендации ЛГ разработаны ИКАО и
впервые опубликованы в 1949 в качестве
Приложения 8 к Чикагской конвенции 1944
Приложение 8 включает стандарты Л Г широ-
кого плана и служит междунар (обязатель-
ной) основой дли разработки нац НЛГ,
к-рые обязано иметь каждое гос во — чл
ИКАО Для содействия гос вам в примене-
нии Приложения 8 и разработке нац норм
ИКАО издало руководящий материал —
Техн руководство по Л Г (ТРЛГ, 1974)
ТРЛГ содержит подробные требования к Л Г,
к рые ИКАО рекомендует использовать при
разработке нац НЛГ
Страны — члены ИКАО имеют свои нац
НЛГ или распространяют на свою гражд
авиатехнику действие НЛГ одной из пере-
довых авиац держав Наибольшим автори-
тетом среди зарубежных НЛГ пользуются
нормы США—Federal AVianon Regular
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими р^’Ю'ЙМЬ! 381
(FAR) и Великобритании — British Civil
Airworthiness Requirements (BCAR), раз
работка и пост совершенствование к рых
ведётся с 30 х гг Начиная с 70 х гг осу
шествляется разработка зап европ НЛГ, в
создании к рых участвуют страны Общего
рынка Первое издание этих норм -- Jotnl
Airworthiness Requirements (JAR) выпущено
в 1974 За основу их приняты нормы США
В отд разделах используются нормы Вели
кобритании
В СССР НЛГ гражд самолетов (НЛГС)
впервые изданы в 1967 НЛГС в осн соот
ветствовали требованиям ИКАО и учиты
вали FAR и BCAR В 1971 были изданы
изменения к НЛГС и НЛГ вертолётов
СССР (НЛГВ) Но широкого распростране-
ния эти НЛГС и НЛГВ не получили ввиду
отсутствия в то время в СССР системы
совершенствования НЛГ и сертификации
В |971 под рук МАП СССР была создана
Междуведомств комиссия по НЛГ гражд
ЛА СССР (МВК НЛГ СССР) к рои пору
чили осуществлять руководство и координа
цию работ по пост совершенствованию
отечеств НЛГ с учетом достижении авиац
науки и техники, опыта эксплуатации ЛА и
зарубежного опыта
В 1972 был выпущен ряд существ изме
нений к НЛГС (НЛГС I), учитывающих
новые требования ИКАО В 1974 были вве
дены в действие нормы — НЛГС 2, к рые
Полностью соответствовали требованиям
ИКАО и устанавливали уровень ЛГ, анало
гнчный уровню НЛГ США и Великобри
танин тех лет В 1975 на основе НЛГС 2 с
учетом специфики сверхзвук ЛА были разра
ботаны и введены в действие Временные
нормы летной годности сверхзвук гражд
самолетов СССР (ВНЛГСС) На основе
накопленного Опыта применения НЛГС-2
разработаны и введены в действие нормы
лётной годности для гражд трансл само
лётов НЛГС 3 (1984) и нормы для верто-
лётов НЛГВ-2 (1987) НЛГС 3 соответству-
ют требованиям ИКАО и устанавливают
уровень ЛГ, аналогичный уровню ЛГ, пре
дусмотренному FAR и JAR
Для уннфнцнр подхода к оценке соот
ветствия ЛА требованиям НЛГ разработа
ны Методы определения соответствия при-
менительно к НЛГС 2 и НЛГС 3, включаю
щие комплекс методов расчётов моделиро
вания стендовых и летных испытаний, на
основе к рых производится оценка соответст
вия хар к ЛА, его двигателей и обору
дования требованиям НЛГ
В отечеств НЛГС 3 предусматривается со
четание количеств и качеств требований к
хар кам и конструкции ЛА его двигате
лей, оборудования, а также к методам пн
дотирования, относящихся к безопасности
полета и требований, устанавливающих до
пустимые вероятности возникновения в поде
те особых ситуаций разд степени опас
ности из-за отказов функциональных систем
Выполнение требований Л Г допжно быть
подтверждено во всем диапазоне ожидаемых
условий эксплуатации Такая система тре
боваинй позволяет определить пределы
эксплуатац области полёта, в к рой должен
обеспечиваться установленный нормами уро
вень ЛГ, и защитить ЛА от выхода на
критич (опасные) режимы и условия полета
НЛГС 3 состоят из глав, построенных по
тематич признаку, и Приложения П8 (Техн
требования к оборудованию ЛА), к рое
издано отд книгой
Структура и характер требований НЛГ поз
воляют конкретно учитывать их с начала
проектирования, производить на каждом эта
пе создания ЛА объективную оценку соот
ветствия нормам Это дает возможность по
выснть безопасность полетов существен
но сократить и в ряде случаев исключить
сложные доводочные работы необходимость
к рых ранее обнаруживалась в оси в про
цессе летных испытаний
Глава 1 устанавливает назначение и
применимость а также общие принципы
сертификации гражд ЛА Она определяет
статус и место НЛГ в создании авиац
техники «НЛГС 3 обязательны для выпол
нения советскими министерствами, ве
домствами, предприятиями, организациями и
учреждениями при проектировании, произ-
водстве, испытаниях, сертификации, эксп
луатации и ремонте ЛА, их двигателей и
оборудования а также при разработке го-
сударственных и отраслевых стандартов,
технических требований и технических зада
ний по гражданской авиатехнике»
Гл 2 включает допустимые значения ве-
роятностных показателей возникиовення в
полете особых ситуаций из за отказов функ
циональных систем ЛА Осн принцип этой
группы требований — обеспечение обратной
зависимости между вероятностью возникно
вения особых ситуаций из за отказов (или
их сочетаний) и степенью их опасности
Возникновение катасгрофич ситуации при
действиях экипажа и наземного персонала
в соответствии с инструкциями и руководст
вами должно быть событием практически не
вероятным Применение вероятностного под
хода при нормировании ЛГ позволяет про
водить оценку безопасности полета при при
менении на самолете принципиально новых
систем и конструктивных решений, расши
рения области условий эксплуатации исходя
из заданного уровня ЛГ
Требования клетным хар-кам, устойчивое
ти и управляемости (гл 3) включают
комплекс показателей, определяющих допу
стимые динамич свойства ЛА на каждом
из этапов полета В основу нормирования
указанных хар к положен принцип, лредус
матриваюший детальное исследование кри
тич режимов полета [сваливание ЛА на
больших углах атаки, миннм скорости при
несимметричной силе тяги, поведение ЛА на
макс (предельных) скоростях и перегрузках
(по прочности самолета) н др], по ре
зульгатам к рого устанавливаются предель
ные ограничения ЛА Выход ЛА за них
запрещается, так как возможна аварийная
или катастрофич ситуация Применяя систе
му коэффициентов, учитывающих разброс
параметров пилотирования и хар к ЛА в
эксплуатации и определяющих допустимые
запасы от предельных ограничений парамет
ров полета устанавливают эксплуатац огра
ничеиия, преднамеренный выход ЛА за к-рые
запрещается, так как возможна сложная
ситуация В пределах эксплуатац шраниче-
ний устанавливается допустимая область по
лета пасс ЛА в эксплуатации На этой
основе сформировано принципиальное тре-
бование - ЛА на всех этапах полета не
должен обладать такими особенностями
к рые способствовали бы непроизвольному
опасному выходу его за пределы установ
ленных для эксплуатации ограничений
Нормы прочности ЛА (гл 4) содержат
требования к статич и усталостной проч
ности конструкции и безопасности от явле
ний аэроупругости, устанавливают макси
мально допустимые в эксплуатации условия
нагружения, обусловливающие наиболее не
благоприятные в отношении прочности воз
действия нагрузок на ЛА или его отд
части Эти условия нагружения охватывают
'все режимы полета и движение по земле
Разработаны случаи нагружения при воздей
ствии атмосферной турбулентности Приве
дены расчетные условия динамич нагруже
ния конструкции при полете в неспокойном
воздухе и при посадке Предусматриваются
принципы «безопасного ресурса» (длит срок
эксплуатации до образования усталостных
повреждений) и «безопасного повреждения»
(сохранение требуемой прочности при допус
тимых повреждениях конструкции)
Требования к конструкции ЛА (гл 5) рас
пространяются на систему управления, шас
си, гидравлич и пневматич системы, пасс
кабину и багажно грузовые помещения, сис
темы жизнеобеспечения, аварийно спасат
средства, системы защиты ЛА от уда
ра молний и обледенения систему регист
рации полетной информации и т п Требо
вания к системам штурвального управле
ния управления механизацией крыла на
правлены на обеспечение заданных хар-к уп
равляемости, устойчивости и маневренности
ЛА, защиты его От выхода за эксплуатац
ограничения, а также на обеспечение прак
тич безотказности путем резервирования,
применения системы контроля Для обес
печения безопасности полёта на больших
высотах н создания комфортных условий
для пассажиров и экипажа предусмотрены
требования к системам кондиционирования
воздуха и регулирования давления в гер
метнчных кабинах, а также к аварийной
кислородной системе Нормы, установленные
для аварийно спасат оборудования, позво-
ляют принять все практич меры для све
дения к минимуму возможности травм пас
сажиров и экипажа при выиужд посадках
на сушу и воду и обеспечить их эвакуа
цию Требования к противообледенит систе
ме и молниезащите самолёта направлены
на обеспечение ЛГ в самых сложных и
опасных метеоусловиях
Требования к двигателям и его систе
мам (гл 6) относятся к сертификаиин
Двигателя «до установки на самолет» и вмес
те с самолетом Приведены требования к
разд типам ГТД, определяющие выполне-
ние в конструкции двигателя, его агрега
тах и системах мер для обеспечения бе-
зопасной эксплуатации их на пасс са
молете в течение установи ресурса Кроме
этого, в главе содержатся требования к ви
дам и объемам стендовых испытаний двига-
теля в обеспечение его Гос сертификац
испытаний, подтверждающих его прочност
ные хар ки и выполнение хар к по устой
чивости и безотказной работе В отличие
от зарубежных, отечеств НЛГ содержат тре
бовання к видам и объёмам летных ис-
пытаний двигателя на летающих лабора
ториях и в компоновке силовой установки
самолета, для к рого он предназначен
Гл 7 содержит требования к системам
силовой установки, топливной и масляной
системам, к системам охлаждения и управ
ления двигателями, а также комплекс тре
боваинй но обеспечению противопожарной
защиты ЛА в целом Они относятся к
построению и проектированию систем и их
испытаниям как по отработке отд систем и
их агрегатов, так и комплексной оценке
систем в составе силовой установки ЛА
НЛГ предусматривают независимость каж
дого из двигателей, т е отсутствие влияния
отказов одного из двигателей на другие, со-
держат комплекс требований ко всем по
жароопасным зонам ЛА, к системам ножа
ротушения и сигнализации устанавливают
необходимость троекратного резервирова
ния сигнализации и дублирования систем
подачи огнетушащих веществ В соответст
вни с НЛГ осн средства пожарной защи
ты должны проверяться испытаниями на
спец натурных стендах пожароопасных от
секов самолета
НЛГ устанавливают требования к пило
тажно-павигац , радиотехн , электротехн и
светотехн оборудованию самолета, выпол
нение к рых является обязательным для
обеспечения безопасности полета (гл 8),оп
редел я ют состав приборов и средств управ
ления, обязательно устанавливаемых на ЛА,
382 НОРМЫ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
задают требования к нх функциям и хар-кам.
Важную роль играют требования к авто-
номным средствам определения скорости,
высоты, курса, отклонения от вертикали,
координат самолёта и к системам автома-
тич. управления. Требования к радиотехн.
оборудованию навигации, посадки и связи
особенно важны из-за необходимости обес-
печения безопасности полёта в сложных
метеоусловиях и при полётах на большие
расстояния. Взаимодействие систем автома-
тич. управления и радиотехн. оборудования
позволяет автоматизировать процессы уп-
равления н самолётовождения, что играет
первостепенную роль в обеспечении безопас-
ного полёта в широком диапазоне условий
эксплуатации. В НЛГ содержатся обязат.
требования к выбору мощности систем ге-
нерирования и степени резервирования ис-
точников электроэнергии, качеству электро-
энергии на разл- режимах работы. Предус-
мотрены также требования к компоновке ка-
бины экипажа и рабочих мест, за основу
к-рых приняты эргономич. закономерности,
позволяющие максимально повысить эффек-
тивность действий экипажа.
Гл- 9 содержит требования к вспомога-
тельным газотурбинным двигателям (ВГТД)
как источникам электроэнергии и сжатого
воздуха, необходимые для сертификации «до
установки на самолёт» и в компоновке
самолёта. Требования к возд. винтам изме-
няемого шага для самолётов с ГТД изложе-
ны в гл. 10.
Приложение П8 содержит нормы и мето-
ды испытаний бортового оборудования на
внеш, воздействия: высокую и низкую темп-
ру, вибрации, удары, влажность, а также
требовании к хар-кам и конструкции отд.
видов оборудования.
НЛГС-2 были внедрены при создании и
сертификации самолётов Ил-86, Як-42 и Ан-
28. а НЛГС-3 — при создании н серти-
фикации самолётов Ту-204, Ил-96-300 Ан-
74 и Ил-114.
Нормы лётной годности оказали заметное
влияние на весь процесс создания, испы-
таний и эксплуатации отечеств, граждан-
ских самолётов и способствовали повыше-
нию уровня безопасности полёта.
Af. И. Мазурский.
НОРМЫ ПРОЧНОСТИ летательных
а п л а р а то в — свод положений, регламен-
тирующих прочность конструкций ЛА, при
к-рой обеспечивается их безопасная экс-
плуатация. Н. п.— составная часть Норм
лётной годности ЛА. В науч, аспекте Н. п.-~
инж. дисциплина, разрабатывающая и обос-
новывающая требования к прочности конст-
рукции ЛА на основании достижений аэро-
динамики, статич. и усталостной прочности,
аэроупругости и динамики полёта, бази-
рующаяся на опыте эксплуатации и ре-
зультатах наземных и лётных испытаний
ЛА и широко использующая вероятност-
но-статистич, методы.
Для расчёта ЛА и испытаний его на
прочность в Н. п. выбран ряд расчётных
условий и расчётных случаев нагружения,
соответствующих условиям эксплуатации,
наиболее неблагоприятным в отношении
прочности по действию нагрузок на ЛА или
его составные части. Различают случаи
нагружения ЛА в полёте, при взлёте и
посадке, в наземных условиях. В каждом
из них задаются эксплуатационные макси-
мальные нагрузки или условия их опре-
деления. Наиболее неблагоприятное сочета-
ние значений эксплуатац. манёвренных пере-
грузок п\ скоростей полёта V и коэф,
нормальной аэрбдинамич. силы Су для ЛА
приведены в виде графиков на рис., где
A, A', D, D', В, С обозначают разл. слу-
чай нагружения. Напр., случаю А (£)) соот-
ветствует макс, (миним.) эксплуатац. зна-
Разлнчиые случаи нагружения для тяжёлого само-
лёта.
чеиие манёвренной перегрузки nmsi(a)
(ftmin(a)) и макс- (мииим.) значение коэф,
нормальной аэродинамич. силы С^тах (Cymin).
Случаю A' (D') соответствует макс, (ми-
иим.) эксплуатац. манёвренная перегрузка
и предельно допустимая скорость полёта
ЛА km0x max'
Статич. прочность конструкции ЛА про-
веряется на макс, расчётные нагрузки ₽₽,
получаемые умножением макс, эксплуатац.
нагрузки Р на коэффициент безопасности f,
также задаваемый в Н. п.: PP = fP\ Коэф,
безопасности (обычно f = 1,5) обеспечивает
практич. отсутствие разрушений конструк-
ции в процессе эксплуатации и отсутствие ос-
таточных деформаций после действия макс,
эксплуатац. нагрузки.
Принципиальной основой безопасности
полёта по условиям усталостной прочности
конструкции является обеспечение практич.
отсутствия повреждений,' непосредственно
приводящих к катастрофич. ситуации, под
воздействием повторяющихся при эксплуа-
тации нагрузок в течение назначенного ре-
сурса авиац. конструкции, к-рый не должен
превышать допустимую наработку, опреде-
ляемую либо выносливостью конструкции,
либо ее эксплуатационной живучестью. При
назначении ресурса используется система
коэффициентов надёжности, учитывающих
возможные разбросы хар-к выносливости,
надёжность обнаружения усталостных пов-
реждений, достоверность данных о повто-
ряемости нагрузок и степень соответствия
программы испытаний конструкции на вы-
носливость реальным нагрузкам в процессе
эксплуатации.
Н. п. содержат также требования к обес-
печению безопасности ЛА по условиям аэро-
упругости (флаттера, дивергенции, ревер-
са, аэроупругих колебаний системы «ЛА —
САУ», шимми, «земного резонанса» вер-
толёта). Как правило, достаточно обеспе-
чить не менее чем 20%-ный запас до
критич. скорости флаттера и др. явлений
аэроупругости.
Для проверки соответствия конструкции
ЛА требованиям Н- п. предусмотрено про-
ведение статических испытаний, испытаний
по определению массовых, жёсткостных и
частотных хар-к, по проверке безопасности
от флаттера и др. явлений аэроупругости,
испытаний на выиослнвость и живучесть,
динамич. испытаний шасси иа копре (см.
Копровые испытания), лётных испытаний на
предельных по условиям прочности режимах
и по измерению нагрузок на осн. элемен-
ты конструкции.
Работы по созданию отечеств. Н. п. на-
чались в 1916 под рук. Н. Е. Жуковского,
когда комиссия по прочности при Авиац.
расчётно-испытат. бюро (МВТУ) установила
нек-рые условия для определения прочности
самолёта. «Нормы прочности самолетов при
статических испытаниях» были опубликова-
ны в «Трудах ЦАГИ» в 1926.
В 1930—40-х гг- в Н. п. вводятся поня-
тия эксплуатац. нагрузки и коэффициента
безопасности, рассматриваются случаи на-
гружения ЛА при иесимметрич. манёвре и
полёте в неспокойном воздухе, при взлёте
и посадке, вводится зависимость эксплуа-
тац. перегрузки не только от назначения
самолёта, но и от его массы и макс,
скорости, устанавливаются требования по
флаттеру и реверсу, а также приводятся
распределения аэродинамич. нагрузки по
составным частям самолёта. В этот период
характерно использование в Н. п. метода
условных нагрузок, т. е. статич- нагрузок,
к-рые по воздействию на конструкцию эк-
вивалентны нагрузкам, действующим при
эксплуатации. Начиная с 40-х гг., работы
по Н- п. проводились под рук. А. И. Мака-
ревского. В Н- п. уточняются нагрузки на
части самолётов и гидросамолётов, учиты-
вается влияние сжимаемости воздуха на
нагружение самолёта, а также динамич.
реакция от виеш. воздействий на самолёт
как упругую конструкцию. Начаты систе-
матич. статистич. исследования повторяе-
мости нагрузок на серийных самолётах,
результаты к-рых использовались при разра-
ботке нормативных требований по обеспече-
нию ресурса авиац. конструкций. В 50-е гг.
созданы первые Н. п. вертолётов, осн,
на результатах исследований особенностей
обеспечения прочности вертолётных конст-
рукций, в т. ч. усталостной прочности.
Наряду с методом условных нагрузок в Н- п.
получил широкое распространение метод
анализа и воспроизведения нагрузок на ос-
нове расчётов и испытаний.
В 70-е гг. в результате исследований
влияния иа прочность конструкции сверх- и
гиперзвук, скоростей полёта и аэродинамич.
нагревания разработаны расчётные условия
прочности сверхзвук. ЛА. Дальнейшему со-
вершенствованию в Н- п. подвергалась сис-
тема обеспечения ресурса: введён принцип
эксплуатац. живучести и требования к от-
работке ресурса на стадии проектирования.
Эти вопросы нашли наиболее полное отра-
жени в НЛГ гражд. самолётов и верто-
лётов. На этом этале для Н. п. характе-
рен переход к заданию расчётных условий
прочности вместо случаев нагружения, а так-
же широкое применение в решении задач по
нормированию прочности и назначению ре-
сурса конструкций вероятиостно-статистич,
методов, позволяющих количественно оцени-
вать уровень надёжности авиац. конструк-
ций.
Лит.: Теоретические к экспериментальные осно-
вы норм прочности самолетов. М., I960; Проч-
ность самолета. Методы нормирования расчетных
условий прочности самолета, М., 1975; Макарев-
скнй А. И., Чижов В. М., Основы прочности
и аэроупругости летательных аппаратов. М.. 1982.
В. В. Бажукое, Э. В. Токарев.
НОРМЫ ШУМА самолётов и вертолё-
тов — требования к уровню шума, созда-
ваемого самолётами и вертолётами, с целью
ограничения его вредного воздействия на
население, живущее вблизи аэропортов и
трасс полётов, пассажиров и членов экипа-
жа.
Нормы шума иа местности. В
1971 Междунар. орг-ция гражд. авиации
(ИКАО) разработала первый стандарт, ус-
танавливающий требования по шуму на
местности для дозвук. реактивных пасс,
самолётов, затем были приняты стандарты
по шуму для др. типов ЛА (винтовых
самолётов, вертолётов). В СССР был при-
нят ГОСТ 17228-—71, ограничивающий шум
на местности для дозвук. реактивных и
винтовых самолётов, в последующие годы
этот стандарт был ужесточён и были при-
няты стандарты по шуму для вертолётов
и сверхзвук, самолётов. Мерой оценки шума
служит эффективный уровень воспринимае-
мого шума (EPNL, аигл. effective perceive
noise level), выражаемый в ед. EPN дБ
и дающий оценку субъективного восприя-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими jHQWbl 383
Схема распотожеиня контрольных точек прн
изучениях уровня шума самолета при посадке (I)
на взлете {2) н при наборе высоты (3)
тия воздействия авиац шума на человека
Система оценки в EPN дБ учитывает час
тотный состав излучаемого шума, наличие
дискретных составляющих в спектре и про-
должительность воздействия шума В качест
не параметра нормирования во всех стан
дартах используется значение макс взлет
ной массы ЛА Кроме того, в новых стан-
дартах для дозвук реактивных самолётов
допустимые уровни шума при взлёте зависят
от числа двигателей, установленных на са-
молете Стандарты регламентируют и мето
дику проведения сертификац испытании по
шуму ЛА, применяемую аппаратуру, сис
тему обработки результатов испытаний и
приведения к атм условиям температура
25 °C, давление 101,3 кПа, относит влаж
ность воздуха 70% В соответствии со стан-
дартами уровни шума новых дозвук реак-
тивных самолётов и тяжёлых (с массой т>
>5700 кг) винтовых самолётов нормируют-
ся в трёх контрольных точках (см рис ) на
местности, расположенных при посадке на
расстоянии 2 км от торца ВПП, при
взлёте — сбоку от оси ВПП на расстоянии
450 м, при наборе высоты — под траекто
рией на расстоянии 6,5 км от места стар-
та При этом допустимые уровни шума на
местности выше для самолётов заявки на
сертификат летной годности к рых по
даны до 6 окт 1977 (гл 2 стандарта
ИКАО), и ниже для самолётов, заявки иа
сертификацию к-рых поданы после 6 окт
1977 (гл 3 стандарта ИКАО) Стандарт
допускает превышение уровней шума в одной
или двух точках (при соответствующем сии
жен ни в Др ) но не более 3 EPN дБ в одной
точке н суммарное превышение не более 4
EpN дБ в соответствии с требованиями
гл 2 (соответственно 2 и 3 EPN дБ по гл
3) Сов самолеты Як 40, Ту-134А, Ту 154Б,
Ил 76Т, Ил 86 удовлетворяют требованиям
по шуму на местности гл 2, а Як 42, Ту
|54М Ил 62М — требованиям гл 3 Н ш для
тяжелых винтовых самолетов практически
совпадают с требованиями гл 3 для дозвук
реактивных самолетов при взлёте и посадке,
а при пролёте для винтовых самолётов
применяются Требования гл 3 для самолё
тов с четырьмя двигателями Для новых
сверхзвук самолетов Н ш пока нет, ио
рекомендуется ориентироваться на требова-
ния гл 2 стандарта ИКАО
Шум, создаваемый на местности лёгкими
(массой гл<5700 кг) винтовыми самолётами,
нормируется в одной контрольной точке при
горизонт пролете самолёта на выс 300 м
По стандарту предельный уровень шума ог
раннчен 68 дБ (А) для самолета массой
до 600 кг и 80 дБ (А) с массой 1500 кг<т<
<5700 кг При массе самолета 600 кг<т<
<1500 Кг предельно допустимый уровень
шума пропорционален его массе
Нормирование шума, создаваемого на
местности вертолетами. Производится для
режимов взлёта, пролета и посадки При
каждом режиме полета уровень шума конт-
ролируется в трех точках одной централь-
ной и двух боковых, расположенных снммет
ричио на расстоянии 150 м на линии, про
ходящей через центр точку в направлении
полёта Прн взлёте центр точка измерения
находится под траекторией полета на рассто-
янии 500 м от точки начала полёта Н ш
уменьшаются от 106 EPN дБ для вёртоле
тов с массой 80 т и более до 86 EPN дБ
для машин с массой 780 кг и менее При про
лете центр точка измерения находится под
вертолетом, летящим на выс 150 м, допус
тимый уровень шума изменяется от 105 до
85 EPN дБ в соответствии с изменением
массы вертолёта При заходе на посадку
центр точка располагается на расстоянии
1140 м от точки приземления по глиссаде
под углом 6° допустимый уровень шума из-
меняется от 107 до 87 EpN дБ в зависимое
ти от массы вертолёта Требования по шуму,
создаваемому самолетами и вертолетами на
местности, непрерывно ужесточаются
Нормы шума в салонах Междунар
норм по шуму в салонах и кабинах само-
лётов и вертолётов не существует, однако в
иек-рых странах установлены нац или фир
менные требования по шуму В СССР уровни
шума в салонах и кабинах самолётов нор-
мировались с 1963 отраслевой документа-
цией, а в 1974 был принят ГОСТ 20296—74,
к рын в 1981 был подтверждён без изме
иений В соответствии с этим стандартом
шум нормируется т н предельными спектра-
ми (ПС) принятыми Междунар орг-цией по
стандартизации, или уровнями шума в еди
нииах дБ (А) Уровни шума на местах пас-
сажиров для экономия класса пассажирско
га салона всех самолётов должны у до влет
ворять кривой ПС-80, что соответствует 85
дБ (А), для вертолетов — ПС-85, или 90 дБ
(А), для первого класса дальних самолё
тов — ПС-70, илн 75 дБ (А) В стандарте
указано что для повышения комфорта в
самолетах должны приниматься меры по енн
жению уровней шума до значений, соответст
вующих ПС 65, или 70 дБ (А) В кабинах
экипажей самолетов уровни шума не должны
превышать 80 дБ (А), а вертолётов —
90 дБ (А)
Лит ИКАО Чежду на родные стандарты и ре
кочендуемая практика Охрана окружающей среды,
пер с антт Прнтожение 16 т I Авиационный
нм Чонреать 1981 ГОСТ 20296- 81 Самотеты
и вертотеты гражданской авиации Допустимые
уровни ш\у|й а са тонах и кабинах экипажа и
методы измерении шума Ч, 1981 А Г Мунин
«НОРТ АМЕРИКАН» (North American Avia-
tion) — авиа ра кетостроит фирма США Об-
разована в 1928, к произ-ву самолётов
приступила в 1934 В 1967 объединилась с
фирмой «Рокуэлл стандард» (Rockwell Stan
dard Corporation), образовав фирму «Норт
Табл 2 --Экспериментальные самолё
ты фирмы «Норт Американ»
Основные данные	X 15А	X 15А 2
Первый полет год	[959	1964
Число н тип двигателей	1 ЖРД	1 ЖРД
Статическа тяга кН	226	254
Длина самотета ч	15 24	15 98
Высота самолета м*.	3 96	
Размах крыла м	67	6,7
Площадь крыла м:	18,6	18,6
Стартовая масса т	14 2	23 09
Масса пустого самолета т Максимальная достигну тая скорость полета	52	—
км/ч Максимальная достигну	6604	7297
тая высота помета м	107 960		
Экипаж чел	1	1
Табл 1 —Военные самолёты фирмы «Норт Американ»
Основные данные	Бомбардировщики		Истребители и истребители бомбардировщики			Палубный разведчик RA 5С	Лёгкий штурмовик к разведчик OV 10А
	В 25J	ХВ 70	Р 51D	F 86А	F 100D		
Первый полёт год	1944	1964	1944	1948	1956	1962	1967
Число н тип двигателей	2 ПД	6 ТРДФ	1 ПД	1 ТРД	1 ТРДФ	2 ТРДФ	2 ТВД
Мощность двигателя, кВт	1270	—	Н20	—			—	533
Тяга двигателя, кН	-—	138	—	23,1	75,6	79 6	—
Длина самолёта, м	16 13	57,6	9,81	И,1б	14 94	23 25	12,67
Высота самолёта м	4 8	9 1	4 16	4 27	4,88	5,92	4,6
Размах крыла м	20 6	32	11 29	11,31	П,89	16,15	122
Площадь крыла, м2 Взлётная масса т	56 66	585	21 66	26,8	35,8	71 44	20,5
нормальная	—	—	4,54	6 23	13,1	30,3	5,2
максимальная	15,87	250	5,26	7 43	18 04	36,28	6,5
Масса пустоте самолёта, т	9 57	108	3,24	4,76	6,35	18,55	3,28
Боевая нагрузка т	1.45	122	0,9	——	3,19	—	1,5
Максимальная дальность полёта, км	2050	10 200	1520	——	—				
Радиус действия км	—	—	—	860	850	1600	370
Максимальная скорость полёта, км/ч	440	3200	700	Ю70	1460	2220	450
Потолок м	6100	25 000	12 770	16 170	14 550	20 400	8500
Экипаж, чел	6	2	1	1	1	1	2
Вооружение	13 пулемётов (12 7 мм) бомбы, МИНЫ торпеды		6 пулемётов (12 7 мм), бомбы, НАР	6 пулеметов <12 7 мм), НАР	4 пушки (20 мм) бомбы НАР 4 УР	Фоторазве ды нательное оборудование	2—4 пулемёта (7,62 мм) 2 пушкн (20 мм), бомбы, НАР, УР, фоторазве- дывателыюе оборудование
384 НОРТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Американ Рокуэлл» (с 1973 «Рокузлл»)
Во время 2 й мировой войны выпустила
42 7 тыс самолетов, в т ч 15 6 тыс истре
бителей Р 5| «Мустанг» (первый полет в
1940. ем рис в табл XXI). |5,4 тыс уч -
тренировочных самолетов и легких бомбар
дировщиков АТ-6 (1938, использовались
22 странами), 9 8 тыс бомбардировщиков
В-25 «Митчелл» (1939) В послевоен годы
оставалась одной из ведущих фирм США по
произ в\ воен самолетов в т ч реак-
тивных истребителей F 86 «Сейбр» (1947
построено 6353 для ВВС США и ок 2 4 тыс
по лицензиям в Канаде Австралии, Японии
и Италии, см рис в табл XXX). сверх
звук истребителей F 100 «Супер сейбр»
(1953, построено ок 2,3 тыс , см рис в
табт XXXI), сверхзвук бомбардировщиков
разведчиков А-5 «Виджиланти» (1953), тре
нировочных самолетов Т 2 «Бакай» (1958),
многоцетевых самолетов для локальных войн
OV 10 «Броггко» (1965) и др Фирмой соз
даны эксперим гиперзвук ракетоплан X 15
(1959. см рис в табл ХХХ|П) и опыт
НЫИ сверхзвук стратегии бомбардировщик
ХВ 70 «Валькирия» (1964 см рис в табл
XXX1V) Начатую «Н А » разработку стра
тегич бомбардировщика В |А продолжила
объединенная фирма Осн данные нек рых
воен самолётов фирмы приведены в табл
I, эксперим самолётов — в табл 2
В В Беляев
НОРТРОП (Northrop) Джон Кнудсен
(1895—1981) — амер авиаконструктор В
1916 стал работать чертежником на авнац
з де, а в 1923 поступил на фирму «Дуглас»
В 1927 перешёл на фирму «Локхид» и участ
вовал в разработке самолетов «Вега» За-
тем (в 1928) основал частную авиац
фирму «Авион» (Avion Corporation), где ру-
ководил разработкой н постройкой неск ти
пов лёгкйх самолётов В нач 30-х гг Ор
ганизовал фирму, к-рая приняла участие в
разработке трансп и пасс самолётов DC 1,
DC 2 и DC-3 совм с фирмой «Дуглас»
В этот же период Н разработал двухмест
ный штурмовик А-17 В 1939 основал фир-
му «Нортроп» к рая специализировалась на
разработке истребителей Портрет см на
стр 381
«НОРТРОП* (Northrop Corporation) —
авиаракетостроит фирма США Осн в 1939
Дж К Нортропом под назв «Нортроп
Табт ( амотеты фирмы «Нортроп»
Основные данные	Истреби Тель гге рехватчик F 89D	Истребители			Бомбардировщики	
		Р 61В	F 5А	F 5Е	YB 49	В 2
Первый полет год	1951	1942	1963	1972	1947	1989
Число и тин двигателей	2 ТРДФ	2 ПД	2 ТРДФ	2 ТРДФ	8 ТРД	4 ТРДД
Мощность двигателя кВт	—	1490	—-	—		
Тяга дввгателя кН	35 6	—	18 1	22 2	17 8	84 4
Длина самолета м	16,41	15 II	14 38	14 45	16,18	21
Высота самолета м	5 36	4 47	4	4 06	6,12	5 2
Размах крыла м	18 19	20 12	7,7	8 13	52,43	52,4
Площадь крыла м* Взлетная масса т	52 3	61 53	158	17 3	372	465
нормальная	—	13 47	62	—	—	
максимальная	19,16	16 42	93	11 21	96 6	168
Масса пустого самолета, т	—	9 98	3 56	4 41	40	45 4—50
Боевая нагрузка т		29	28	3 17	16 7	22 6
Радиус действия км	805	890	740	1060	—	—
Дапьиость полета км Максимальная скорость полета				—	1850 (с нагруэ кой 16 7 т)	12230 (с нагруз кой 10,9 т)
км/ч	980	606	1500	1700	837	-950
Потолок м	13200	10120	15240	15740	12800		
Экипаж чел	2	3	1—2	1	7	2 3
Вооружение	104 НАР и 2 УР	4 пуле мета (12 7 мм) 4 пушки’ (20 мм)	2 пушки (20 мм) НАР и 2—6 УР	2 пушки (20 мм), кассет ное ору жие НАР и 2 УР	Бомбы	8 УР и 8 бомб
Рис 2 Истребитель F 5Е «Тайгер* [1
эркрафт» (Northrop Aircraft), совр назв с
1959 Во время 2 й мировой войны произ-
водила ночной истребитель Р 61 «Блэк уи
доу» (первый полет в 1942) В послевоен вре-
мя разработала реактивные истребители
F 89 «Скорпион» (1948) и F 5А «Фридом
файтер» (1959) крылатую межконтиненталь
ную ракету SM 62 «Снарк» (1951), создала
ряд эксперим самолетов «бесхвостку» X 4
(1948), выполненные по схеме «летающее
крыло» истребитель ХР 79 (1945) и бомбар
днровщики ХВ 35 (1946 см рис в табл
XXX) и YB 49 (1947) J|A с несущим кор
пусом и ЖРД HL 10 M2-F2 и М2 F3
(19Ь6—70), истребитель YF 17 (1974) Осн
авиац программы 80 х гг разработка «ма
лозаметного* (трудно обнаруживаемого с
помощью РДС и ИК систем) стратегия бом-
бардировщика В 2 «Стеле» (1989, см рис
1). участие в произ ве истребителя-бомбар
дировщика Макдоннелл Дуглас F/A 18, соз-
данного на основе истребителя YF-17,
пронз во истребителей F 5Е и F 5F «Тай-
гер» 11 (1972 выпуск завершен в 1987,
всего построено 2b|0 самолетов серин F-5,
состоявших на вооружении 31 страны см
рис 2). постройка и испытания опытного
истребителя F-2O «Таигершарк», разработка
опытного самолета YF 23А ио программе
создания истребителя 90 х гг ATF Осн
данные нек рых самолётов фирмы при
ведены в табт В В Беляев М А Левин
«НОРТУЭСТ ЭР-
ЛАЙНС» (Northwest
Airlines) — а виаком
па ни я США, одна
из крупнейших в ми-
ре Осуществляет не
ревозки внутри стра
в
Иы Зап Европы и
Азии Осн в 1926, ранее паз «Нортуэст
ориент», совр назв с 1985 В 1989 пере
везла 38,86 млн пасс пассажирооборот
75,86 млрд и км Авиац нарк — 32) само
лета
НОСИМЫЙ АВАРИЙНЫЙ ЗАПАС
(НАЗ) — индивидуальный комплект средств,
предназначенных для обеспечения жизне-
деятельности ч тенов экипажа ЛА после
вынужденного приземления в безлюдной
местности или приводнения Комплект уло
жен в спец контейнер к-рый разме
щается вместе с парашютом в авиац
кресле НАЗ состоит из средств визуаль
ной сигнализации и радиосвязи аварийного
запаса пищи и воды, лагерного снаряжения,
спасат плавсредств, аптечки К средствам
визуальной сигнализации относятся ком
бинир (ночной дневной) сигнальный патрон
(ПСНД), ракеты, мортирки со стреляющим
устройством, красящий сигнальный порошок,
сигцатьнпе зеркато и проблесковый фо
нарь маяк, к средствам радиосвязи — ава-
рийная УКВ портативная радиостанция и
радиомаяк Аварийный запас пиши состоит
из продуктов высокой калорийности, не тре
бующих кулинарной обработки хорошо со-
храняющихся в любых кдиматич условиях
Аварийный запас воды содержится во фля
гах или спец упаковках, имеются также
средства для её добывания, обеззараживания
и обессоливания солнечный пленочный
конденсатор дли добывания воды в усло-
виях пустыни, хим опреснитель или сол-
нечный дистиллятор бактерицидные пре-
параты для обеззараживания воды из
природных водоемов В лагерное снаряжение
входят рыболовный комплект, нож-мачете,
очки светофильтры нож пила, компас сухое
горючее, водо и ветроустойчивые спички
накидка из алюминизнр ткани, сетка
накомарник, к мор спасат средствам
относятся одноместная надувная лодка или
moi Аптечка укомплектовывается перевя
зочными средствами, бактерицидными и про
тивошоковыми средствами, антибиотиками,
антидотом и репеллентом для защиты от ле-
тающих кровососущих насекомых
HP — обозначение авиац пушек, созданных
А Э Нудельманом и А А Рихтером
Табл — Авиационные пушки HP
Основные данные	HP 23	UP 30
Год принятия на воору		
жение	1949	1955
Калибр мм	23	30
Скорострельность число	850	900
выстрелов в 1 мин		
Масса снаряда г	200	410
Начальная скорость сиа		
ряда м/с	690	780
Масса пушки, кг	39	66
25 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими pyKaMiHP 385
A. 3. Нулельман.	3. Ньюпор.	И. Нью юн	М. А. Нюхтиков.
(см. табл.), Пушки НР-23 устанавливались
на истребителях и бомбардировщиках, а
пушка НР-30 была осн. оружием истреби-
телей.
НС—обозначение авиац. пушек, созданных
А. Э. Нудельманом и А. С. Сурановым
(см. табл.). Пушки НС-37 и НС-45 при-
менялись во время Вел. Отечеств, войны,
а пушка НС-23 получила распространение
в послевоен. годы. Крупнокалиберные пушки
НС-37 и НС-45 устанавливались на истре-
бителях в развале мотора (стрельба велась
Табл.— Авиационные пушки НС
Основные данные	НС-37	НС-45	НС-23
Год принятии на вооруже- ние . . .	1942	1944	1944
Калибр, мм	37	45	23
Скорострельность, число выстрелов в 1 мин .	250	250	550
Масса снаряда, г. . . .	735	1065	200
Начальная скорость сна- ряда, м/с ...	900	850	690
Масса пушки, кг .	150	150	37
через втулку возд. винта); на штурмо-
виках Ил-2 пушки НС-37 устанавливались
в крыле.
НУДЕЛЬМАН Александр Эммануилович (р.
19)2)—сов. конструктор авиац. автоматич.
оружия, д-р техн, наук (1962), дважды
Герой Соц. Труда (1966, 1982). Окончил
Одесский индустр. ин-г (1935). С 1934
в КБ, в 1943—87 нач. и гл. конструктор
КБ. Под рук- Н. разработаны авиац.
пушки НС-23, НС-37, НС-45 (совм. с
А. С. Сурановым), НР-23, НР-30 (совм.
с А. А. Рихтером), Н-37 и др. Ленинская
пр. (1964), Гос. пр. СССР (1943, 1946,
1951, 1970, 1979). Награждён 4 орденами
Ленина, орденом Октябрьской Революции,
орденами Кутузова 1-й и 2-й Степ., 2 ор-
денами Трудового Красного Знамени, ме-
далями. Бронзовый бюст в Одессе.
НУССЕЛЬТАЧИСЛО местное [по имени
нем. физика В. Нуссельта (Nusselt)]—
безразмерный параметр Nu%, равный произ-
ведению местного теплового потока qw
на местное значение продольной координаты
х, делённому на характерную теплопровод-
ность А и разность характерных темп-р:
NuJC=gE,x/[X(7'r — Ttt.)].
Здесь Тг— адиабатич. темц-ра (гемп-ра
газа на пов-сти теплоизолир. тела, к-рая
устанавливается при достаточно продолжит,
обтекании его потоком газа при наличии
только конвективного теплообмена), Tw —
темп-pa пов-сти; в инж. практике часто
принимают Х=Л(7'w). Н. ч. характеризует
связь между интенсивностью теплообмена
и температурным полем в пограничном
слое. Используется при обработке расчётных
и эксперим. данных по местному тепло-
обмену на обтекаемой пов-сти. Часто
используется суммарное, или инте-
гральное Н. ч- Nn, определяемое выра-
жением:
Nu = Q//(lSA7'),
где Q — поток теплоты через пов-сть S, I —
характерный линейный размер, АГ — раз-
ность характерных темп-p, напр. разность
между темп-рой торможения невозмущённого
Потока и средней темп-рой пов-сти тела.
НЬЮПОР, Ньёпор (de Nieport, псевдоним
Njeiiport) Эдуар (1875—1911) — франц, лёт-
чик и конструктор самолётов. С 1908 строил
самолёты и ПД, разрабатывал возд. винты.
В 1910 основал фирму «Дьюпор», где
построил моноплан (с обтекаемым, обтя-
нутым полотном фюзеляжем, с Пд мощн.
14,7 кВт), к-рый достиг Скорости 72 км/ч-
В 1911 вариант этого моноплана—«Нью-
пор I IN» с ПД мошн. 20,6 кВт конструк-
ции Н. установил мировой рекорд скорости
119,8 км/ч. В том же году на само-
лёте «Ньюпор IVG» с ПД мощн. 36,8 кВт
достигнута рекордная скорость 133, | км/ч
и установлен рекорд дальности по замк-
нутому маршруту 740,3 км. Н. погиб
при посадке на самолёте собств. конструк-
ции.
«НЬЮПОР» (Socfel6 Anonyme des Etablis-
sements Nieuport)—самолётостроит- фирма
Франции. Осн. в 1910 Э. Ньюпором,
в |921 объединилась с фирмой «Астра»
(Astra) и получила назв. «Н.-Астра* (So-
С1ё1ё Anonyme NieupOrt-Astra), затем в те-
чение неск. лет называлась «Н.-Делаж»
(G. Delage — гл. конструктор фирмы). В
1934 цр-тия фирмы вошли в состав кон-
церна «Луар-Н.» (Groupement Lojre-Nieu-
port), национализированного в 1936. До
1914 на фирме создан ряд рекордных са-
молётов, послуживших основой для воен,
моделей, строившихся в неск. странах,
включая Россию, В годы 1-й мировой
войны самолёты фирмы (разведчики и
истребители) выпускались большими серия-
ми и состояли иа вооружении Франции, Ве-
ликобритании, Италии, Бельгии, Нидер-
ландов, США и России. Наиболее из-
вестными были истребители-бипланы Нью-
пор II и 17 (рис. в табл. VII). В 20-х гг.
Ньюпор-Делаж NiD 29 (создан в 1918)
был оси. истребителем воен.-возд. сил Фран-
ции, Италии, Бельгии и Японии. В 30-х гг.
самолёты фирмы NiD 62, 622, 629 и
др. составляли основу истребит- авиации
Франции. Гражд. самолёты (NiD 590,
641, 741 и др.) не получили широкого
распространения.
НЬЮТОН (Newlon) Исаак (1643 —1727)--
англ, учёный, физик и математик, чл.
Лондонского королевского об-ва (с 1672)
и его президент (с 1703). Сформулировал
3 знаменитые «аксиомы, или законы дви-
жения», составившие основу классич. меха-
ники, открыл закон всемирного тяготения
и создал основы небесной механики, разра-
ботал (независимо от Г. Лейбница) диф.
и интегральное исчисления, получил ряд важ-
ных результатов в оптике. В области гидро-
динамики исследовал природу сопротивления
среды движению тел. Предложил модель
корпускулярного Строения сплошной среды
и впервые определил аналитич. путём
силу, действующую на обтекаемое жид-
костью (газом) тело (см. также ст.
Аэродинамика и Ньютона теория обтекания).
Рассмотрел скорость распространения звука
в упругих средах. Мн- результаты работ
Н. (в т- ч- по гидродинамике) вошли
в его фундам. труд «Математические на-
чала натуральной философии» (1687) (с
примечаниями и пояснениями А. Н. Кры-
лова; Эта работа включена в Собр. трудов
А. Н. Крылова, т- 7, И.—Л., 1936).
Лит.: Вавилов С. И., И. Ньютон, 1643 -1727,
4 изд., М., 1989.
НЬЮТОНА ТЕОРИЯ ОБТЕКАНИЯ — при-
ближ. теория, описывающая обтекание тела
идеальной жидкостью, частицы к-рой дви-
жутся С пост, скоростью, не взаимодей-
ствуют Друг с Другом, а при столкно-
вении с телом полностью передают ему
нормальную к пов-сти составляющую кол-
ва движения и, сохраняя постоянной каса-
тельную составляющую, продолжают дви-
гаться вдоль тела. Предложена И. Нью-
тоном в кон- 17 в. С точки зрения совр. га-
зовой динамики Н- т- о. соответствует мо-
дели гиперзвук, обтекания, в к-рой голов-
ная ударная волна в пределе совпадает с
иов-стью тела нулевой кривизны (см. Гипер-
звуковое течение). Осн. результатом Н. т. о.
является формула Ньютона для коэф-
фициента давления ср: cp=2siti2O, где fl —
угол наклона пов-сти тела к вектору ско-
рости набегающего потока. Эта ф-ла прак-
тически применима и для лриближ. расчё-
та давления на телах выпуклой формы. В
практике используется так же неск. более
точная, т- н. модифицированная, ф-ла Нью-
тона:
cP^rpr)sin2O/sin2O0,
где C-о— точное значение коэф, давления
в нек-рой характерной точке, соответствую-
щей углу наклона пов-сти Оо. Величина
ср0— часго определяется в передней кри-
тич. точке тела, для к-рой угол f>0 равен
90°. Ф-ла Ньютона не учитывает центро-
бежные силы в сжатом слое газа, возни-
кающие при его движении вдоль искрив-
лённой пов-Сги. Для расчёта давления с
учётом центробежных сил используется фор-
мула Ньютона—Буземана.
На основе ф-л Ньютона и Ньютона-
Буземана сравнительно просто решаются
задачи оптимизации при определении формы
тел ми ним. сопротивления аэродинамическо-
го в гиперзвук, потоке. Напр., тонкое тело
вращения, образующая к-рого задана сте-
пенной ф-цией, является оптим. при задании
ряда комбинаций его геом. параметров;
волновое сопротивление может быть умень-
шено путём перехода от тела Вращения
к пространств, телам с звездообразной
формой поперечного сечения.
Лит.: Теория оптимальных аэродинамических
форм, под ред. А. Миеле, пер. с англ.. М-. 1969;
Аэромеханика сверхзвукового обтекания тел вра-
щения степенной формы, иод ред. Г. Л. Грод-
зовского, М.. 1975; См. также лит. при стагье
Гиперзвуковое течение.	В. Н. Голубкин.
нюхтнков Михаил Александрович (р.
1906) сов. лётчик-испытатель, полковник,
Герой Сов. Союза (1957), засл, лётчик-
испытатель СССР (1959). Участник Вел.
Отечеств, войны. Окончил Ленингр. воен--
теоретич. школу (1926), Качинскую воен,
авиац. школу (1927). Работал в НИИ
ВВС и ОКБ А. Н. Туполева. Летал
на самолётах 232 типов, в т- ч, на
ДБ-А (на к-ром установил 2 мировых
386 НС
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
рекорда) Испытал 15 планеров 3 планера
собств конструкции Награжден 2 орденами
Ленина, 3 орденами Красного Знамени,
2 Орденами Отечеств войны 1-й степ
3 орденами Красной Звезды орденом
«Знак Почёта», медалями
ОБЗОР ИЗ КАБИНЫ ЭКИПАЖА — види
мое внекабипное пространство цросматри
ваемое с рабочего места летчика (нгтурмана)
через остекление фонаря кабины ЛА при
перемещениях головы и туловища не влияю
щих на технику пилотирования Обзор
должен обеспечивать летчику возможность
эксплуатации ЛА на всех этапах полета,
он является важной хар-кой рабочего места
лётчика, определяющей безопасность полета
и качество выполнения ЛА целевых задач
и как правило, регламентируется норматив
ными документами
Для предохранения стёкол фонаря от
запотевания применяется обдув их теплым
воздухом изнутри кабины Для очистки
лобовых стекол от атм осадков служат
механич стеклоочистители с электроприво
дом Как правило очищается плоскость
в диапазоне углов |0° вверх и 15° Вниз
при азимутальных углах ±|5° Передние
лобовые стёкла фонаря обычно изготов
ляются незамерзающими из двух или трех
слоев силикатного стекла с токопроводя-
щей прозрачной пленкой между ними
(иногда сеткой из тонкой проволоки)
Обзор с места штурмана расположенного
впереди летчика, обеспечивается через остек
ление носовой части фюзеляжа в к-ром
на мн самолетах имеется плоское стекло
с повыш прозрачностью и электрообогревом,
через это стекло осуществляется наблюде-
ние с помощью оптич устройств (в т ч
прицелов)
ОБЗОРНО-ПРИЦЕЛЬНАЯ СИСТЕМА-см
в ст Прицельно навигационная система
ОБЛАКА — система взвеш в атмосфере
продуктов конденсации водяного пара —
капель воды или кристаллов льда или их
смеси
По форме облачных образовании выделяют
10 родов О перистые (на авиац картах
погоды обозначают Ci), перисто кучевые
(Сс), перисто слоистые (Cs), высококуче-
вые (Ас), высоко слоистые (As) слоисто-
дождевые (Ns) слоистые (St), слоисто
кучевые (Sc), кучевые (Си), кучево дож-
девые (СЬ) Роды О подразделяются на
виды (по особенностям их формы и внутр
структуры) и разновидности (по особен
ностям макроскопич элементов О и по
прозрачности О ) Каждый род О наблю
дается в определ интервале высот (яру-
се) зависящем от широты местности О
нижнего яруса располагаются ниже
2 км среднего яруса — в слое 2 — 7 км
в умеренных широтах, 2 — 4 км в поляр
вых, 2—8 км — в тропических, верхнего
яруса — выше 5 км в умеренных ши
ротах выше 3 км — в полярных, выше
Ь км в тропических Отдельно выделяют
О вертикального развития — О ос
вование к рых находится в ниж , а верши
на в среднем или верх ярусе К О ннж
яруса относятся Sc St, Stfr (разорванно
слоистые), Frnb (разорванно-дождевые),
О среднего яруса — As, Ас, сюда же чаще
всего относят и Ns О верх яруса — Сг,
Сс Cs
Образование разл форм О определяется
процессами происходящими в атмосфере
Под действием восходящих движений над
фронтальной пов-стью и орографических
препятствиях (возвышенности, склоны гор и
т п ) образуются О восходящего сколь
женив — As Ns, Ci, Сс, Cs В устойчивых
возд массах формируются St, Sc и Ас
в неустойчивых — Си СЬ (О вертик
развития или О конвекции)
При положит темп ре все О состоят
из капель воды С понижением темп ры
ниже 0 °C и до 12 °C О чаще всего
состоят из переохлажд капель, при более
низкой темп ре О бывают смешанными
или кристаллическими О верх яруса отно
сятся к чисто кристаллическим О ниж
и среднего ярусов могут быть капельно-
жидкими (переохлажденными и непере
охлажденными), смешанными и кристаллич
в зависимости от положения изотерм О “С
и —12 °C ио отношению к облаку
В р не аэродрома выс нижней границы
О измеряют и сообщают потребителям
(взлетающим или заходящим на ггосадку
ЛА) каждые 30 мин При уменьшении выс
нижней границы О ниже уровня опреде
ляемого минимумом погодным для данного
аэродрома, ее значение измеряют и пере
дают потребителям каждые 15 мин При
особо неблагоприятных условиях выс нижней
границы О измеряют сразу же по поступ
лении запроса Диспетчера Н Н Гусева
ОБЛЕДЕНЕНИЕ	отложение льда на пов
стих дорог, аэродромов ЛА мор судов и др
Различают гри осн Вида отложения льда
лед, изморось и иней О происходит
в результате замерзания оседающих на к л
пов сти переохлажденных капель воды
(имеющихся в облаке, тумане, мороси
дожде) или мокрого снега, а также вслед
ствии сублимации содержащегося в воздухе
водяного пара Обязат условием О является
отрицат темп ра пов-сти
О ЛА и возд винтов происходит
как на земле так и в полете в пере-
охлажд облаках и осадках при темп ре
воздуха до —25 °C, наиболее часто при
темп-pax от 0 до — |2°С и дефиците
точки росы 3 °C и менее (см Влажность
воздуха) О ухудшает аэродинамич и
летные хар ки самолета, может вызывать
повреждения и нарушить работу двигателей,
приборов, оборудования и систем Наибо-
лее опасно О в полете обусловленное
наличием в атмосфере воды в жидком
(в виде переохлажд капель), газообразном
(в виде водяного пара) или твёрдом (в
виде кристаллов льда) состоянии Соответ
ственно различают 3 типа О капельное,
сублимационное и кристаллическое Особен
но часто О происходит в облаках, содер
жащих переохлажд капли или смесь капель
и кристаллов
Степень опасности О определяется темп
рои наруж воздуха продолжительностью
и интенсивностью О (нарастание льда
в единицу времени или при прохождении
ЛА единицы пути — мм/мин, мм/км) О
возможно в широком диапазоне темп р
наруж воздуха и высот интенсивность О
может достигать исключительно больших
значений (до 30 мм/мин) Обычно ЛА под
вергается слабому или умеренному О
при полете в ниж слоях атмосферы
Формы и размеры ледяных наростов,
образующихся на носке крыла самолёта,
разнообразны и зависят от мн факторов
(водности размера каггель, темп ры воздуха
и др ) О возможно как во фронтальных
зонах, так и в однородных возд массах
Ок 50% случаев О приходится на слоистые
и слоисто-кучевые облака весьма интен
си в ное О встречается в кучево дождевой
облачности Для предотвращения О служат
противообледенительные системы
О К Трунов
ОБНАРУЖЕНИЕ ЦЕЛИ — выделение на
окружающем фоне таких объектов или
соответствующих им сигналов, к-рые по
одному или неск признакам могут принад-
лежать к интересующему типу целей
Производится либо визуально, либо с по-
мощью разл техн систем При визуальном
обнаружении цели выделяются по геом
образу цвету, контрасту, передвижению на
местности, тоггутствуюгцим признакам — вы-
пускным газам, пыли и т Д Аппара-
турное О ц производится в широком диа
пазоне спектра эл магн колебаний теле-
видение использует видимую часть спект-
ра, теплопеленгаторы и тепловизоры —
ИК излучение, радиолокац системы — волны
от миллиметрового до сантиметрового и де-
циметрового диапазонов Возможно также
О ц по изменению магн поля, хнм
состава атмосферы вблизи цели и по др
признакам После О ц осуществляется
распознавание цели
ОБОЗНАЧЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППА-
РАТОВ Каждый образец ЛА имеет одно
или более обозначений Они могут быть
официальными или неофициальными, уста-
новленными пользователем ЛА в соот-
ветствии с действующей в нек рых странах
единой системой обозначении или присвоен-
ными фирмой разработчиком
В С С С Р была принята след схема офиц
обозначения серийных ЛА нач буквы
фамилии первого ген (или главного)
конструктора КБ, в к ром разрабатывался
данный ЛА (Ан — Ан тонов О К , Бе —
Ьериев Г М , Ил — Ильюшин С В ,
Ка — Камов Н И , Ла — Лавочкин С А ,
ЛаГГ — Лавочкин Горбунов В П и Гуд-
ков МИ М — Мясищев В М , Ми —
Миль М Л МиГ — Микоян А И и
Гуревич М И , Пе Петляков В М ,
По — Поликарпов Н Н , Су — Сухой П О ,
Ту — Туполев А Н , Як — Яковлев А С ),
затем следуют номер базовой модели,
буквенный шифр модификации (варианта)
и иногда именное назв (напр По-2,
Ил 62м, МиГ21Пф, Ан 124 «Руслан»)
Для гражданских ЛА за рубежом приме
няют в осн фирменные обозначения В
большинстве случаев используют след схему
обозначения (в полном справочном виде)
полное и сокращенное (обычно образован
ное из нач букв) ггазв фирмы фирменный
типовой номер цифровой или буквенный
шифр модификации (варианта), именное
назв ЛА Отд элементы обозначения могут
отсутствовать, их порядок может отличаться
от указанного В авиац лит ре на рус
языке полное назв фирмы (без кавычек)
и именное назв ЛА (в кавычках) обычно
даются в практич транскрипции, остальные
части обозначения сохраняются исходными
Наггр , пасс самолет Фоккер Ь 27 500
«Френдшип» полное (Фоккер) и сокращён
ное (F ) назв нидерландской фирмы, очеред
ной типовой номер (27), цифровой шифр
варианта (500) и именное назв («Френд-
шип»— Дружба), пасс самолёт Боинг
767 200 назв фирмы США (Боинг), типовой
номер (767), шифр варианта (200), верто
лет Аэроспасьяль AS 332С «Супер пума»
полное (Аэроспасьяль) и сокращенное (AS)
назв франц фирмы, типовой номер (332)
25*
www.vokb-la.spb.ru
С амол eft	Я
387
и буква (С), обозначающая в данном
случае гражд. вариант.
Для военных ЛА в США с 1962 дейст-
вует единая буквенно-цифровая система
обозначений. Осн. элементом в обозначении
является нач. группа, состоящая из одной,
двух или трёх букв, определяющих класс
(назначение) ЛА, затем следуют очередной
номер базовой модели ЛА данного класса
(по нумерации воен, ведомства), шифр мо-
дификации, именное назв. (почти у каждого
ЛА). При однобуквенной нач- группе на-
значение ЛА следующее: А — ударный,
истребитель-бомбардировщик, штурмовик,
В — бомбардировщик, С — воен.-транспорт-
ный, Е — со спец, радиоэлектронным обо-
рудованием (напр., для дальнего радиоло-
кац. обнаружения и управления), F —
истребитель, К — заправщик, О — наблюде-
ния и целеуказания, Р — базовый ПЛО,
R — разведчик, S — палубный ПЛО, Т —
уч.-тренировочный, U общего назначения,
X — экспериментальный. Напр., F-15C
«Игл»— истребитель базовой модели № 15,
модификация С (ранее были  выпущены
модификации А и В), именное назв.
«Игл». За буквой класса в нач. группе
могут стоять только буквы Н (вертолёт)
и V (СКВП или СВВП). Напр., АН-64 —
боевой вертолёт; AV-8 — штурмовик вертик.
взлёта и посадки. Для модифицированных
ЛА (с изменённым назначением) перед
буквой класса исходного ЛА ставятся
буквы, обозначающие новый класс: D —
наводчик беспилотного ЛА или УР, Н —
поисково-спасательный, L — для эксплуата-
ции в арктич. условиях, Q — беспилотный,
V — штабной, связной, W — метеоразведчик;
расшифровка букв А, С, Е, К, R, S, Т, U —
прежняя. Напр., RF-4E — разведчик, создан-
ный на базе истебителя F-4E. Первой
буквой в нач. группе может быть также
шифр состояния программы разработки
ЛА (для ЛА, не состоящих на воору-
жении): J или N — для спец, испытаний
(первая буква присваивается временно,
вторая — постоянно), X — опытный (для
предварит- или общих испытаний), ¥ —
опытный или предсерийный (для войсковых
или конкурсных испытаний). Напр., YUH-
61 — опытный образец, построенный фирмой
«Боинг вертол» в рамках конкурсной разра-
ботки вертолёта общего назначения (Дру-
гим был YUH-60 фирмы «Сикорский»)-
В отд. случаях обозначение не соответ-
ствует стандартной схеме (напр., высот-
ный разведчик U-2). В справочной литера-
туре перед обозначением обычно указывает-
ся фирма-разработчик (напр., Нортроп
RF-5E). Аналогичную схему имеет в США
система обозначений беспилотных ЛА и
ракет.
В Великобритании принята след,
схема обозначений воен. ЛА: именное
назв., класс, модификация. Буквенные обо-
значения нек-рых классов ЛА: AEW — даль-
него радиолокац. обнаружения, AS — ПЛО,
В — бомбардировщик, В(I) — бомбардиров-
щик для изоляции поля боя, С — воен-
транспортный, D — беспилотный, Е — со
спец, радиоэлектронной аппаратурой, F —
истребитель, FGA или FG — многоцелевой
истребитель, истребитель-бомбардировщик,
FGR — многоцелевой истребитель-развед-
чик, FRS — ударный самолёт-разведчик. К —
заправщик, MR — морской разведчик, пат-
рульный, S — ударный, Т — уч.-тренировоч-
ный, ТТ — буксировщик мишеней, W - ме-
теоразведчик. При обозначении класса вер-
толётов добавляется буква Н, напр.: HAR —
поисково-спасательный, HAS — ПЛО, HL —
связной, НС — транспортно-десантный,
HU — общего назначения. Модификация
пишется в виде Mk.l, Mk_2 и т. д.
В справочной лнт-ре перед обозначением
обычно указывается полное или сокра-
щённое назв. фирмы (напр., ВАе «Ни-
мрод» AEW. Мк.З — противолодочный са-
молёт фирмы «Бритиш аэроспейс»).
Во Франции ЛА имеют обозначения,
установленные фирма ми-разработчикам и.
Единой системы О. л. а. нет. Напр..
ряд боевых самолётов фирмы «Дассо-
Бреге» объединён назв. «Мираж», за
к-рым в обозначении следуют очередной
фирменный номер базовой модели (в одном
случае — в виде F-1) и буква, обычно
определяющая назначение ЛА (С — пере-
хватчик, В — уч.-тренировочный, Е — много-
целевой, Nударный с ядерным Оружием,
R — разведывательный). Напр., истребитель-
бомбардировщик «Мираж» 1ПЕ, перехватчик
«Мираж» 2000С, стратегия, бомбардировщик
«Мираж» IVA (здесь А — первый вариант).
В нач. 1990 во Франции принята новая
система обозначения воен, вертолётов, циф-
ровой индекс к-рых начинается на цифру
5. За цифровым индексом идёт буква,
определяющая назначение вертолёта: U —-
многоцелевой, А — вертолёт, имеющий во-
оружение, С — Противотанковый, М — мор-
ской, S — мор. противолодочный или про-
тивокорабельный. Напр., многоцелевой вер-
толёт Аэроспасьяль AS 555U «Экюрёй»,
палубный вертолёт Аэроспасьяль AS 565М.
В Италии О. л. а. не унифицированы,
каждая фирма применяет собств. обозна-
чения. Обычно после полного назв. фирмы
следует определ. сочетание букв (сокра-
щенное назв. фирмы, традиционная марка
продукции и т. д.), типовой номер и мо-
дификация, обозначаемая буквой. Напр.,
Аэрмакки МВ.339А (буквы М и В тра-
диционно определяют продукцию фирмы
Аэрмакки, очередной номер присвоен, уч.-
боевому самолёту, А — первый вариант).
В ФРГ используются многие самолёты
и вертолёты фирм США или разработан-
ные по междунар. программам. За ними
сохраняются их исходные обозначения.
Для воен- вариантов ДА разработок ФРГ
применяются фирменные назв. с дополнит,
буквенными признаками модификации.
Напр., вертолёт МВБ Во 105Р: МВВ —
сокращённое назв. фирмы «Мессершмнтт-
Бёльков-Блом», Во — сокращённое назв.
фирмы «Бельков», являющейся разработчи-
ком базовой модели, 105 — очередной фир-
менный номер, Р — протнвотанковый.
В Японии также нет чёткой системы
О- л. а. Класс воен. ЛА, как Правило,
указывается лат. буквами: С — воен.-транс-
портный, F — истребитель, Р — базовый
ПЛО, R — разведчик, S — амфибия, Т — уч-
тренировочный, U — общего назначения, X —
экспериментальный, Y — опытный. Верто-
лёты обозначаются буквой Н. Напр., Мицу-
биси F-1 — многоцелевой истребитель фирмы
«Мицубиси», типовой № I в яцон. ВВС.
В Швеции существует след, схема обо-
значения воен, самолётов: назв. фирмы,
класс ЛА (А — штурмовик, J — истребитель,
S — разведчик; для многоцелевых самолё-
тов— сочетание букв: AJ — истребитель-
бомбардировщик, JA — истребитель, способ-
ный поражать и наземные цели, и т. д.),
типовой номер ЛА, его модификация и
именное назв. (напр., СААБ-Скания J-35F
«Дракон») -
В Кацаде система обозначений воен.
ЛА имеет схему, близкую к принятой
в США: нац. принадлежность (буква С;
перед обозначением самолётов, закупаемых
в США, обычно также ставят букву С),
букв, шифр класса (напр,, С — воен.-
транспортный, F -- истребитель, Р — базо-
вый патрульный, SR — поисково-спасатель-
ный. Т — уч--тренировочный или уч-бое-
вой), очередной номер базовой модели, приз-
нак модификации, именное назв. (напр..
СС-115 —канад. воен.-транспортный само-
лёт модели 115; Макдоннелл-Дуглас CF-
18А — истребитель F-I8A амер, произ-ва
для ВВС Канады).
ЛА др. стран имеют в осн. фирменные
обозначения. Для разработки и произ-ва
ЛА по междунар. программам часто об-
разуются консорциумы, в к-рые входят
фирмы разных стран. В О. л. а., создан-
ных в кооперации, указывается назв. фирм-
участниц или образованного ими консор-
циума (напр., пасс, самолёты Аэроспасьяль-
АэрИталия ATR42 или Эрбас индастрн АЗОО,
истребитель Панавиа «Торнадо», истреби-
тель-бомбардировщик СЕПЕКАТ «Ягуар»).
О. л. а., выпускаемых по лицензии, обычно
дополняются признаком страны-покупателя
лицензии и назв. новой фирмы-производи-
теля (напр., Макдоннелл-Дуглас-Мицубиси
F-15J — истребитель фирмы «Макдоннелл-
Дуглас» (США), выпускаемый по лицензии
япон. фирмой «Мииубиси»; буква J озна-
чает страну — Японию). В отд. случаях
указывается только новая фирма-изготовн-
тель (Канадэр CF-5A— вариант истребителя
Нортроп F-5A, выпускавшийся канад. фир-
мой). Обозначения экспортируемых воен.
ЛА иногда дополняются признаком страны-
покупателя, напр. «Мираж» 5V — франц,
истребитель для Венесуэлы (V). В ряде
случаев страна-покупатель полностью ме-
няет исходное О. л. а.
ОБРАЗЦОВ Иван Филиппович (р. 1920) —
сов. учёный в области строит, механики
н теории Прочности ЛА, акад. АН СССР
(1974; чл.-корр. 1966). Участник Вел. Оте-
честв. войны. После окончания МАИ (1944)
преподавал в нём (с 1957 проф., в 1958—
72 ректор), С 1972 министр высшего н
среднего спец, образования РСФСР. Осн.
труды по теории и общим методам рас-
чёта тонкостенных пространств, систем,
в т. ч- оболочечных конструкций типа
крыла или фюзеляжа из компознц. мате-
риалов; по методам расчёта оптим. кон-
струкций заданной надёжности и живу-
чести при сложном спектре действующих
внеш, нагрузок и эксплуатац. режимов,
по проблемам автоматизации эксперим. ис-
следований. Ленинская пр. (1988), Гос. пр.
СССР (1976) Нар. деп. СССР с 1989. На-
граждён 3 орденами Ленина, орденами Ок-
тябрьской Революции, Отечеств, войны 1-й
и 2-й степ.. Трудового Красного Знамени,
«Знак Почёта», медалями.
Соч: Вариационные методы расчета тонкостен-
ных авиационных пространственных конструкций,
М.. 1966.
ОБРАТИМОСТИ ТЕОРЕМА в аэроди
и а м и к е — устанавливает интегральную
связь между скосами потока и аэроднна-
мпч. нагрузками на тонком крыле при об-
текании прямым (Vj) и обращённым
(Vг) потоками:
SS s4f(z'z)№r(x,z)d->c<lz =
srir(x-z)K’f(j,c-z)d*dz.
Здесь Vj — скорость прямого и Vr(Vr —
= —Vf) —скорость обращённого потоков,
П — разность давлений на верх, и ниж.
пов-стях крыла (аэродинамич. нагрузка) при
произвольно заданном распределении скоса
w(x, г) (индекс f относится к прямому потоку,
г—к обращённому), интегрирование про-
водится по пов-сти крыла S (см. рис.).
Справедлива при обтекании крыла идеаль-
ной несжимаемой жидкостью, а также до-
и сверхзвук, потоком газа, когда ур-ние
для потенциала скорости является линейным
в точной постановке задачи или прибли-
жённо. Доказывается применением ф-лы
Грина к этому линейному ур-нию с учётом
соответствующих граничных условий. При-
388 ОБРАЗЦОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(ведённая формулиров-
ку	ка О. т. сохраняет
f	силу и в случае неста-
/К”	*"z	цнонарного обтекания
/ \	крыла при гармонич.
/	! \	зависимостях ф-ций от
/ х \ времени /, если входя-
/	s \ шне в неё величины
*—'	---трактовать как амп-
литуды этих зависимо-
I	стей, напр. u>(x, z, t) =
|Vr	= ti»(x, z)exp(iuuf) (цу—
частота).
Из О. т- вытекает ряд следствий, к-рые
упрощают расчёт действующих на крыло
аэродинамических сил и моментов. Согласно
одному из них, подъёмная сила крыла
в прямом потоке имеет то же значение,
что и в обращённом. При Стационарном
сверхзвук, обтекаини плоского крыла со
стреловидной передней и прямой задней
кромками это даёт возможность, переходя
к обращённому обтеканию, вычислять коэф,
подъёмной силы крыла конечного размаха
по Аккерета формулам, как и для пласти-
ны бесконечного размаха.
Др. следствие относится к расчёту аэро-
динамич. сил и моментов крыла с де-
формирующейся пов етью или отклоняемыми
органами управления. Полагая wr—J, полу-
чим в леаой части приведённого выше
равенства подъёмную силу крыла. Если
рассчитать распределение давления на жёст-
ком крыле с таким пост, значением скоса
потока в обращ. потоке и воспользоваться
О. т., то можно исследовать влияние
на подъёмную силу нестационарных дефор-
маций пов-сти крыла и Отклонения органов
управления, выбирая соответствующее рас-
пределение скоса Wf и вычисляя интеграл
в правой части. Задавая линейные распре-
деления wr—x или w,—z, придём к анало-
гичному результату для продольного момента
или момента крена.
О. т. обобщается и на случай произ-
вольного нестационарного обтекания тонкого
крыла. Одно из её важных следствий
при этом гласит, что импульс подъёмной
силы (продольного момента, момента креиа),
сообщаемый крылу за всё время неста-
ционарного обтекания, совпадает с импуль-
сом, определённым по квазистационарной
теории (если значение импульса конечно).
Лит. см. при ст. Нестационарное течение.
В. Н- Голубкин.
ОБРАТНАЯ СТРЕЛОВИДНОСТЬ - один
из способов реализации эффекта скользя-
щего крыла (см. Скольжения принцип) для
уменьшения волнового сопротивления При
околозвук. скоростях полёта. В отличие от
обычного крыла Прямой стреловидности
(КПС) у крыла О. с. (КОС) носки кон-
цевых Сечений располагаются впереди нос-
ка корневого сечения (угол стреловидности
отрицателей).
Характерной особенностью дозвук.-обте
кания КОС яаляется возникновение Срыаа
потока в корневой части крыла при срав
ннтельно небольших углах атаки и практи-
чески безотрывное обтекание концевых час-
тей КОС, что обеспечивает сохранение
эффективности элеронов (см. Эффективность
органов управления) до больших углов
атаки. Развитие срывного обтекания в
корневой части КОС может быть ослаблено
установкой горизонт, оперения перед крылом
(аэродинамическая схема «утка») или с
помощью треугольного переднего наплыва
крыла.
При сверхкритич. обтекании КОС (Маха
число полёта больше критического М»)
фронт скачка уплотнения, замыкающего
местную сверхзаук. зону в ср. части крыла.
распол"агается примерно вдоль линий равных
процентов хорд крыла. Поэтому следует
так профилировать КОС, чтобы замыкаю-
щий скачок располагался в задней части
крыла, где линии равных процентов хорд
имеют наибольшую стреловидность. Этого
можно добиться применением для КОС
сверхкритических профилей- В этом случае
при заданном Значении Ms КОС может
быть выполнено с меньшим по модулю углом
стреловидности по передней кромке, чем
КПС, что приводит к повышению несущих
свойств и аэродинамического качества крыла.
Для КОС допустимы большие сужения
крыла, чем для КПС. Применение КОС
в схеме «утка» позволяет также получить
более благоприятное распределение площа-
дей поперечных сечений но длине ЛА и тем
самым уменьшить волновое сопротивление,
обусловленное объёмом (см. Площадей
правило). При взлёте и посадке концы
КОС удаляются от земли при увеличении
угла атаки, что повышает безопасность
полёта. Рулевые пов-сти КОС могут быть
использованы в качестве т. н. безмо-
ментной механизации крыла для создания
приращений подъёмной силы без изменения
продольного момента. Однако КОС более
склонно к развитию дивергенции концов
крыла. Применение в конструкции крыла
композиц. материалов в сочетании со СпеЦ-
конструктиано-силовыми схемами позволяет
в значит, степени устранить этот недоста-
ток КОС без существ, увеличения массы
крыла.
В 1944 в Германии был построен опытный
бомбардировщик с КОС Ju-287. В СССР
в |947—48 проводились лётные исследова-
ния на имевшем порохоаой ускоритель
эксперим. планёре Л Л-2 с КОС. В |9б4
в США был создан эксперим. самолёт
с КОС Грумман Х-29А (см. рис. в ст.
«Грумман»).	Л. F-. Васильев.
«ОБРАТНАЯ ЧАЙКА» - - схема крыла, при
к-рой корневые его части имеют отрицат-
поперечное V крыла, а коцЦевые — положи-
тельное или горизонтальны (см. рис.).
Крыло схемы «Обратная чайка».
Крыло похоже на перевёрнутое крыло
летящей чайки (Отсюда назв.). Применение
такого крыла на низкоплане позволяет
уменьшить высоту стоек шасси (устанавли
ааются обычно в местах стыковки корне-
вых и коицевых частей крыла) при задай
ной аысоте расположения фюзеляжа над
землёй на стоянке, при разбеге или пробеге,
определяемой, напр., диаметром винта или
требованиями доступа к люкам и узлам
подвески грузоа.
ОБСЛУЖИВАНИЕ ВОЗДУШНОГО ДВИ-
ЖЕНИЯ — система согласоа. действий по
обеспечению полётоа ЛА, имеющая целью
предотвращение столкновений между ними
(а при движении по площади маневриро-
вания аэродрома, кроме того,— с препят-
ствиями на этой площади), поддержание
порядка и ускорение движения в потоке
ЛА, обеспечение экипажей информацией,
необходимой для выполнения полёта, а также
извещение органов ноисково-спасат. обеспе-
чения о ЛА, терпящих бедствие. В доку-
ментах Междунар. орг-ции гражд. авиации
(ИКАО) О. в. д. определяется как общий
термин, используемый для обозначения
относящихся к нему видов обслуживания:
полётцо-информационного, консультативно-
го, диспетчерского (а т. ч. районного,
обслуживания подхода, аэродромного), ава-
рийного оповещения.
И. Ф. Образцов.
М. Ц. Одинцов.
П о л ё т н о-и и ф о р м а ц и о и н о е обслу-
жи а а н и е заключается а предоставлении
экипажам всех ЛА консультаций и ин-
формации, необходимых для безопасного и
эффективного выполнения полётов, в т. ч.
ннформациио метеоусловиях (фактич. и про-
гнозируемых), работе радиотехн. средств,
состоянии аэродромов в р не полётоа и др.
В неконтролируемом воздушном простран-
стве О. в. д. ограничивается полётно-
информац. обслуживанием и аварийным опо-
вещением.
Консультативным обслуживани-
ем обеспечиваются ЛА, выполняющие по-
лёты по правилам полётов по приборам в
возд. пространстве, специально установлен-
ном для такого обслуживания. Пилоты (ко-
мандиры ЛА) получают информацию о возд.
обстановке и рекомендации (советы) отно-
сительно их Действий для предупреждения
столкновений с др. ЛА, выполняющими по-
лёты в том же пространстве.
При диспетчерском обслужива-
нии осуществляются контроль н управление
аозд. Движением с целью предотвращения
столкновений между ЛА в контролируемом
возд. Пространстве, а также ЛА с Препят-
ствиями иа аэродроме. Органы диспетчерско-
го обслуживания одновременно осуществля-
ют полётио-информац. обслуживание и ава-
рийное оповещение в отношении ЛА, на-
ходящихся под их контролем.
Аварийное оповещение предназна-
чено для уведомления органов понсково-спа-
сат. службы о ЛА, к-рые нуждаются в
поиске и спасании или в отношении
к-рых совершён акт незаконного вмешатель-
ства (см. Поиск и спасание воздушных
судов).
Обслуживание асех полётов ЛА во всём
возд, пространстве нашей страны обеспе-
чивается в аиде управления воздушным
движением. А. Н Котов, А М Пашестюк.
ОБТЕКАТЕЛЬ — вспомогательная конст-
рукция Л А с плавными обводами, устанавли-
ваемая поаерх выступающих в возд. поток
агрегатоа или деталей ЛА для уменьшения
аэродинамич. сопротивления и исключения
возможного срыва потока. Форму и габариты
О- определяют размеры закрываемого агре-
гата и скоростные хар-ки ЛА. Окончат,
обводы и переходы к осн. конструкции
отрабатываются продувками О. в аэроди-
намич. трубе. Гл. условия эффективности
О — его жёсткость и высокое качество
пов-сти. Получают распространение конст-
рукции О. из трёхслойного материала с со-
товым заполнителем, к-рые приходят на
смену Традиционным О. из листового алю-
миния с подкрепляющими стрингерами,
шпангоутами и диафрагмами. В местах соч-
ленения осн. агрегатов аналогичные задачи
по уменьшению аэродинамич. сопротивления
выполняют зализы. Антенные О. изготавли-
ваются из радиопрозрачных материалов.
См также ст. Гаргрот.
ОБШНВКА — оболочка, образующая внеш,
пов-сть ЛА. В совр. ЛА используется
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт свои^йРА
389
Рис 1 Нагрузки действующие на Обшивку крыта
самотета УЙИЗ —изгибаюшии чомент МКГ) — кру
тящий момент Q — перерезывающая cnfa <т-
нормальные нанри/кения	напряжения
сдвига Tj^ —напряжения от крутящего момента
Мо ютитнаи фргзсрованнтя нанеть
Рис 2
Рис 3 Трем, юин я обшивка I — верхний ибип и
ка 2 — запо|нитеть 3 — 1ижняя обшивка а
сотовый залотпитеть б—пористый залотиитеть
в — гофрированный заполните ть
жесткая «работающая» О воспринимающая
одновременно внеш аэродинамич нагрузки
нагрузки в виде изгибающих и крутящих
моментов а также перерезывающих сил
действующих на каркас ЛА (рис 1)
Распространенная ранее «мягкая» иесиловая
О из ткани или фанеры используется редко
(в осн в конструкциях легких спортив
них или тренировочных самолетов и пла
неров имеющих малую скорость полета)
О крыта н оперения в зависимости
от выбранного типа конструкции может
быть тонкой подкрепленной стрингерным
набором или толстой выполненной из моно
литнои прессованной чнбо фрезерованной
панели (рис 2) или трехслойной (рис 3)
Во всех случаях О должна быть жесткой
и сохранять заданную форму Преждеврем
образование скидок и вочи на О ведет к
значит увеличению аэродинамич сопротив
тения в почете Под действием изгибающе
го момента верхняя О крыла нагружена
регулярно повторяющимися сжимающими
усилиями а нижняя растягивающими В
связи с этим для верхних «сжатых» О
(панетеи) испотьзуются высокопрочные ма
териалы хорошо работающие на сжатие
а для нижних «растянутых» панелей
материалы имеющие высокие усталостные
хар ки Для сверхзвук ЛА материач О
(панелей) выбирается с учетом аэроди
намического нагревания а полете В местах
нагревания устанавливается О из тепю
стойких алюм материалов титана ити ста 1и
а в оста шных частях — из обычных ачюм
сплавов
Для повышения живучести конструкции
ширина листов О в сечении крыта выби
рается из услоаия допускаемого разруше
ния одного из листов без потери обшей
прочности крыла В высокоресурсных кон
струкциях по длине крыла стремятся макси
малыш сократить число стыков имеющих
значитетьно меньшии ресурс в сравнении
с осн нототном О Масса О крыла
составляет ок 25—50% его общей массы
Рис 4 Креп темне шпангоутов стрингеров и об
шнвки фюзетяжа I —шлангоу! 2 — обшивка 3
стрингер 4 — гигановая тента сто iilep
поэтому с целью улучшения весовых хар к
производится механич или хим профили
рование тистоа и панезей по тотщине в до
цустимых прочностью пределах
Тотшина О фюзеляжа выбирается
в зависимости от действующей нагрузки
При этом учитывается что аерх зона
О воспринимает растягивающие усилия
всей тощадью О и стрингеров а ниж
зона — сжимающие нагрузки тотько частью
О присоединенной к стрингерам дтинои
/=306 (где 6 тотшина О ) В герме
тичном фюзетяже (см Гермокабина) тол
щина О выбирается с учетом внутр
избыточного давления Для обеспечения
необходимого ресурса гермокабины исполь
зуются атюм листы прессованные и фре
терованные панети повыш чистоты из аы
сокоресурсного ептава Для повышения жи
вучести конструкции фюзеляжа на О
высокоресурсных гермокабин часто приме
няются ленты стопперы явтяющисся оста
новитетями трещин (рис 4) Ленты уста
навливаются по всему периметру фюзетяжа
(под шпангоутами или между ними)
R К Рахн щи
ОБЩЕСТВО ДРУЗЕЙ ВОЗДУШНОГО
ФЛОТА (ОДВФ)— первая в СССР массовая
добровольная обществ opi ция по содей
ствию развитию Воздушного фчота Осн
в марте 1923 в Москве В Совет ОДВФ
вопли видные государственные деятели
ученые В А Антонов Овсеенко Ф Э Дзер
жинский Л Б Красин А В Луна
чарскии М В Фрунзе С А Чаплыгин
и др В Совете работали агитационно
Пропагандистская техн науч теоретич
пром хоз спортивная и финансовая сек
ции В РСФСР на Украине в Бело
руссин и Закавказье были организованы
республиканские об ва К кон 1923 ОДВФ
насчитывало 580 тыс членов В нояб
1923 вышет первый номер печатного органа
ОДВФ — журнала «Самолет» был проведен
Первый стет планеристов а Крыму В мае
1925 произошло слияние ОДВФ и Об ва
друзей хим обороны (Доброхнма) в Об во
трузей авиац и хим обороны и пром сти
(Авиахим) К моменту слияния этих об в
ОДВФ насчитывало 2 млн членов было
собрано св 4 5 млн руб золотом построено
св 120 воен и гражд самолётов десятки
аэродромов и посадочных площадок оказана
финансовая поддержка самолето и мо
торостроит з дам авиашколам ЦАГИ Ака
демии возд флота им проф Н Е Жу
ковского, проведена большая просветит
и пропагандистская работа
ОБЩЕСТВО ИНЖЕНЕРОВ АВТОМО
БИЛЬНОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ, ПРО-
МЫШЛЕННОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППА-
РАТОВ И ТРАНСПОРТА (Sociely of
Automotive Engineers SAE) Создано в
1905 находится в Уоррендейле (шт Пен
си швания США) Осн задачи разработка
и уточнение стандартов на детачи и эле
меиты конструкции материалы методы
испытаний и т д Работу об ва возглав
шет президент и совет директоров Совет
руководит работой ок 500 техн комиссий
Работы по стандартизации в области авиац
ракетной и космич техники возглавляются
комиссиями в пяти отделениях Совета по
авиации ракетной технике и космонавтике
(общих проблем разработки проектов обо
рудования силовых установок материачов
измерит техники) Этот Совет координирует
работы по стандартизации в США н пред
ставляет интересы США в междунар мае
штабе Об во ежегодно проводит конферен
ции и междунар симпозиумы материалы
к рых пубчикуются в сборнике «SAE Pre
prinls» Издает стандарты и нормативы на
уч техн журнал «Aolomotive Engineering»
ОБЩЕСТВО ПО АВИАЦИИ И КОСМО-
НАВТИКЕ ФРГ (Deulsche Gesellschaft
fur Luft und Raumfahrt DGLR) Осн
в 1967 находится в Кельне Занимается
opi цией ежегодных конференций по про
блемам авиации и космонавтики Издает
журнал «DGLR Mitteilungen» (выходит
ежеквартально)
ОБЩИЙ ШАГ компонент угла установки
чо пастей несущего винта или рулевого
винта вертолета не зависящий от азимуталь
ного Положения лопастей (при фиксирован
ном управлении) Изменение О ш исполь
зуется для управления тягой винта На
вертолетах соосной схемы и с перекрещи
веющимися винтами диф изменение О ш
винтов применяется также для путевого
управчення а на вертолетах поперечной
схемы —для поперечного О Ш летчик
изменяет с помощью рычага «шаг—газ»
перемещение к рого вызывает поступят
движение тарелки автомата перекоса вдоль
оси приводного вала винта при одноврем
изменении мощности силовой установки
ОБЪЕМНАЯ СИЛА — см в ст Массовые
силы
ОГНИ АЭРОНАВИГАЦИОННЫЕ лета
тел ь но го аппарата — бортовое свето
chi иальиое устройство для обозначения совм
с маяком световым траектории полета ЛА
в воздухе с Целью предотвращения опас
ного сближения с др ЛА Состоят из
красного зеленого и белого огней Красный
огонь устанавливается в левой законцовке
крыта зеленый — в правой белый — в зад
ней части хвостового оперения Зона излу
пения в горизонт плоскости левого и пра
вого огней 110° заднего — 140° В вертик
плоскости все огни излучают а зоне
±90° Сила света левого и правого
390 ОБЩЕСТВО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
огней 250 кд, заднего — 70 кд. Дальность
обнаружения до 20 км.
ОДЕССКИЙ АЭРОКЛУБ — основан 11(24)
марта 1908 как науч.-спортивное об-во
для содействия развитию отечеств, авиации
и воздухоплавания. Руководящим органом
О. а. был комитет. С окт- 1909 при О. а.
работала науч.-техн, комиссия. 8(2!) марта
1910 О. а. организовал в Одессе первые
а России показат. полёты рус, лётчика
М. Н. Ефимова Через неделю после него
в воздух поднялся С. И. Уточкин. Затем
проводились полёты И. М. Заикина,
Н. Н. Костина, В. Н. Хиони и Др.
первых рус. авиаторов. О. а. участвовал
а созыве и проведении Всероссийских
воздухоплават. съездов, организовал и про-
вёл в 1910 в Одессе Южный воздухо-
плават. съезд. В том же году аэроклуб
организовал воздухоплават- отдел на Одес-
ской пром, выставке. С июля 1910 при
О. а. работала авиац. школа пилотов
с воен, и гражд. классами. Руководил
ею лётчик и конструктор Хиони. Во вре-
мя 1-й мировой войны школа была пере-
дана воен, ведомству. В 1917 О. а.
прекратил существование.
ОДИНЦОВ' Михаил Петрович (р. 1921) —
сов. лётчик, ген.-полковник авиации (1976),
засл, воен, лётчик СССР (1967), дважды
Герой Сов. Союза (1944, 1945). В Сов.
Армии с 1938. Окончил Энгельсское воен,
уч-ще лётчиков (1940), Воен.-полит- ака
демию (1952), Воен, академию Генштаба
Вооруж. Сил СССР (1959). Участник
Вел. Отечеств, войны. В ходе войны
был ком. звена бомбардировочного авиа-
полка, ком. эскадрильи, штурманом штур-
мового авиаполка. Совершил 215 боевых
вылетов. После войны командовал авиа-
полком, авиадивизией, ВВС воен, округа.
С 1976 ген.-инспектор ВВС. Награждён
2 орденами Ленина, орденом Октябрьской
Революции, 5 орденами Красного Знамени,
орденом Александра Невского, 2 орденами
Отечеств, войны 1-й степ., орденами Оте
честа. аойны 2-й стец.. Красной Звезды.
«За службу Родине в Вооружённых. Си-
лах СССР» 3-й степ., медалями, а также
иностр, орденами. Бронзовый бюст в Екате-
ринбурге. Портрет см. на стр. 389.
Соч.: Тогда, в 42-м .... М., 1977; Преодо-
ление, М.. 1982; Испытание огнем. 2 изд.. М., |983.
Лит..' Мельников Н., Небо — на всю жизнь,
в кв.: Высокое звание, 2 изд., Пермь, 1978.
ОКАЛИНОСТОЙКИЕ МАТЕРИАЛЫ — то
же. что жаростойкие сплавы.
ОКИСЛИТЕЛЬ - комоонент топлива, окис-
ляющий горючее при сгорании в камере
ракетного двигателя. О- должен реагировать
с горючими элементами с выделением макс,
кол-ва теплоты- В жидких ракетных топливах
в качестве О. используют жидкий кисло-
род, азотнокислые соединения, пероксид во-
дорода. В качестве перспективных О. ис
следуются жидкий фтор и его соединения.
В твёрдых ракетных топливах в качестве
О. применяются неорганич. нитраты, орга-
нич. нитросоединения и эфиры азотной
к-ты, перхлораты металлов и неметаллов
(аммония и Др.). О. горючего в ВРД
служит атм. воздух.
окклюзия (от ср.-век. лат. occlusio —
запирание, скрывание)—смыкание атмос-
ферных фронтов в циклоне. Холодный фронт
движется заметно быстрее, чем тёплый.
Оба фронта соприкасаются у земной пов-сти,
образуя фронт О- В результате О. тёп-
лый воздух вытесняется в верх, тропосферу,
возрастает вертик. мощность циклона, умень-
шается скорость его перемещения, ликви-
дируются температурные контрасты в систе-
ме циклона. Это Приводит к заполнению
циклона холодным воздухом и его зату-
ханию. С фронтом О. нередко связаны мощ-
ная облачность, плохая видимость, туманы
и др. опасные для полётов ЛА явления
погоды.
ОКОЛОЗВУКОВАЯ СКОРОСТЬ, Транс
звуковая с к о р о с т ь,—скорость V газа,
близкая к местной скорости звука а:
IV—а| <S.a (| М—l|«Cl, И — Маха число}.
2) О с. полёта — скорость ЛА. близкая к
скорости звука в невозмуш. потоке. Полёт
с О. с. сопровождается, даже при №«,<1,
образованием на пов-сти ЛА местных сверх-
звук. зон со скачками уплотнения, резким
изменением аэродинамич. хар-к (см. Транс-
звуковое течение, Волновой кризис}.
ОКОЛОЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ — то же, что
трансзвуковое течение.
ОКУЛОВ Василий Андреевич (1899—
1974)— организатор авиац. пром-сти, ген.-
лейтенант инж.-техн. службы (1944). В
Сов. Армии с 1918. Участник Гражд.
войны. Окончил Воен,-возд. академию РККА
им. проф. Н. Е. Жуковского (1934; ныне
ВВИА). Воен, представитель на авиац.
з-дах (1934 —38), директор крупных авиац.
з-дов в Москве и Казани, где выпускались
самолёты СБ, Пе-8, Пе-2. Ту-2, Ту-4
(1938—49), нач. филиала ЦИАМ (1949 — 51),
зам. нач. НАГИ но произ-ву (1951 — 74).
При непосредств. участии О. были решены
сложные задачи стр-ва новой эксперим.
и производств, базы ЦАГИ, её модернизации,
что обеспечило проведение науч, и экспе-
рим. исследований новых образцов авиац.
техники. Награждён 4 орденами Ленина,
орденом Октябрьской Революции, 2 орде-
нами КРасного Знамени, орденом Кутузова
1-й стец., 2 орденами Трудового Крас
ного Знамени, Красной Звезды, медалями.
«ОЛЙМПИК ЭРУ- _________
ЭЙС» (Olympic Air-
ways)— авиакомпа-
ния Греции. О суше-
ствляет перевозки
внутри страны и
страны Европы,
Азин. Африки. Бл. и
Ср. Востока, а так-
же в США, Японию. Канаду и Авст-
ралию. Осн. в 1957 после слияния ранее
существовавших мелких авиакомпаний. В
1989 перевезла 6,7 млн. пасс., пассажи-
рооборот 8,0( млрд, п.-км. Авиац. парк—
55 самолётов.
«ОЛЛ НИППОН г-
ЭРУЭЙС» (ANA, АН
Nippon Airways) —
авиа комн а ния Я по-
нии. Осуществляет
перевозки внутри
страны, а также в
США, Канаду, Авст-
рал ию, страны Зап.
Европы и Азии. Осн. а 1952 под назв. Джа-
пан геликоптер энд эрплейн», совр. назв.
с 1985. В 1989 перевезла 29,7 млн. пасс.,
пассажирооборот 28.68 млрд, п.-км. Авиац.
парк— 105 самолётов.
ОМЕТАЕМАЯ ПЛОЩАДЬ несущего
винта — площадь пов-сти, описываемой ло-
пастями несущего винта при их вращении
(при нулевых углах взмаха и качания
лопасти). О. п. вычисляется как площадь
круга с радиусом, равным радиусу несу-
щего винта. Эта хар-ка является опреде-
ляющей в аэродинамич. расчётах вертолётов
(подобно площади несущей пов-сти др. ЛА).
ОМСКОЕ МОТОРОСТРОИТЕЛЬНОЕ ПРО-
ИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ им.
П. И Баранова — берёт начало от з-да
в г. Александровске (ныне Запорожье),
осн. в 1916 акционерным об-вом «Дека»
(Дюфлон и Константинович) и выпускав-
шего авиац. ПД иностр- моделей. Был
воссоздан в 1920 (Гос. авиац з-д № 9;
с 1922 —«Большевик», с 1927 — з-д Кв 29,
В. А. Окулов.
.Г Т « у
Ф. Ф. Опадчий.
с 1933-—им. ГЕ И. Баранова), в авг.—
сент. 1941 перебазирован в Омск. В 20—
30-е гг. з-д строил авиац. ПД М-6,
М-11, М-22, М-85. М-86. М-87, М-88.
В Омске в годы Вел. Отечеств, войны
з-д № 29 им. П_ И. Баранова выпустил
17726 ПД М-88 -и АШ-82ФН. Произ-во
ПД и ГТД для самолётов и вертолётов
продолжалось и в последующий период
(АШ-21, АШ-82ФН, АШ-82Т, АШ-82В,
ГТД-ЗФ. веномогат, силовая установка
ВСУ-10 для пасс, самолёта Ил-86 и др,).
В разные годы на з-де работали А. С. На-
заров, В. Я- Климов. С. К Туманский,
Е_ В. Урмин, А. Г. Ивченко, В. А Глу-
шенков. Пр-тие награждено орденами Ле-
нина ((945), Октябрьской Революции (1971),
Трудового Красного Знамени (1944). В 1979
на основе з-да образовано ПО.
ОМСКОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕ-
ДИНЕНИЕ «ПОЛ ЕТ» берёт начало от з-да
К» 166, образов, в июле 1941 в Омске
в результате слияния эвакунров. сюда з-дов
№ 156 из Москвы и № 81 из г- Тушино
Моск. обл. В нояб.—дек. 1941 в его
состав влилась часть коллектива з-да № 288
из г. Кимры Калининской обл. В 194] —
42 з-д № 166 выпустил первую партию
бомбардировщиков Ту-2 (79 экз.), а затем
был переключён на произ-во истребителей
Як 9 (их было построено 3405 экз. в
1942—45), В годы Вел. Отечеств, войны
на з-де работали А. Н. Туполев. С, П. Ко-
ролёв, В. М- Мясищев, Д. Л. Томашевич.
После войны з-д снова строил Ту-2, затем
производил реактивные бомбардировщики
Ил-28 и пасс, самолёты Ту-104. поставлял
крылья для самолётов Ан-14. Пр-тие награж-
дено орденами Ленина (1961), Октябрьской
Революции (1970). Трудового Красного Зна-
мени (1945).
ОПАДЧИЙ Фёдор Фёдорович (р. 1907) —
сов. летчик-испытатель, полковник, засл,
лётчик-испытатель СССР (1959), Герой
Сов. Союза ((957). Окончил Гатчинскую
школу пилотов (1931). Участник сов.-финл.
и Вел. Отечеств, войн. Работал лётчиком-
испытателем в НИИ ВВС (1935—41),
в ОКБ А. А. Архангельского, А. И. Ту-
полева, В. М. Петлякова, В. М. Мяси-
щева (1942-61). Проводил заводские ис-
пытания опытных поршневых и реактивных
бомбардировщиков Ту-2, Ту-14, Ту-16. Ту-70,
Ту 85, ДВБ-102, М-4, ЗМ (в т. ч. на пики-
рование). провёл гос. испытания бомбар-
дировщика Пе-2 (и его модификаций).
Испытывал скафандры и др. авиац. снаря-
жение лётчиков. Ленинская пр. (1957).
Награждён 2 орденами Ленина, 5 орденами
Красного Знамени. 2 орденами Отечеств,
войны 1-й Степ., 2 орденами КРасн°й
Звезды, медалями.
ОПАСНАЯ ЗОНА — возд. пространство оп-
редел. размеров, в пределах к-рого су-
ществует опасность для полёта ЛА (напр.,
в связи с воен, манёврами, пуском метеорол.
ракет и др.). Устанавливается гос-вами,
как Правило, в возд. пространстве над
391
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим

открытым морем. Координаты О. з. и период
времени, на к-рый она устанавливается,
гос-во, обслуживающее возд. движение в дан-
ном р-не, своевременно доводит до всеоб-
щего сведения. Полёты ЛА в О. з.
не запрещаются. Решение вопроса о произ-
ве полёта оставлено на усмотрение ко-
мандира ЛА.
ОПЕРЕНИЕ — аэродинамич. пов-сти .ЛА,
обеспечивающие его устойчивость и управ-
ляемость. О. самолёта обычно состоит из
горизонтального оперения (ГО) и вертикаль-
ного оперения (ВО), располагаемых чаше
всего на хвостовой части фюзеляжа (см_
Аэродинамическая схема). О., у к-рого
ГО установлено сверху киля, наз_ Т-образ-
ным. У ЛА схемы «утка» ГО {дестабили-
затор) устанавливают перед крылом. О.
самолётов схемы «бесхвостка» состоит толь-
ко из ВО. Известны компоновки самолётов
и планёров с V-образным О-, аэродинамич.
пов-сти к-рого устанавливаются под углом
45—60° к плоскости симметрии ЛА; такое
О. одновременно выполняет ф-ции и ГО
и ВО. Эффективность О. определяется его
аэродинамич. компоновкой, относит, пло-
щадью (по отношению к площади крыла)
и относит- плечом оперения. Пов-сти хвос-
товых О. располагают так, чтобы они не
попадали в зону действия реактивной струи
двигателей, однако ГО с Целью повы-
шения его эффективности иногда специально
устанавливают в зону Струй От возд.
винтов. Размеры О- выбираются из условия
обеспечения требуемых хар-к устойчивости
и управляемости, а также из условия
обеспечения высокой безопасности полёта
(парирование больших возмущений, уход
с критНч- режимов и т- п.). Использование
автоматич- устройств в системах управления
ЛА позволяет в нек-рых случаях уменьшить
требуемые размеры О.
ОППМАН Евгений Максимилианович
(1883—1938)—сов. воздухоплаватель. В
[904, после окончания сапёрного воен,
уч-ща, участвовал в рус.-япон. войне. В
1910 окончил Петерб. Офицерскую Воздухо-
плават. школу. В 1910—16 летал на рус.
воен, дирижаблях («Кондор», «Зоди-
ак»), участвовавших в боевых операциях
в 1914—16. В 1918 добровольно вступил
в ряды Красного' возд. флота. Был пом.
нач. Возд. флота Моск. воен, округа.
Формировал воздухоплават. отряды для
Красной Армин, В 20—30-х гг. участвовал
в орг-ции полётов дирижаблей «Московский
химик-резинщик» и «Комсомольская прав-
да». С 1930 ком. дирижабля «Комсомоль-
ская правда», обучал будущих ком. и пило-
тов сов. дирижаблей. В 1932 назначен ком.
дирижабля «СССР В-2». Совершил на нём
ряд перелётов между Москвой и Ленингра-
дом, полёт над Балтийским морем, круговой
перелёт Ленинград — Москва — Казань —
Ленинград. В 1935—38 ком. дирижаблей В-1
и В-10. Погиб при катастрофе дирижабля
В-Ю.
ОПТИМАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ лета-
тельным аппаратом — раздел динами-
ки полёта, посвящённый развитию и исполь-
зованию методов оптимизации для определе-
ния законов управления движением ЛА
и его траекторий, обеспечивающих максимум
или минимум выбранного Критерия качества
для разл. задач. К таким задачам от-
носятся, напр., набор высоты или снижение
за миним. время или с миним. расходом
топлиаа при разл. вариантах нач. и конеч-
ных (краевых) условии, полёт на макс,
дальность, оптим. по времени развороты.
При анализе движения ЛА различают
квази установившийся и неустановившийся
полёты. В первом случае инерционные чле-
ны (содержащие производные по времени!
в уравнениях движения центра масс ЛА
в силу их малости не учитываются, и
соответствующие диф. ур-ния переходят
в алгебраич. условия квазиустановившегося
полёта, во втором случае ур-ния движения
остаются дифференциальными.
Для квазиустановившегося полёта
с помощью исследования экстремумов ф-ций
мн. переменных определяется локально О. у.
или программа полёта (с целью минимиза-
ции километрового расхода топлива в го-
ризонт. полёте на пост, высоте и при
пост, скорости, минимизации скорости сни-
жения при планировании и т- п.), к-рые
затем можно использовать при интегриро-
вании ур-ний движения для получения ин-
тегральных лётных хар-к. Для построения
оптим. программ набора высоты и снижения
широкое применение получил энергети-
ческий метод. В этом методе в качестве
независимой переменной используется удель-
ная энергия ЛА, что упрощает постановку
и числ. решение задач оптим. перехода
от одного уровня энергии к другому по
критериям минимума времени, расхода топ-
лива и т. л. При использовании энергетич.
метода обычно предполагается, что проек-
ция инерционных сил на нормаль к траек-
тории мала. Решения, получаемые на основе
энергетич. метода, задают фиксир. программу
полёта в плоскости скорость — высота, при
помощи к-рой, однако, нельзя удовлетворить
произвольным краевым условиям. Предло-
женный амер, учёным А. Миеле (Миле:
А. Miele) метод, осн. на использовании
преобразования криволинейного интеграла
вдоль траектории в интеграл по площади
(ф-ла Грина), позволяет в рамках допущений
энергетич. метода построить для двумерных
задач оптим. законы управления движением
ЛА при перелётах из заданных начальных
в заданные конечные условия полёта.
Для решения задач О- У- в неу Ста-
новившемся полёте широко используется
принцип максимума и разл. прямые методы.
Трудность применения принципа максимума,
задающего необходимые условия оптималь-
ности, связана с решением двухточечной
краевой задачи для диф. ур-ний движения
и ур-ний в сопряж. переменных. При исполь-
зовании прямых методов обычно достаточно
просто достигается удовлетворение краевых
условий, однако в итерационной процедуре
могут возникнуть трудности обеспечения схо-
димости к искомому решению.
Практич. реализация О. у., приводящего
к повышению топливной и эконом, эф-
фективности ЛА, становится возможной при
использовании бортовых цифровых вычислит-
машнн.
Лит.: Миеле А., Механика полета, пер.
с англ., т. I. И.. 1965; Брайсон А., Хо
Ю-IU и, Прикладная теория оптимального управле-
ния, М., 1972; Механика оптимального простран-
ственного движения летательных аппаратов в
атмосфере, М., 1972; Математическая теория
оптимальных процессов, 4 изд., М., 1983.
И. О. Мельц.
ОПТИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ ИССЛЕДОВА-
НИЯ ТЕЧЕНИЙ — методы исследования те-
чений в аэродинамическом эксперименте
Рнс. 2. Прямотеневое (а), теневое (б) и интерференционное (а) изображения шара, обтекаемого сверх-
звуковым потоком.
Рис. I.
с помощью оптич. Приборов и установок.
О. м. и. т- обеспечивают визуализацию
неоднородных потоков газа (см. Визуали-
зация течений), качеств, анализ состояния
и структуры потока, бесконтактное и без-
ынерционное измерение одновременно в пре-
делах всего визуализируемого участка те-
чения плотности у.
Наибольшее распространение получили
прямотеневой, теневой и интерферени. методы
исследования- Для изучения газовых потоков
прямотеневой метод исследования впервые
применил чеш. учёный В. Дворжак в
1880, теневой метод исследования — нем.
учёный А. Тёплер в [867, интерферен-
ционный метод исследования независимо
друг от Друга предложили и использовали
нем. учёные Л. Цендер в [891 и Л. Мах
в 1892. В основе всех методов лежит прин-
цип просвечивания пучком световых лучей
2 (рис. I) от внеш, источника [ иссле-
дуемой области потока 3. При отсутствии
возмущений в области 3 отдельный свето-
вой луч 4 пучка проходит по заданному
направлению под углом а к оси (иа
рис. и=0), достигает экрана (фотоплёнки)
5 в точке А со значением фазы ср
световой волны. При наличии локальных
изменений показателя преломления п среды
в области 3 на пути луча 4 он изменяет
своё направление на 4', выходит из области
3 под углом ctj и достигает экрана в точке
А] со значением фазы ф,, что приводит
к изменению местной освещённости экрана
(значений амплитуды рабочей световой вол-
ны). При этом характерными величинами,
регистрируемыми прямотеневым, теневым и
интерференц. методами, являются смещения
лучей AA=Aj—А, отклонения Aa=tx,—а,
изменения фазы волн	— ф. Характер
перераспределения освещённости экрана во
всех случаях обеспечивает надёжный ка-
честв. анализ картины течения (рис. 2). Для
определения плотности среды применяют
интерференц. и теневой методы: по за-
фиксированным на изображениях измене-
ниям освещённости находят Аф и Да; получ-
значення используют для определения мест-
ных значений показателя преломления п
среды; в заданных точках потока рассчиты-
вают плотность у по ф-ле п — !=£(},
где k — т. и. коэф. Гладстона — Дейла. Для
изоэнтропич. течений по газодинамич. ур-
392 ОПЕРЕНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ниям с использованием найденных значений
р могут быть рассчитаны давление темп pi
скорость и Маха число О м и т
наиболее эффективно применяют в аэроди
намических трубах с транс и сверхзвук
потоками т к в этих случаях стчновится
заметной сжимаемость и возникают местные
изменения плотности и показате|Я пре iom
ления среды О м и т можно применять
также в аэродинамич трубах с до и гипер
звук потоками при нек рои доработке мето
дики и приборов С 1960 70 х гг для этой
цели используют тазеры и готографню
См также Спектральные методы исследо
вания
Лит Васильев Л А Теневые методы
М 1968 Голографическая интерферометрия фазе
вых объектов Л 1979	В А Яковлев
ОПЫТНО-КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
МОТОРОСТРОЕНИЯ (ОКБМ) образова
fic в 1960 на базе серийно конструкторского
отдела авиамоторного з да № 154 (ннне
Воронежский механический завод) В 1963
было преобразовано в филиал ОКБ А Г Ив
ченко с 1966 снова стало самостоят
пр тием В 1960 67 был создан ряд моди
фиканий авиаи ПД АИ 14 (АИ 14ВФ
АИ 14РФ АИ 14ЧР соответственно мощ
ностью 206 221 257 кВт) а после того
как ОКБ Ивченко полностью перекцочилось
на разработки ГТД ОКЕМ проводило
работы по дальнейшему развитию этого
двигателя в варианте И 14 (см табл )
Табт Поршневые авиационные
двигатели ОКБМ
Марка двига те чя	Взлетная МО 1(1 несть кВт	Год [|ЙЧс1 {d сериинсл о произвот с тв а	Применение двигателя (самолеты и вертолеты)
М I4B26	239	1967	К а 26
М |4Б	221	1970	Ан |4
М 14	221	1972	Як |8ПМ Як 18Г|С Як 1ST
М 1411	265	1974	Як 52 Як I 8Т Як 55 Як 53
М 14ПФ	294	—	Спортивно акро батические са молеты
Быт также разработан гт редуктор Р 26
для вертолета до 26 Во 2 и пол 70 х гг
были созданы опытные образны авиац
роторно поршневых двигатетей мощностью
294 кВт Проводитись исследования и раз
работки по авиац ПД возд охлаждения
нового покотения в широком диапазоне
мощности от 29 4 до 331 кВт дтя сверхтег
ких ЛА мотодельтапланов а также для
спортивно акробатич уч тренировочных и
др легких самолетов В 1960 73 гл кон
Стрмктором ОКБМ был И М Веденеев
с 1973 — А Г Баканов
ОПЫТНО-КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
.№ 23 Осн в 1951 в Москве В ОКБ 23
в 1951 -60 под рук В М Мясищева
быти созданы стратегия бомбардировщики
М 4 (известен также под назв 103М)
ЗМ (201М) М 50 М 52 и разработаны
проекты ряда др летят аппаратов Подроб
нее об указанных самотетах см в ст М
Посте перехода на ракетно космич тематику
пр тие получившее впоследствии натв
КБ «Салют» создало ракету носитель «Про
тон» трансп корабля снабжения (ТКС)
орбит станнин «Салют» «Мир» специали
зир модули «Квант» «Квант 2» «Кристал т»
и др объекты Пр тие награждено орде
нами Ленина (1957) Октябрьской Револю
дни (1975) Трудовою Красного Знамени
(1963)
ОПЫТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ -
предназначается для проведения летных
L Ч Oiпман
,>| А Орбсли
испытании с цетью проверки соответствия
ЛА техн требованиям Нормам летной год
ности а также сертификации По резу ,ь
тэтам испытании проводится доработка Л А
и может быть принято решение « его
серийном произ ве Изготавливается опыт
ньгй ЛА в неск (обычно до 5 инО|Да 10
15) экземплярах За рубежом опытный ЛА
обычно наз прототипом
ОРБЕЛИ Леон (Левон) Абгарович (1882 —
1958)—сов физиолог акад АН СССР
(1935	41 корр 1932) и др академий
заст деятель науки РСФСР (1914) ген
полковник мед службы (1944) Герой Соц
Труда (1945) Окончил Воен мед акаде
мию (1904) В 1907—20 — в Инте экспе
рим медицины Ближайший ученик и сотруд
ник И П Павлова В 1918 57 руководил
фнзиол лаборатернеи кафедрой физиоло
гии интами В 1939—48 акад секретарь от
деления биол наук в 1942—46 вице
президент АН СССР Участвовал в изучении
ряда проблем авиац физиологии н меди
цнны Пр им И П Павлова АН СССР
(1937) Золотая мсдадь им И И Меч
ннкова АН СССР (1946) Чл Парижского
биол об ва (1930) Германской академии
естествоиспытателей «ЛеопольДина» (1931)
и др зарубежных АН и об в Гос пр
СССР (1941) Награжден 4 орденами Ле
нина 2 орденами Красного Знамени орде
нами Трудового Красного Знамени Красной
Звезды медалями В поселке Цахкадзор
(Армении) Открыт музеи братьев Л А и
И А Орбелн
Пит Лейбсон П I Л А Орбелн |	1471
ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ аэродинами
ческне спец аэродинамич пов стн
служащие для обеспечения полета ЛА на
заданных режимах и маневра (изменения ре
жима полета) Управление осу ществ тяется
изменением аэродинами щеких сил и момен
тов при отклонении О у Органы управления
самолета (планера) подратлеляются на ор
ганы продольного управления создающие
момент Мг относительно оси OZ органы
поперечного управления создающие момент
Мх относительно осц ОХ и органы путевого
управления со 1 дающие момент Му относи
тельно оси OY (см Системы координат
Боковое движение Продольное движение)
К органам продольного управления отно
сятся ру ib высоты подвижный стабилизатор
с рулем высоты управляемый стабилизатор
эгевоны поворотные рули в схеме «утка»
и др к органам поперечного управления —
элероны интерцепторы элевоны днф Стаби
лизатор к органам путевого управления —
руль направления целиком поворотный
кить В зависимости от схемы ЛА его
назначения диапазона скоростей полета
углов атаки выбираются те или иные
виды О у Они характеризуются эффектив
ностью органов управления и шарнирным
моментом См также ст Вертикальное one
рвние Горизонтальное оперение
Аэродинамич О у (ру ли высоты и нацрав
ления) применялись также на дирижаблях
Г К Орджоникидзе
Б А Орлов
На вертолетах ф цин О v выполняют
несущий и рулевой винты Нз ЛА щк рых
лицов исполыуется газодинамическое управ
ленит
ОРДЖОНИКИДЗЕ Григорий Константино
внч (1886—1937)—сов гос деятель Участ
ник Революции 1905—07 Окт революции
1917 В Гражд воину один из полит
руководителем Кр Армии В 1924 27 чл
РВС СССР В 1926 30 зам пред СНК
СССР ( 1930 пред ВСНХ с 1932 парком
тяжелой пром стн СССР Внес большой
вклад в создание и становление зниац
пром сти НИИ сети авиац вузов Участво
вал в орг ции перелетов сов оборонных об в
{Авиахим Осоавиахим) Чл ВЦИК и ЦИК
СССР и его Президиума Награжден ордена
ми Ленина Красного Знамени Р( ФСР
Трудового Красного Знамени Урна с прахом
в Кремлевской стене Именем О названы
Моск и Уфимским авнац нн ты Горь
ковское авиац производств объединение
Памятник в Мариуполе
ОРЕНБУРГСКОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ
ОБЪЕДИНЕНИЕ «СТРЕЛА» берет нача
ло от 1 дл № 47 к рми осн в 1928 в Ле
нинграде а в ав> 1941 бы i эвакуирован
в Чкалов (ныне Оренбур!) 3 д сначала
был авиаремонтным а с 1934 начал
осваивать произ во авиац техники В пред
воен годы Строн |ись десантные кассеты
самолеты АИР 6 (см Як) УТ 1 \Т 2
После перебазирования в Чкалов зд про
должна произ во УТ 2 а также выпускал
трансп самолеты Як 6 и Ще 2 (а 1941
46 А Я Щербаков возглавлял КБ з да)
Всего в годы Вел Отечеств войны з д
мзютовил 1322 самолета в т ч 589
УТ 2 226 Як 6 и 507 Ще 2 После войны
з д строил планеры самолеты По 2 Ил 10
вертолет Ми 1 самолеты мишени Пр тие
(объединение) награждено орденами Лени
на (1971) Октябрьской Революции (1984)
Трудового Красного Знамени (1961)
ОРИЕНТАЦИЯ летательного аппа
рала определ угловое положение связан
ной сисэемы координат ЛА относительно
подвижной осн к рой совпадают по направ
лению с осями одной из систем коорди
пат связанных с Землей а начало—с
началом связанной системы Угловое от
носит положение двух систем коордпиЗ!
имеющих общее начало за чается углами
Эйлера Так при определении относит цемю
женин связанной и нормальной систем коор
динат углами Эйлера являются углы рыска
ния тангажа и крена
ОРЛОВ Борис Антонович (р 1934) сов
летчик испытатель засл летчик испытатель
СССР (1979) мастер спорта СССР между
нар класса (1973) Герои Сов Союза
(1974) Окончил авиац техникум в Новоси
бирске (1952) летно техн школу ДОСААФ
в Саранске (1955) Школу летчиков испыл а
телеи (1965) МАИ (1970) Работал лет
чнком инструктором штурманом и ком звгна
в аэроклубе ДОСААФ в Новосибирске
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руОЯЛОВ 393
(1955—63) Участвовал во 2 м чемпионате
мира по высш пилотажу в составе сборной
команды СССР (1962) в Венгрии С 1965
в ОКБ А И Микояна Установит мировой
рекорд — подъем на выс 20 км за 2 мин
49 8 с на самолете Е 266 (1973) Успешно
провел летные испытания ряда опытных
сверхзвук реактивных самолетов Награж
ден орденами Ленина Октябрьской Рево
люции Трудового Красного Знамени «Знак
Почета» медалями
ОРНИТОПТЕР — то же, что махолет
ОРТОПТЕР — см в ст Махолет
ОСВАТИЧ (Oswatitsch) К-лаус (р 1910) —
австр ученый в области теоретич и при
кладкой газовой динамики Окончил ун т
в Граце (1935) Нач период науч деятель
ности протекал в Германии в Ин те гидро
аэродинамики кайзера Вильгельма руково
димом Л Прандтлем Известен работами по
конденсации ларов воды в потоке влажного
воздуха связи между аэродинамич солро
тнвлением и изменением энтропии в поле
течения сверхзвук диффузорам с системой
скачков уплотнения трансзвук течениям
распространению ударных во пн в газах
в частности по звук удару и т д
Книга «Gasdynamik» (W 1952) переведена
иа ряд иностр языков
ОСЕВАЯ ТУРБИНА — см в ст Турбина
ОСЕВОЙ КОМПРЕССОР — см в ст Комп
рессор
ОСЕЕНА УРАВНЕНИЯ, Осена уравне
ния |по имени швед ученого К В Осена
(С W Oseen)] —описывают мед пенные ста
ционарные течения сильно вязких жидкое
тей Получаются линеаризацией Навье—
Стокса уравнении в к рых сохранены гп
инерц члены в пределе малых Рейнольдса
чисел (Re—и0) Получены в 1910 имеют вид
дУ	1
I/ —-------gradp + -vAV
OX	Q
где V — вектор скорости р — давление q —
плотность v — кинематич вязкость х — де
картова координата совпадающая с на
правлением скорости набегающего потО
ка Д — оператор Лапласа О v решаются
при тех же граничных условиях что и
ур ния Навье—Стокса Вблизи обтекаемой
пов сти ииерц члены стоящие в левой
части ур иия много меньше вязких однако
на достаточно больших расстояниях от нее
инерц члены имеют одинаковый порядок
с вязкими или превышают их поскольку
на бесконечности они затухают медленнее
Опущенные инерц члены к рые обусповпи
вают матем трудности при решении задачи
из за их нелинейности всюду меньше вязких
Т о О у равномерно точно описы
вают все поле течения Несмотря на линей
ность О у достаточно трудны для инте1ри
рования и неизвестны их аналитич решения
в замкнутой форме Аналитич решения всех
рассмотренных задач получены приближ
методами сравнение аналитич решений с
данными экспериментов и числ интегри
рования ур иий Навье—Стокса указывают на
их применимость при Red Численное ре
шение О у дает приемлемые результаты
и при Re>l (см напр Осеена формула)
О у можно интерпретировать также как
ур ния описывающие асимптотику внеш
течений на больших расстояниях от обте
каемого тела при любых значениях Re
(напр течение в следе аэродинамическом)
В Л Бстшкин
ОСЕЕНА ФОРМУЛА сопротивлении
ц и л и н д р а — формула определяющая си
лу сопротивления X на единицу длины кру
гового цилиндра движущегося с постоянной
скоростью V в покоящейся вязкой несжи
маемой жидкости при малых Рейнольдса
числах Re<€ I
X	8л
QV2d/2 Re In (7 406/Re)
Здесь d — диаметр цилиндра g — плотность
жидкости с*— коэф сопротивления на еди
ницу длины ципиндра (см Азродинами
ческие коэффициенты) Из О ф следует
Что Д'со У т е сила сопротивления про
порциональна скорости а не ее квадрату
как это имеет место при умеренных и
больших числах Рейнольдса О ф быта
выведена англ ученым Г Ламбом (1911)
в результате приближ решения Осеена
уравнении В последующие годы были по
лучены аналитич решения этой задачи в
более высоких приближениях сходимость к
точному решению очень медленная и носи!
осцил пируюший характер Сравнение резуль
татов расчетов по О ф и числ интегри
рования ур Ний Осеена и Навье—Стокса
с эксперим данными показывает (см рис )
Зависимость с ципиндра от Re Кривые попчеиы
I — по форму те Осеена 2 — чис пенным интегриро
ванием уравнении Осеена 3 — в эксперименте
усповпые значки — резутьтаты чистемного интетри
рования сравнении Навье—Стокса разными авто
рами
что она обеспечивает приемлемую точность
при Red Если а Навье—Стокса урав
нениях полностью пренебречь инерц сипами
то решение этих ур ний называемых ур иия
ми Стокса для рассматриваемой задачи
не существует — т н парадокс Сгокса
Пит Ван Дайк VI Методы возмущении в
механике жидкости пер с ангп М 1967
ОСЕСИММЕТРИЧНОЕ ТЕЧЕНИЕ — те
чение в к ром газодинамич переменные
одинаковы во всех сходственных плоскостях
проходящих через ось симметрии О т
является одним из наиболее распространен
иых видов пространств течения Сюда от
носятся осевое обтекание фюзеляжей само
летов ракет дирижаблей движение жид
кости и газа в каналах круглого сечения
истечение струи из круглых отверстии
и др Наряду с плоскопараллельным тече
нием О т описывается ур Ниями газовой
динамики с двумя независимыми перемен
ными что обусловливает общность подхода
к изучению этих классов течении напр
путем введения функции тока Вместе с тем
О т является течением пространств типа
и за счет пространств растекания потока
при обтекании тела вращения вносимые
им возмущения слабее чем в спучае ллос
кого тела с той же формой профи зя
О т несжимаемой жидкости около тела
вращения произвольной формы может быть
получено наложением равномерного набе
тающего потока и течения от системы диск
ретных и пи распределенных источников и
стоков и особенностей более высокого по ряд
ка (мультиполей) Напр в случае обтекания
сферы в качестве особенности следует взять
диполь Т о решение задачи обтекания
сводится к определению интенсивности осо
бенностей по заданной форме тела Аиало
гичным образом на основе линеаризованной
теории рассчитывается осевое до и сверх
звук обтекание тонких тел вращения (их
наз также телами большого удлинения)
Решение взриац задачи о нахождении оп
тим формы тонких тел миним волнового
сопротивления показывает (см рис ) Что в
к пассе замкнутых тел с заданными длиной и
объемом оптим форму имеет т н тело
Сирса—Хаака (I) а «оживапо» Т Кармана
(2) представпяет собой оптим форму го
ловнои части при заданных длине н дна
метре основания
Одной из наибопее важных задач теории
О т является изучение сверхзвук обте
кания кругового конуса (см Коническое
течение) На основе решения этой задачи
проводятся чисп и приближ аналитич
расчеты обтекания заостренных теп враше
ния На практике часто используется при
ближ метод касатепьных конусов согласно
к рому давление на теле вращения попа
гается равным дав пению на конусе касаю
щемся пов сти те га а данной точке Дпя
оценки распределения давления на телах
вращения в гиперзвук потоке и решения за
дач оптимизации применяются ф па НьютО
на и ее модификации а также ф па
Ньютона—Буземана (см Ньютона теория
обтекания) Задача гиперзвук обтекания
тонкого осесимметричного тела согласно
т и закону пзоских сечении эквивалентна
одномерной нестационарной задаче о дви
женин газа вызванного расширением беско
нечного кругового ципиндра со скоростью
пропорциональной углу наклона образующей
тепа (см Гиперзвуковое течение)
При сверхзвук обтекании тела вращения
с затупл носовой частью за отсоедн
ненным скачком уплотнения возникает сме
шанное течение для расчета к рого разра
ботаны эффективные числ методы (метод
интегральных соотношений А А Дородни
цына — ОМ Белоцерковского метод сеток
метод установпения и др) Для расчета
сверхзвук О т около тел в соплах
и струях применяется характеристик метод
имеющий много общего с методом хар к
для ппоских течении В плоском и осе
симметричном случаях ур ния хар к в физ
плоскости совпадают однако между ними
имеется различие в плоскости годографа
где vp ния хар к О т не интегрируются
в конечном виде
Использование осесимметричных (в т ч
конических) сопел в гиперзвук аэроди
намических трубах имеет преимущество по
сравнению с плоским (профилированным)
соплом т к при одинаковом отношении
линейных размеров выходного и кригнч
сечении за счет большего отношения их
площадей с помощью осесимметричного
сопла удается получить в рабочей части
поток с бопьшим Маха числом Однако
существ недостаток кцнич сопел заклю
чается в том чго они дают неоднород
ный (расходящийся) гиперзвук поток Это
затрудняет моделирование обтекания тет
однородным потоком и делает необходи
мым введение поправки на коничность те
чения
Лит Краснов Н Ф Аэродинамика теп
вращения 2 изд И 1964 Обтекание затуппен
ных тет сверхзвуковым потоком газа Теоретн
ческие и эксперимента пьные исследования 2 изд
М 1967 Любимов А Н Руеанов В В
Течения раза око по тупых тег ч i—2 М
1970 Чис пенное исспедование современных задач
газовой динамики М 1974	В Н Голуокин
394 ОРНИТОПТЕР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОСИПЕНКО Почина Денисовна (1907—
39)—сов 1етчица майор Герой Сов
Союза (1938) Окончила Качинскую воен
авиац школу (1932) Установила 5 между
нар женских рекордов В 1938 совершила
перелеты Севастополь—Архангельск (совм
с В Ф Ломако и И И Расковой)
и Москва — поселок Керби (ныне село им
Полины Осипенко Хабаровский край совм
С В С Гризодубовои и Расковой) Награж
дена 2 орденами Ленина орденом Трудо
вого Красного Знамени медалями Погибла
в эксперим полете (с А К Серовым)
Урна с прахом в Кремлевской стене
Соч От Черного к Белому морю Ростов
н/Д 1938
ОСИПОВ в асилии Николаевич (р 1917) —
сов летчик майор дважды Герой Сов
Союза (1942 1944) В Сов Армии с 1937
Окончил Чкаловское воен авиац уч ще
(1940) Высш офицерскую летно такти i
школу (1949) Участник Вел Отечеств
войны В ходе войны был летчиком ком
звена ком эскадрильи бомбардировочного
авиаполка Совершил ок 400 боевых выле
тов После войны на командных должностях
в ВВС Награжден орденом Ленина 2
орденами Красного Знамени орденами Алек
сандра Невского Отечеств войны 1 и степ
медалями Бронзовый бюст в Санкт Петер
бурге
Лит Федоров Г Ф Взлет продолжается
в его кн Отвоем отце М 1965 Локшин В С
Самойлов С С Боевое счастье в их кн
Шестг юпотых звезд М 1976
ОСОАВИАХИМ, Общество содей
ствия обороне авиационному и
химическому строительству мае
соаая доброво 1Ьнаи обществ орг ция граж
дан СССР существовавшая В 1927—48
объединение Авиахима и Об ва содействия
обороне Осн задачи Содействие укреплению
обороноспособности страны распростране
ние авиац и Др воен знании среди населе
иия
В кон 20 х гг О выступил инициато
ром мн крупных по своему значению пере
летов создания сернн ле]комоторных само
летов для массового обучения трудящих
ся авиац делу Во мн городах создава
лись аэроклубы В Москве был открыт
Центральный аэроклуб СССР Переход к
аэроклубной системе подготовки авиац
кадров без отрыва от ироиз ва срособство
вал значит увеличению числа пилотов
обученных в оборонном об ве В нач
30 х гг началось развитие парашютизма
Массовое развитие получили планеризм и
авиамоделизм К 1941 аэроклубы О подго
товили 121 тыс летчиков 122 тыс пара
шютнетов 27 тыс планеристов В 1948
вместо О были образованы 3 самостоят
об ва — ДОСАВ ДОСАРМ и ДОСФЛОТ
Награжден орденом Красного Знамени
(1947)
ОСОБАЯ СИТУАЦИЯ — ситуация возни
кающая в почете в резузьтате воздей
Ствия неблагоприятных факторов нли их
сочетаний и приводящая к снижению безо
пасности полетов Возможные причины воз
ннкновения О с отказ или неисправность
отд элементов фуикцнон систем воздей
ствие неблагоприятных внеш условий не
достатки в наземном обеспечении полета
ошибки и нарушения правил эксплуатации
функциоп систем и пилотирования про
явление неблагоприятных особенностей
аэродинамики устойчивости управляемости
и прочности ЛА сочетание указанных выше
факторов Понятие «О с » вводится Нор
мама летной годности
По степени опасности различаются след
О с усложнение условии полета сложная
ситуация аварийная ситуация катастрофи
ческая ситуация Последствия О с невоз
П Д Осипенко
В Н Осипов
П М Остапенко
И В Остоставскии
можно заранее предсказать т к они за
висят от множества факюров Влияющих
на исход полета
ОСТАПЕНКО Петр Максимович (р 1928) —
сов летчик испытатель засл летчик испы
татель СССР (1974) мастер спорта СССР
междунар класса (1962) Герои Сов Союза
(1971) Окончил Армавирское высш воен
авиац уч ще нетчиков (1951) Школу
летчиков испытате геи (1958) МАИ (1967)
Работал летчиком инструктором в Армавир
ском высш воен авиац уч ще В 1958—
83 в ОКБ А И Микояна Провел летные
испытания ряда опытных сверхзвук реактив
ных самолетов Установил 5 мировых ре
кордов скорости и высоты полета на са
молетах Е 166 Е 266 и Е 266М Награж
ден орденами Ленина Красного Знамени
Трудового Красного Знамени Красной Звез
ты медалями
ОСТОСЛАВСКИЙ Иван Васи шевич (1904
72)— сов ученый в области аэродинамики
д р техн наук (1941) проф (1942)
засл деятель науки и техники РСФСР
(1943) По окончании МГУ (1929) работал
в авиац КБ НИИ ГВФ НАГИ (1932
45) в 1945 — 56	зам нач ЛИИ одно
временно зав кафедрой аэродинамики в
МАИ (1944—58) Основатель и рук кафед
ры динамики и управления полетом в А1АИ
(1958- 72) Проводил теоретич и эксперим
исследования по возд винтам методам
аэродинамич расчета аэродинамике бозь
ших скоростей по выбору параметров перс
пективных самолетов В годы Вел Отечеств
войны под рук О в аэродинамич трубах
ЦАГИ исследованы летно техн хар кн се
рииных боевых самолетов что позволило
увеличить их скорость Под рук О в 1943 —
53 осуществлено издание многотомного «Ру
ководства для конструкторов» Разработал
методику эксперим исследований околозвук
скоростей полета на летающих моделях
Проводил исследования в обл динамики
движения и управления СВВП Созда i ряд
уч курсов пособий и учебников для вузов
Гос пр СССР (1942 1949 1952) На
граждён орденами Ленина Отечеств воины
1 й ст 4 орденами Трудового Красного
Знамени орденом «Знак Почета»
«ОСТРЕЙЛИАН ЭР
ЛАЙНС»(А ustrahan
Airlines)— авиаком
пания Австралии
Осуществляет внутр
перевозки Осн в
1945 до 1986 наз
«Транс Остреидиан
эрлайнс» В 1989 перевезла 4 4 млн пасс
пассажирооборот 4 42 млрд п км Авиац
парк 38 самолетов
«ОСТРИАН ЭР-
ЛАЙНС» (Austrian
Airlines Osterreichi
sche Luitverl<ehrs)
нац авиакомпания
Австрии Осуществ
1яет перевозки в Стра
цы Европы Бл Вос
тока Сев Африки
а также в США и Японию Осн в 1957
В 1989 перевезла 2 6 млн пасс пасса
жирооборот 3 3 млрд п км Авиац парк —
24 самолета
ОТВЕТСТВЕННОСТЬ ИМУЩЕСТВЕННАЯ
при воздушных перевозках и по
летах — ответствснност| возлагаемая в
связи с нарушением обязательств по пере
возке пассажиров багажа и груза или по
наземному обслуживанию возд судов либо
в связи с причинением вреда авиаперсоналу
пассажирам и третьим типам Регламенти
руется нормами нац общегражд законода
тельства и спец нормами возд права
(в т ч правилами возд перевозок)
междунар конвенциями а также условиями
перевозок и др правилами установленными
отд авиапредприятнями или соглашениями
между ними
В возд праве принято выделять Ответ
ственность авиаперевозчика перед пассажи
рами и грузовладельцами ответственность
авиЩреднриятия или самостоят аэропорта
перед в 1адельием возд судна за нарушение
обязательств по наземному обслуживанию
судна ответственность авиапредприятия пе
р ед со бет в персоналом ответственность вла
дельца возд судна и др лиц (владельцев
аэропортов органов УВД и изготовителей
авиатехники) перед третьими лицами По
WiOBopy возд перевозки—внутр нлн меж
дународному перевозчик отвечает за при
чинение вреда жизни и здоровью насса
жира за просрочку в доставке пассажи
ра багажа ipyaa за утрату недостачу
или повреждение багажа груза
О и авиаперевозчика за причинение
вреда здоровью или смерть пассажира
обычно является более строгой Воздушный
кодекс ( ССР устанавливал чго в этих
случаях авиаперевозчик обязан возместить
вред если не докажет что он возник
вследствие умысла самого потерпевшего
(а при наличии непреодо |имой силы — также
и грубом неосторожности потерпевшею) Ес
ди перевозчик докажет что грубая неос
торожность потерпевшего содействовала
возникновению или уве шчению вреда раз
мер возмещения может быть уменьшен либо
в возмещении отказано Иначе решаются
эти вопросы применительно к ответствен
ности авиаперевозчика при междунар пере
возках подпадающих под действие докумен
тов т н Варшавской системы Для таких
перевозок ответственность основана на пре
зумпдии вины перевозчика и ограничена
определ пределом (исключения допускают
ся 1ишь в случаях умысла грубой неосто
рожпости перевозчика ряде др случаев)
Ответственность может возникать не толь
ко при нарушении обязательств по пере
возке но и при иных направленных на ее
обеспечение обязательств предусмотренных
в соглашениях авиаггредприятий с в i а дель
цами аэропортов и топ швно заправочных
www.vokb-la.spb.ru -	395
орг-ций по наземному обслуживанию возд
судов
Прн осуществлении возд перевозок и
полетов вред може1 быть причинен также
лицам находящимся в трудовых отношениях
с авиаперевозчиком, и посторонним гражда
нам н орг Дням (третьим лицам) В боль
шинстве стран ответственность авиапред
приятии перед авиаперсоналом регламентн
руется общими нормами гражд права
о возмещении работодазелем вреда причи
нённого жизни или здоровью рабочих и слу
жащих при использовании имн своих зрудо
вых (служебных) обязанностей
Ответственность перед третьими лицами
возникает при причинении ущерба возд
судном на пов Сти вследствие столкновения
в воздухе с др возд судном иди иными
предметами, воздействия шума, звук удара,
иных явлений, связанных с эксплуатацией
возд судна Частично вопросы такой от
ветственности рассматриваются в Римской
конвенции /952
Наличие во внутр праве мно1их стран
и в междунар конвенциях норм, ограничи-
вающих или устраняющих ответственность
за ущерб, причиненным в ходе эксплуата-
ции возд судна, не позволяет удовлетворить
(полностью или частично) требования пас
сажиров или иных лиц к авиаперевозчику
или др владельцу возд судна в слу
чаях, когда имеются основания для осво
бождения их от ответственности или когда
требования слишком велики по размеру
В связи с этим во многих странах,
особенно В США, стали получать призна
ние концепции внедоговорной ответствен
ности изготовителя возд судов перед третьи
мн лицами, пострадавшими при авиапроис
шествии, возникшем в результате произ-
водств или конструктивною дефекта авиа
техники См также ст Страхование воздуш-
ное
Лит Садиков О Н Правовое peiу тирование
международных перевозок М 1981
В М Сенчило
ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ТОЛЩИНА профи
ля тела—отношение макс толщины с
профиля (тела) к хорде профиля (длине те
ла) Ь (/) с—с/b, выражается в процентах
(см рис к ст Профиль крыла) О т —
важный гсом параметр, существенно влияю-
щий на аэродинамич хар ки Б авиации
используются хорошо обтекаемые фюзеляжи,
крылья, лопасти и т п с достаточно
малой О т (обычно в пределах 3—25%)
Увеличение О т при нулевом угле атаки
в общем случае приводит к увеличению
сопротивления аэродинамического Одна ко
при дозвук скоростях макс аэродинами-
ческий коэффициент подъёмной силы су при
возрастании О т в диапазоне 5—12% также
растёт (при дальнейшем увеличении О т
су падает) В связи с- этим аэродинами-
ческое качество более толстого (с большей
О т ) профиля может быть больше, чем
тонкого Поэтому крылья ЛА с дозвук
скоростями полёта обычно набирают из
более толстых профилей, чем у сверхзвук
ЛА Применение возможно более тонких
крыльев при сверхзвук скоростях полёта
вызвано необходимостью снижения волно-
вого сопротивления, часть к-рого обуслов
лена толщиной и к рая пропорциональна
квадрату О т Уменьшение О т является
также одним из осн способов увеличения
критнч Маха числа при трансзвук обте
канин профиля В ряде случаев заметное
влияние на аэродинамич хар кн оказывает
не только значение О т , но и место распо
ложения макс толщины, характеризуемое
относит координатой хс, к рая Отсчитывает
ся от носка профиля и делит его на перед
нюю (конфузорную) и хвостовую (диф
фузорную) части Увеличение протяжён-
ности конфузорной части при малых углах
атаки приводит к росту критич числа Ма
ха Этот прием используется и при созда
нии ламинарных профилей для уменьше-
ния сопротивления трения при безотрывном
обтекании
О т характеризует значения возмущений,
вносимых обтекаемым телом в набегающий
поток В случае достаточно тонких тел О т
используется в качестве малого параметра
при построении приближ теорий обтекания
(см , напр , ст Линеаризованная теория)
В И Гогубкин
ОТРАСЛЕВАЯ СИСТЕМА ТЕХНОЛОГИ-
ЧЕСКОЙ ПОДГОТОВКИ ПРОИЗВОДСТВА
(ОСТ11П)—общегос система орг цин и уп-
равления процессом технол подготовки
авиац произ-ва в России, peiламентирован
ная комплексом гос стандартов Осн цель
ОСТ11П—обеспечение необходимых уело
вий для достижения полной ютовности
произ ва к выпуску ЛА заданного качества
в миним сроки и при наименьших трудовых
и материальных затратах
Гл организац -технол принципы ОСТПП
комплексная стандартизация методов opi
Дни и управления процессом технол нодго
товки произ ва (ТПП), орг ция цронз-ва
на основе рациональных параметрич и тнпо
размерных рядов изделий и средств технол
оснащения, обеспечение высокого уровня
технологичности конструкций изделий на
основе унификации, агрегатирования, пре-
емственности Конструкций, использования
рациональных конструктивных решений, ма
териалов н методов изготовления, унифи
кация, агрегатирование и комплексная стан-
дартиэация всех видов технол оснащения,
в первую очередь переналаживаемой оснаст
ки, агрегатного оборудования и средств
механизации и автоматизации производств
процессов типизация технол процессов из
готовлення однотипных объектов произ ва
на основе их классификации и группиро-
вания по однородным конструктивно-технол
признакам, комплексная механизация и авто
матизация производств процессов и инж
техн работ, комплексная Стандартизация
методов автоматизир решения типовых
задач
ОСТПП предусматривает применение Еди-
ной системы классификации и кодирования
технико-эконом информации (ЕСКК), Еди-
ной системы технол документации (ЁСГД),
Единой системы конструкторской документа-
ции (ЕС КД)
Гл задачи ОСТПП формирование от
расдевых фондов документации на типовые
технол процессы и централнзов обеспечение
пр тин этой документацией, развитие спе
циалнзации проектирования и произ ва
средств технол оснащения пр-тий и орг ция
отраслевых баз проката этих средств.,
установление базовых показателей техноло-
гичности конструкций специфичных изделий,
разработка отраслевой нормативной доку-
ментации по орг-ции и у правлению ТПП на
основе положений Единой системы ТПП с
учетом видов изделий и типов произ в при
макс использовании совр средств вычислит
техники
Особое значение имеет автоматизация ре-
шения комплекса задач ТПП, объели
няющего в единую отраслевую интегрнр
систему геом и технол увязку деталей,
узлов, агрегатов проектирование технол
Процессов, проектирование технол оснастки,
расчёты программ для станков с числовым
программным управлением, управление ТПП
(см Автоматизированная система техноло-
гической подготовки производства)
Применение системы обеспечивает повыше
ние производительности труда на 15—20%,
сокращение цикла технол подготовки про-
из-ва в 2—2,5 раза, улучшение качества
выпускаемой продукции, повышение мобиль-
ности произ ва при освоении новых из-
делий, безостановочную переналадку дейст-
вующего произ-ва на выпуск новых изделий,
развитие специализации произ ва средств
технол оснащения	И Н Белянин
ОТРЫВ ПОГРАНИЧНОГО слоя — явле
ние, связанное с отсоединением потока жид-
кости или газа от обтекаемой пов Сти
и состоящее в том что тонкий погранич
ныи слой, к рый стелется по пов сти твер
дого тела, внезапно Отходит от этой пов сти
в нек рой точке, наз точкой отрыва а
между отсоединившимся пограничным слоем
и пов-стью тела реализуется возвратно вих
ревое течение среды (рис 1 н 2) О п с
наблюдается, напр , на верх пов-сти крыла,
около кормовой части фюзеляжа и при
обтекании др частей самолета О п с
сопутствует срыву потока я объясняет
ею происхождение
О и с объясняется следующими при-
чинами Течение в пограничном слое су-
щественно зависит от градиента давления,
воздействующего на этот слой Если вне
пограничного слоя давление падает в направ
лении потока (т н благоприятный, отри
цательный, градиент давления), то все час
тицы среды в пограничном слое движутся
в том же направлении Распределение ско-
рости поперек пограничного слоя в этом слу
чае имеет Вид кривой а на рис 3 (длина
стрелки пропорциональна значению скорости
Рис I Обтекание профи тя без отрыва (nJ и с
отрывом (б) пограничного с ioh (поток справа и а
leao)
Рис 2 Обтекание кормовой части осесимметрич-
ного reia (поток с iesa направо)
396 ОТНОСИТЕЛЬНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3. Схема отрыва пограничного слоя: I —
граница пограничного слоя; 2 — обтекаемая по-
верхность.
потока в точке, расположенной у основания
стрелки), а напряжение трения на стенке
положительно. С др. стороны, неблаго-
приятный, положительный, градиент давле-
ния (давление растёт в направлении потока
иа внеш, границе пограничного слоя)
приводит к быстрому торможению частиц
среды в пристеночной части пограничного
слоя. Напряжение трения на пов-сти умень-
шается и обращается нуль в нек-рой точке
5(на кривой б), к-рая наз. точкой отрыва
пограничного слоя. При подходе потока
к точке отрыва резко возрастает попереч-
ная составляющая его вектора скорости.
Нулевая линия тока, к-рая до точки отрыва
располагается на обтекаемой пов-сти, за
точкой отрыаа отходит от noa-сти на конечное
расстояние и отделяет осн. поток от области
возвратио-вихревого течения. За точкой
отрыва напряжение трения отрицательно,
а распределение скорости поперёк потока
представляется кривой в. Её вид показывает,
что выше линии SO среда движется
в направлении осн. потока, а ниже этой
линии—в противоположном направлении.
См. также ст. Крыла теория.
Предотвращение О. п. с.— одна из ак-
туальных проблем техн, аэродинамики, т. к.
образующееся за точкой отрыаа возвратно-
вихревое течение связано с неизбежными
потерями мехаиич. энергии, снижающими
аэродинамическое качество ЛА (резко па-
дает подъёмная сила, возрастает сопротив-
ление движению).	А. И. Рубан.
ОТРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ, срывное те-
чение,— течение жидкости или газа, в
к-ром поток, обтекающий тело, отрывается
от его пов-сти с образованием области
возвратио-вихревого течения. Как правило,
область возвратио-вихревого течения (см.
Вихревое течение) характеризуется малыми
градиентами давления и пониж. значениями
давления торможения. О. т. возникает
чаше всего при достаточно больших зна-
чениях Рейнольдса числа Re. когда дей-
ствие сил вязкости оказывает непосредств.
влияние на движение частиц только в очень
тонких областях с большими поперечными
изменениями продольных компонентов ско-
рости, в частности в пограничном слое.
Необходимым условием возникновения О- т-
является увеличение давления около стенки
вдоль направления потока (см. Отрыв
пограничного слоя). В Этом случае скорость
частиц, движущихся в пограничном слое
около пов-сти тела, мала, поэтому их ки-
нетич. энергии оказывается недостаточно для
преодоления возрастающего давления. При-
ток кинетич. энергии от частиц, удалён-
ных от тела, в пристеночную область
из-за действия сил трения внутри жидкости
при больших значениях Re также ока-
зывается недостаточным для преодоления
тормозящего действия градиента давления.
В результате движение частиц в погра-
ничном слое замедляется и меняет направ-
ление на обратное. Появление развитой
области обратных токов обычно полностью
изменяет картину течения, т. к. набегающий
поток отрывается от тела, составляя
область, заполненную вихревым течением
(см. рис. в Ст. Срыв потока).
Мн. течения, встречающиеся в технике,
яаляются отрывными, так как включают
области интенсивного торможения потока
и соответствуют большим значениям числа
Рейнольдса. Безотрывные же течения имеют
место при очень малых значениях Re.
Для обычных в авиации течений с большими
значениями Re безотрывными являются лишь
течения около тонких профилей при малых
значениях угла атаки. Однако при этом
можно получить только очень малые зна-
чения коэф, подъёмной силы.
Предельные хар-ки многих устройств
(напр., крыльев самолётов, сопел, диффу-
зоров, вентиляторов, насосов) ограничены
началом резкого роста отрывных зон. Так,
при умеренных значениях угла атаки подъём-
ная сила крыла возрастает с ростом угла
атаки. При этом растёт перепад давлений
между ниж. и аерх. сторонами профиля
крыла, и аблизи заднего копна профиля
пограничный слон на его аерх. стороне
должен преодолевать всё больший тормозя-
щий перепад давлений. Естественно, что при
нек-ром угле атаки зона отрыва погранич-
ного слоя начинает быстро увеличиваться,
подъёмная сила перестаёт расти и даже
уменьшается при дальнейшем увеличении
угла атаки. Одновременно растёт и аэро-
динамнч. сопротивление.
В сверхзвуковых течениях часто торможе-
ние потока происходит а ударных волнах,
когда достаточно интенсивные волны по-
падают на пов-сть обтекаемого тела. Это
приводит к отрыву пограничного слоя и
образованию О. т. В сверхзвук, и особенно
а гиперзвук, течениях образование О. т-
резко изменяет не только распределение
давления по пов-сти обтекаемого тела и его
аэродинамич. хар-ки, но и теплопередачу
к телу. Тепловой поток к той части цов-сти
тела, к-рая погружена в зону отрыаа, час-
то уменьшается, если образование зоны
отрыва не приводит к переходу ламинар-
ного течения в турбулентное или появле-
нию низкоэнтропийных струй. Однако в
местах присоединения зон отрыва к пов-сти
тела тепловой поток заметно увеличи-
вается.
Появление О- т- чаще всего приводит
к ухудшению хар-к ЛА или газовых машин:
уменьшению подъёмной силы, степени сжа-
тия, росту сопротивления, появлению авто-
колебаний, локальных пиков тепловых пото-
ков. Поэтому а технике, как правило,
стараются избежать резкого роста зон отры-
Отрывное течение в сверхзвуковом потоке.
ва, т. е. использовать устройства на гех ре-
жимах, для к-рых зоны отрыва малы или От-
сутствуют- Чтобы избежать раннего отрыаа
потока или затормозить его развитие, ис-
пользуют различные способы: выбор формы
обтекаемой пов-сти, отсос пограничного слоя,
вдув в пограничный слой и т- п. Су-
ществуют, однако, устройства, к-рые исполь-
зуют искусственно вызванные Отрывные зоны
для уменьшения сопротивления. Напр., игла,
установленная на лобовой пов-сти злтупл.
тела, в сверхзвук, или гиперзвук, потоке
может уменьшать его сопротивление (см.
рис.), т. к. уменьшает давление на передней
части его пов-сти. Др. пример--использо-
вание искусственно вызванного Отрыва пото-
ка для образования вихря, создающего
вихревую подъёмную силу (см. Крыла тео-
рия). На самолётах используются также
интерцепторы, вызывающие искусств, отрыв
потока на части крыла для создания управ-
ляющих аэродинамич. сил и моментов,
а также для получения более благо-
приятного изменения хар-к устойчивости при
изменении числа Маха полёта, в особен-
ности при полёте с околозвук. скорос-
тями.
Лит.. Шлихт ин. Г., Теории пограничного слоя,
М., 1974; Л они янский Л. Г.. Механика жид-
кости и газа, 6 изд., М., 1987. В. Я. Иейланд.
ОТСЁК летательного аппарата—
изолированный объём для размещения дви-
гателей, приборов, шасси и др. агрегатов.
а также топлива, грузов. Наличие О- по-
зволяет осуществить рациональную компо-
новку, организовать надёжную противопо-
жарную защиту и обеспечить удобную
эксплуатацию разл. систем на земле и в
воздухе. Форма и конструкция О. зависят
от его назначения, места размещения и
конструкции ЛА. Так, топливо, как прави-
ло, размещается в межлонжеронной части
крыла (ем. рис.) или в фюзеляже, Грузо-
вые О-—внутри фюзеляжа, приборное обо-
рудование — в герметичных и негермстич-
ных О- фюзеляжа и т- Д- Осн. требова-
ние к О-—степень его герметичности, за-
висящая от назначения. Напр., гермети-
зация топливных отсеков должна исклю-
чать течь топлива. Герметизация грузовых
и спец. О. должна исключать доступ воз-
духа из внеш. Среды при возникновении
пожара в О. и в то же Время с помощью
спец, клапанов обеспечивать быстрое вы-
равнивание внутр, давления в случае ава-
рийной декомпрессии одного из смежных
О. или салона герметичной кабины. Общей
тенденцией развития конструкции ЛА яв-
ляется рациональное выделение постоян-
ных зон расположения спец. О., предназна-
ченных для размещения оборудования, топ-
лива, двигателей, шасси и др. В. К. Рахилин.
ОТСОС ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ—отвод
жидкости или газа из пограничного слоя
через проницаемую пов-сть обтекаемого
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими pQTGPC 397
cr Ю3
Зависимость с/ от IgKe,: сплошные кривые--
ламинарное течение, штриховая кривая — турбу-
лентное течение.
тела. В этом случае на проницаемой поа-сти
нормальный компонент v вектора скорости
принимает отрицат. значение и(х, 0, z)=
= —Vafx, 0, z), где — скорость отсоса,
или отсасывания.
В рамках теории пограничного слоя
t’B./Vi.Cl, где Ve— модуль вектора скорости
на внеш, границе пограничного слоя. Нали-
чие отсоса приводит к уменьшению тол ши-
ны пограничного слоя, делает профиль
скорости более наполненным (см. рис. I
к ст. Вдув в пограничный слой) и. сле-
довательно, повышает устойчивость лами-
нарного течения, вызывает увеличение мест-
ных значений напряжения трения и теплово-
го потока. Количеств, воздействия отсоса
на хар-ки пограничного слоя зависят от мн.
факторов: значения и закона распределения
скорости отсоса на обтекаемой пов-сти.
формы тела и т. д. На рис. показано
влияние О. п. с. на коэф, с,- сопротивления
трения (см. Аэродинамические коэффициен-
ты) плоской пластины в потоке несжимаемой
жидкости при нулевом угле атаки при разл.
значениях параметра отсоса (цифры
у кривых): а+ —ПиКе^2/^, где Re,— мест-
ное (в точке х) Рейнольдса число. При
больших числах Рейнольдса и ламинарном
режиме течения значение с/ пластины
возрастает с увеличением параметра отсоса
о+, но остаётся меньше соответствующего
значения при турбулентном режиме те-
чения на непроницаемой пов-сти. Эта осо-
бенность позволяет использовать О. п. с.
как эффективное средство ламинаризации
пограничного слоя и снижения сопротивле-
ния трения ЛА.
О. п. с. применяется также как средство
предотвращения отрыва пограничного слоя и
реализации около тела течения, близкого к
безотрывному течению идеальной жидкости.
Впервые на это указал Л. Прандтль
(1904), к-рый путём отсоса жидкости через
щели в кормовой части кругового цилиндра
практически полностью устранил отрыв по-
граничного слоя с его пов-стн. Правда,
при этом как расход отсасываемой жидкос-
ти, так и энергетич. затраты на отсос очень
значительны. О. п. с. как средство управ-
ления пограничным слоем используется,
иапр., для энергетической механизации кры-
ла. См. также ст. Управление пограничным
слоем.	В. А. Башкин
ОХАЙН (Chain) Ханс Пабст фон (р. 1911 )-
нем. конструктор ТРД. Учился в физ.
ин-те Гёттингенского ун-та, где разработал
концепцию ТРД с центробежным компрес-
сором. в 1930 получил свой первый патент.
В 1936 поступил на фирму «Хейнкель»,
где создал ТРД Не S1 с тягой 980 Н,
а затем улучшенные варианты Не S3 и
Не S3A. В 1939 состоялся первый полёт
эксперим. самолёта Не 178 с ТРД Не S3B,
в 1941 начались лётные испытания самолё-
та Не 280 с двумя ТРД Не S8A
с тягой по 4900 Н. В 1942 О. создал
двигатель Не S30, доводка к-рого была
прекращена, поскольку началось серийное
произ-во ТРД фирмы «Юнкере». В 1947
эмигрировал в США, где работал в разл.
н.-и. центрах.
ОХЛАЖДАЕМАЯ КОНСТРУКЦИЯ — одна
из возможных термосиловых конструкций
гиперзвук. ЛА, в системе теплозащиты
к-рой используется внутр, конвективное ох-
лаждение. Конструктивные элементы О. к.,
образующие внеш, обводы ЛА, представля-
ют собой панели (рис. 1), включающие кана-
лы для хладагента, к-рые одновременно мо-
гут служить силовыми подкрепляющими эле-
ментами. Система теплозащиты О. к. выпол-
няется по одноконтурной (открытой) схеме,
в к-рой хладагент выполняет ф-ции и тепло-
носителя и теплопоглотителн, или по двух-
конту'рной схеме, в к-рой теплоноситель
циркулирует по замкнутому контуру, пере-
Рис. 1. Панели охлаждаемой конструкции: а — с внешним «тепловым барьером»; б — с охлаждением
внешней поверхности: 1 — обшивка; 2 — канал охлаждения; 3 — подкрепляющий стрингер; 4 — сотовый
заполнитель; а — теплоизоляционное покрытие.
Рис. 2. Схемы систем охлаждения: а — одноконтурная; б — двух-
конту рная: | — охлаждаемая панель; 2 _ коллекторы; 3 — магист-
раль; 4 — насос; 5 — регулятор расхода; 6 — теплообменник.
давая теплоту расходуемому теплопоглоти-
телю (рис. 2). Теплопоглотителем может
служить топливо осн. силовой установки,
В качестве теплоносителя в двухконтурных
системах теплозащиты используется водный
раствор этиленгликоля, калий-натриевая эв-
тектика (жидкометаллич. теплоноситель)
и Др. Система теплозащиты О. к. вклю-
чает также коллекторы подачи и сбора хла-
дагента, подводящие и отводящие магистра-
ли, регулирующую и измерит, аппаратуру,
теплообменник (в двухконтурных системах),
насосы подачи (отвода) хладагента. Для
повышения эффективности системы в кана-
лах охлаждения панелей и теплообменни-
ках используются разл. интенсификаторы
теплообмена.
Благодаря работе системы охлаждения
макс, темп-ра силовых элементов О, к.
ограничивается нек-рым заданным значе-
наем независимо от значения теплового по-
тока, подводимого к пов-сти ЛА вследствие
аэроди нам и ческого нагревания. Это позво-
ляет использовать конструкц. материалы с
аысокой уд. прочностью, уменьшить темпе-
ратурные напряжения, исключить ползучесть
материала и др. нежелат. явления, свя-
занные с тепловым воздействием на кон-
струкцию.
Недостатки О. к.— повыш. сложность по
сравнению с горячей конструкцией, опреде-
ляемая наличием большого числа дополнит,
элементов и необходимостью регулирования
расхода хладагента в каждой зоне кон-
струкции и в зависимости от режима
движения ЛА, а также пониж. надёжность,
т. к. выход из строя даже одного из
каналов охлаждения может привести к не-
допустимому возрастанию темп-ры панели.
В. В. Лазарев.
ОХЛАЖДЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ газотур-
бинного— защищает от перегрева осц.
камеру сгорания, турбину, затурбинное
устройство, форсажную камеру сгорания и
реактивное сопло. Охлаждаются также мас-
ло, циркулирующее в маслосистеме, и опора
с подшипниками. Для регулирования ра-
диального зазора между корпусом и рабочи-
ми лопатками компрессора в нек-рых дви-
гателях охлаждается корпус компрессора.
Оси. хладагентом яаляется воздух, отби-
раемый из промежуточных ступеней компрес-
сора или за ним, мотогондола продувается
встречным потоком воздуха. Масло охлаж-
дается, как правило, топливом двигателя,
реже — встречным потоком воздуха. Охлаж-
дение масла происходит в специальных теп-
лообменниках (см. Масляная система),
Для охлаждения стенок жаровых труб в
осн. камерах сгорания применяется кон-
вективно-плёночная система охлаждения.
Охлаждающий воздух подаётся через неск.
кольцевых щелей в стенке вдоль внутр,
пов-сти жаровой трубы. По мере роста
параметров рабочего процесса двигателя
возрастают лучистые потоки теплоты от
светящегося пламени в жаровой трубе
к её стенкам, в связи с чем растёт
число поясов охлаждения и увеличивается
398 ОХАЙН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Охлаждаемые турбинные лопатки а — сопловая
б — рабочая I — корпус сопловой лопатки, 2 —
передний дефлектор 3 турбулизаторы потока ох
лаждающего воздуха. 4 — задний дефлектор, 5 —
отверстия перфорации, 6 — ребро направляющее
поток охлаждающего воздуха. 7 - корпус рабочей
лопатки
конвективная составляющая охлаждения
Для снижения темп ры стенки жаровой
трубы на ее внутр пов сть наносятся
теплозащитные покрытия Для тепловой
защиты силового корпуса форсажной камеры
от высокотемпературных продуктов сгора-
ния применяют ненапряженные (в силовом
отношении! проницаемые экраны По трак
ту охлаждения (каналу между корпусом и
экраном) протекает газ (или чистый воз-
дух) с относительно низкой темп рой Выте
кающий из тракта охлаждения через отверс
тие или щели в экране газ охлаждает эк-
ран а остальной газ в конце тракта посту
пает для охлаждения реактивного сопла
В совр авиац ГТД темп-pa газа перед
турбиной значительно Превышает уровень
темп р, допустимый по условиям жаростой-
кости и жаропрочности применяемых в тур
бинах материалов Поэтому требуется интен-
сивное охлаждение узлов турбины для обес
печения ее работоспособности Наиболее
теплонаприженными элементами являются
сопловые и рабочие лопатки, диски турбин
При умер уровне темп ры газа перед тур
биной (до 1250 К) Применялись простейшие
схемы возд охлаждения — обдув воздухом
дисков, корпусов и хвостовиков лопаток
Более высокие темп ры газа перед турбиной
были освоены в результате разработки
развитых схем охлаждения турбин и при
менения новых литейных жаропрочных спла
вов на никелевой основе Для охлаждения
используется воздух, отбираемый из компрес-
сора двигателя Для охлаждения сопловых
лопаток первых ступеней турбин чаще всего
используется конвективно пленочная схема с
внутр дефлектором В сопловых лопатках
последующих ступеней применяется чисто
конвективная схема охлаждения с внутр
дефлектором На рис а показана типичная
конвективно пленочная схема охлаждения
сопловых лопаток Для охлаждения рабочих
лопаток применяются разнообразные схемы
охлаждения, одна из к рых показана на
рис б В нек рых конструкциях рабочих
лопаток применяется такое же конвективно-
плеиочное охлаждение, как и в сопловых
лопатках При конвективно пленочном ох
лаждении соплового аппарата первой сту
пени турбины за расчетную темп ру газа,
определяющую работу турбины, принима
ется темп ра смеси газа и охлаждающего
воздуха в критич сечении решетки сопло
вого аппарата
Тепловое состояние самого соплового
аппарата определяется по макс локальным
значениям темп ры газа на входе, к рые за
метно больше среднемассовон темп ры газа
из за неравномерности поля темп-р на вы-
ходе из камеры сгорания Окружная нерав
номерность поля темп-p газа перед сопло
вым аппаратом не влияет на темп ру рабо-
чих лопаток вследствие естеств осреднения
поля при вращении рабочего колеса Для
теплового состояния рабочих лопаток и дис-
ка большое значение имеет радиальное по
ле темп-р газа, осредненных в каждом коак
скальном сеченни проточной части турбины
Обычно максим значение темп ры газа
наблюдается в ср сечении, в периферий
ном и корневом сечениях темп-ры газа
снижаются, что создает благоприятные уело
вия для охлаждения корпусов и дисков
турбины Охлаждение турбины связано с
определенным ухудшением параметров двн
гателя, к рое становится тем большим,
чем больше расход воздуха на охлаждение
Уменьшение расхода охлаждающего воздуха
достигается путем снижения его темп-ры
в теплообменнике промежуточного охлажде
ния или при отборе его из промежуточных
ступеней компрессора Повышение эффек
тивности охлаждения, применение новых
жаропрочных и жаростойких материалов и
теплозащитных покрытий также приводит к
уменьшению расхода охлаждающего воздуха
или дает возможность дальнейшего повыше-
ния темп ры газа перед турбиной При
относительно малых лучистых потоках тепло
ты от продуктов сгорания к стенкам реак-
тивного сопла их тепловая защита сво
дится только к оттеснению высокотемпера
турных продуктов сгорания от стенок,
поэтому охлаждение стенок сопла осуще
ствляется с помощью одной завесы воздуха
организуемой в дозвук части сопла
Совершенствование систем охлаждения
узлов авиаи ГТД является необходимым
условием форсирования его параметров и
расширения области применения двигателей
по скорости полета	К М Попов

ПАВЛОВ Иван Фомич (1922—50)—сов
лётчик, дважды Герой Сов Союза (1944,
1945), майор В Сов Армии с 1940 Окон
чил Чкаловскую воен авиац школу пило-
тов (1942), Воен академию им М В Фрун-
зе (1949) Участник Вел Отечеств войны
В ходе войны был летчиком-штурмовиком,
ком звена, ком эскадрильи, штурманом
авиаполка Совершил св 200 боевых выле-
тов После войны командовал авиаполком
Погиб при исполнении служебных обязан-
ностей Награжден 2 орденами Ленина, 2 ор-
денами Красного Знамени, орденами Алек
саидра Невского. Отечеств войны I й ст,
медалями Бронзовый бюст в Кустанае
Лит Кириллов П П, А родим он из
Кустаная в его кн Оставшийся в легенде
М 1983
«ПАЙПЕР» (Piper Aircraft Corp)—само
лётостронт фирма США Осн в кон 20 х
гг под назв «Тейлор эркрафт» (Taylor
Aircraft Со ), совр назв с 1937 Выпус-
кает легкие самолеты авиации общего наз
И Ф Пав |ов
А В Панкратьев
начения с ПД и ТВД Наибольшее рас-
пространение получили J 3 «Каб» (пер-
вый полет в 1936, построено 14 125), РА-28
«Супер каб» (1949, построено 5135) и
РА-28 «Чероки» (1963, построено св 10 тыс )
В 80-х гг серийно выпускалось более 20 ти-
пов лёгких административных самолётов,
среди них с ПД — «Арчер», «Дакота»,
«Турбо арроу». «Сенека», «Навахо», «Чиф-
тен», «Уорриор», «Малибу», с ТВД — «Шай-
енн* К нач 1990 построено ок 130 тыс
самолётов
ПАЛУБНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ—
то же, что корабельный летательный ап-
парат
«ПАН Ам» (Pan Г	ч
Am, Pan American \
World Airways)—	\
авиакомпания США \[ВйД\
Осуществляла пере-
возки в страны Юж \	'Ч
и Центр Америки. \
Европы, Азии, Афри-
ки Осн в 1927 од
на из первых в США В 1989 перевезла
17.4 млн пасс . пассажирооборот 47,73 млрд,
п-км Авиац парк— 108 самолётов В кон
80 х гг вследствие финансовых трудностей
начала постепенно утрачивать свое значе-
ние, в 1991 обанкротилась и прекратила су-
ществование
«ПАНАВНА» (Panavia)— международный
консорциум, созданный для разработки и
серийного выпуска многоцелевого боевого
самолета «Торнадо» с крылом изменяе-
мой стреловидности (рис в табл XXXVI)
Образован в 1969 фирмами «Бритиш эр-
крафт корпорейшен» (с 1977 «Бритиш аэ-
роспейс». Великобритания), «Мессершмитт-
Бельков-Блом» (ФРГ) и «Аэриталия» (Ита-
лия) Первый полёт опытного самолёта со
стоялся в 1974, серийного — в 1979 К нач
1991 было выпущено ок 900 самолётов
для стран—участниц программы и на экс-
порт См табл на стр 400
ПАНЁЛЬ в авиастроения — конст-
руктивно-технол элемент силовой конструк
ции ЛА, включающий часть обшивкн и си-
лового набора С целью сокращения цикла
сборки ЛА в общем стапеле производят-
ся только установка и стыковка готовых П ,
предварительно собранных при внестапель-
ной сборке Габаритные размеры стыкуе-
мых П определяются конструктивными и
технол разъемами агрегата В высокоре-
сурсных ЛА ширина П подбирается ис
ходя из условий обеспечения живучести
конструкции По конструктивным признакам
различают П сборные, монолитно-сборные
и трёхслойные Все они могут иметь разл
форму с одинарной или двойной кривиз-
ной
Сборные П включают листы обшив
кн, окантовки стрингеры, полушпангоуты,
нервюры и др. выполненные из готовых
полуфабрикатов в виде листов, профилей,
штампованных окантовок и др (рис 1)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими ПАНЕЛЬ 399
Габл. — С а м о л ё т ы консорциума «П а и а в и а»
Основные данные	•Многоцелевой «Торнадо» GR. KIDS)	Перехватчик «Торнадо» F 3(ADVl
[[ерныч полёт, год . Числи и 1 нп двигателей . Гнга двигатели, кН . Длина самолёта, м Высота самолёта, м Размах крыла, м . Площадь крыла, М2	... Максимальная взлётная масса,-т Масса пустого самолёта, г . Боевая нагрузка, т	 Максимальная скорость полёта, км/ч Радиус действия, км . Экипаж, чел	 Вооружение и снецоборулование .	1974 2 ТРДДФ 75.3 16.72 5.95 8.6* 13,9** 30 27,22 14,09 9 2200 1390 2 2 пушки (27 мм), НАР. УР. фоторазведы- вательное оборудование, еис1вмы РЭБ. бомбы (в т. ч. ядерные)	1985 2 ТРДДФ 76,9 18,08 5.95 8.6* 13,9*» 30 27,99	- j 14,5	• 8,5 2200 556 (со сверхзвуковым участком полёта); 1853 (полностью дозвуковой полёт) 2 I нтшка (27 мм), 6 УР
* Максимальный угол стреловидности. •• Минимальный угол стреловидности.
Технология изготовления сборных П. от-
личается наиболее полным использованием
исходных материалов и применением вы-
сокопроизводит. автоматич. сверлильно-
клепального оборудования. Соединение де-
талей выполняется клёпкой, сваркой, клее-
сваркой или болтами. Монолитно-сбор-
ные П. включают предварительно иаготовл.
оребрённые детали обшивки, полушпанго-
1
Рис. I. Сборная панель: I — обшивка; 2 — нервю-
ра; 3 — стрингер: 4 — верхний часть лонжерона.
б
Рис, 2, Моноли гио-сборная панель обшивки крыла:
а — крыло, образованное верхней и нижней моно-
литными панелями; б — конструкция, состоящая из
нескольких панелей.
Рис. 3. Трёхслойная па-
нель; [ — верхняя об-
шивка: 2 — сотовый
блок; 3 — нижняя об-
шивка.
уты или нервюры (рис. 2). Входящие в П.
детали обшивки могут изготавливаться из
штамповок, плит, прессов, панелей, ме-
ханически обработ. листов. Гл. преиму-
щество монолитно-сборных П. — малая мас-
са, получаемая благодаря тщательной кон-
структивной проработке и высококачествен-
ной механич. обработке. Соединение эле-
ментов П. с обшивкой и друг с другом
производится аналогично соединению дета-
лей сборной П. Трёхслойные П_ вклю-
чают верх, и ниж. обшивки, связанные меж-
ду собой лёгким наполнителем (рис. 3).
В качестве обшивки, как правило, исполь-
зуются листы из а.1юм. или др. сплавов,
а в качестве наполнителя — сотовые бло-
ки. пенопласт и др. пористые материалы.
Трёхслойные П позволяют получить при
малой строит, высоте жёсткую и прочную
конструкцию с минимальной массой.
В. К. Рахилин.
ПАНКРАТЬЕВ Алексеи Васильевич (1888—
1923)— рус. лётчик. После окончания в
1911 Петерб. Офицерской воздухоплават.
школы оставлен при ней лётчиком-инструк-
тором. Первый полёт на аэроплане совер-
шил в 1911, в том же году на Гатчинском
воеп. аэродроме провёл лётные испытания
радиостанции, установл. на «Фармаие». Был
одним из инструкторов П. Н- Нестерова. С
1915 в действующей армии. Во время 1-й
мировой войны командовал возд. кораблём
«Илья Муромец», с 1917 — командир эс-
кадры «муромцев». Принимал участие в ра-
ботах А. Н. Журавченко и Г. В. Алехно-
вича по разработке систем вооружения
«муромцев». В 1919 участвовал в боевых
действиях против белогвардейских конных
корпусов генералов Мамонтова и Шкуро. С
1922 нач. оперативного отдела штаба Возд.
Флота РСФСР. Погиб в авиац. катаст-
рофе. Портрет см. на стр. 399,
ПАНЬКОВ Иван Васильевич (1904—38) —
сов. воздухоплаватель. Окончил Дирижаб-
лестроит. ин-т (1937). С 1932 летал на
дирижаблях (пом. ком. дирижабля), затем
ком дирижаблей В-I и В-6. Под коман-
дованием П. дирижабль В-6 совершил ре-
кордный беспосадочный полёт продолжи-
тельностью 130 ч 27 мин (1937)- Погиб при
выполнении полёта на дирижабле В-6,
организованного для снятия со льдины груп-
пы И. Д. Папанина.
ПАНЮКОВ Борис Егорович (р. 1930)--
сов. гос. деятель, засл, работник транспор-
та СССР (1984). Окончил Егорьевское ави-
ац.-техн. уч-ще (1950), Высшее авиац. уч-ще
(1959). В гражд. авиации с 1947 (авиатех
ник, контрольный мастер, зам. нач. ли-
нейных эксплуатационно-ремонтных мас-
терских, нач. аэропорта Минеральные Во-
ды. ком. Внуковского объединённого авиа-
отряда — нач. аэропорта). С 1972 нач.
управления перевозок и коммерч, эксплу-
атации МГА СССР, с 1979 зам. мини-
стра, с 1982 первый зам. министра, в
1990—91— министр гражд. авиации СССР,
пред. Комиссии СССР по делам ИКАО. Наг-
раждён орденом Октябрьской Революции,
двумя орденами Трудового Красного Зна-
мени, медалями.
ПАРАЛЛАКС (от греч. parallaxis—укло-
нение) в авиации, космонавтике —
боковое смешение плоскости конечной
орбиты ЛА относительно точки старта,
измеряемое обычно по дуге большого
круга от точки старта ЛА до следа плос-
кости конечной орбиты (см. рис.) на пов-сти
Земли. В зависимости от решаемой задачи
может быть равен нулю, если плоскость
Плоскость
конечной
Схема измерения параллакса.
конечной орбиты проходит через точку
старта, или составлять тысячи км.
ПАРАМЕТРЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
ДВИГАТЕЛЯ (от греч. parametron — отме-
ривающий, соразмеряющий)-- совокупность
размерных и безразмерных величин, опреде-
ляющих состояние рабочего тела в ха-
рактерных сечениях газовозд. тракта дви-
гателя. С учётом кпд элементов, характе-
Рис. I. Пример влияния параметров рабочею
процесса на удельную тягу Pv. ТРДД (И = 11 км,
М^-0,85). ’	’ У’
400 ПАНКРАТЬЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
I абл -Самолеты консорциума «Па на виц»
Основные данные	Миогоцелевон «Торнадо» GR KIDS)	Перехватчик «Торнадо» F 3(ADVl
Первый полёт, год Число и тип двигателей Гнга двИ[ а геля, кН . Длина самолёта, м Высота самолёта, м Размах крыла, м Площадь крыла, м2 Максимальная взлетная масса,-т Масса пустого самолёта, г . Боевая нагрузка, т Максима.'!ьная скорость полёта, км/ч Радиус действия, км . Экипаж, чел. .	.	.	. Вооружение и с не побор у лопание	1974 2 ТРДДФ 75.3 16.72 5.95 8.6* 13,9** 30 27,22 14,09 9 2200 1390 2 2 пушки (27 мм), НАР. УР. фоторачведы- вательное оборудование, сишемы РЭБ. бомбы (в т. ч. ядерные)	1985 2 ТРДДФ 76,9 18,08 5.95 8.6* 13,9** 30 27,99	- j 14,5	- 8,5 2200 556 (со сверхзвуковым участком полета), 1853 (полностью дозвуковой полёт) 2 1 пешка (27 мм), Ь \ Р
* Максимальный угол стреловидности •* Минимальный угол стреловидности.
Технология изготовления сборных П. от-
личается наиболее полным использованием
исходных материалов и применением вы-
соко произ водит. авгоматич сверлильнО-
клепального оборудования. Соединение де-
талей выполняется клёпкой, сваркой, клее-
сваркой или болтами. Монолитно-сбор-
ные П. включают предварительно иаготовл
оребренные детали обшивки, полую па нго-
(
Рис, I. Сборная панель I — обшивка, 2 — нервю-
ра; 3 — стрингер. 4 — верхняя часть лонжерона
б
Рис. 3. Трехслойная па-
нель; 1 — верхняя об-
шивка. 2 — сотовый
блок, 3 — нижняя об-
LU и вка
Рис. 2, Монолигно-сборная панель обшивки крыла
а — крыло, образованное верхней и нижней моно-
литными панелями, б — конструкция, состоящая из
нескольких панелей.
у ты или нервюры (рис. 2). Входящие в П.
детали обшивки могут изготавливаться из
штамповок, плит, прессов, панелей, ме-
ханически обрэбот. листов. Гл. преиму-
щество монолитно-сборных П. — малая мас-
са, получаемая благодаря тщательной кон-
структивной проработке и высококачествен-
ной механич. обработке. Соединение эле-
ментов П с обшивкой и друг с другом
производится аналогично соединению дета-
лей сборной П. Трёх слой ные П_ вклю-
чают верх, и ниж. обшивки, связанные меж-
ду собой лёгким наполнителем (рис. 3).
В качестве обшивки, как правило, исполь-
зуются листы из алюм. или др сплавов,
а в качестве наполнителя — сотовые бло-
ки. пенопласт и др пористые материалы.
Трёхслойные П позволяют получить при
малой строит, высоте жесткую и прочную
конструкцию с минимальной массой.
В К Рахилин
ПАНКРАТЬЕВ Алексеи Васильевич (1888—
1923)— рус летчик После окончания в
1911 Петерб. Офицерской воздухоплават
школы оставлен при ней лётчиком-инструк-
тором. Первый полёт на аэроплане совер-
шил в 1911, в том же году на Гатчинском
воен, аэродроме провёл лётные испытания
радиостанции, установл на «Фармане». Был
одним из инструкторов П Н- Нестерова С
1915 в действующей армии. Во время 1-й
мировой войны командовал возд. кораблем
«Илья Муромец», с 1917 — командир эс-
кадры «муромцев». Принимал участие в ра-
ботах А. Н. Журавченко и Г. В. Алехно-
вича по разработке систем вооружения
«муромцев». В 1919 участвовал в боевых
действиях против белогвардейских конных
корпусов генералов Мамонтова и Шкуро. С
1922 нач. оперативного отдела штаба Возд
Флота РСФСР. Погиб в авиац. катаст-
рофе. Портрет см. на стр. 399,
ПАНЬКОВ Иван Васильевич (1904—38) —
сов. воздухоплаватель. Окончил Дирижаб-
лестроит. ин-т (1937). С 1932 летал на
дирижаблях (пом, ком дирижабля), затем
ком дирижаблей В-1 и В-6. Под коман-
дованием П. дирижабль В-6 совершил ре-
кордный беспосадочный полёт продолжи-
тельностью 130 ч 27 мин (1937)- Погиб прн
выполнении полёта на дирижабле В-6,
организованного для снятия со льдины груп-
пы И. Д Папанина.
ПАНЮКОВ Борис Егорович (р. 1930)--
сов. гос. деятель, засл, работник транспор-
та СССР (1984). Окончил Егорьевское ави-
ац.-техн уч-ще (1950), Высшее авиац. уч-ще
(1959). В гражд. авиации с 1947 (авиатех-
ник, контрольный мастер, зам нач. ли-
нейных эксплуатационно-ремонтных мас-
терских, нач. аэропорта Минеральные Во-
ды. ком. Внуковского объединённого авиа-
отряда—нач аэропорта). С 1972 нач.
управления перевозок и коммерч, эксплу-
атации МГА СССР, с 1979 зам. мини-
стра, е 1982 первый зам. министра, в
1990—91— министр гражд. авиации СССР,
пред. Комиссии СССР по делам ИКАО Наг-
раждён орденом Октябрьской Революции,
двумя орденами Трудового Красного Зна-
мени, медалями.
ПАРАЛЛАКС (от греч. parallaxis—укло-
нение) в авиации, космонавтике —
боковое смешение плоскости конечной
орбиты ЛА относительно точки старта,
измеряемое обычно по дуге большого
круга от точки старта ЛА до следа плос-
кости конечной орбиты (см. рис.) на пов-сти
Земли, В зависимости от решаемой задачи
может быть равен нулю, если плоскость
Плоскость
конечной
Схема измерения параллакса
конечной орбиты проходит через точку
старта, или составлять тысячи км.
ПАРАМЕТРЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА
ДВИГАТЕЛЯ (от греч. рагагпе!топ — отме-
ривающий, соразмеряющий)-- совокупность
размерных и безразмерных величин, опреде-
ляющих состояние рабочего тела в ха-
рактерных сечениях газовозд. тракта дви-
гателя С учётом кпд элементов, характе-
рно. I. Пример влияния параметров рабочею
процесса на удельную тягу Pv, ТРДД (// = 11 км,
М^-0,85)
400 ПАНКРАТЬЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2, Пример влияния параметров рабочего
процесса на удельный расход топлива С ТРДД
(Я-11 км, Л1ю = 0,85).
ризующих совершенство протекающих в
них процессов, П. р. п. д. определяют
уд. параметры авиац. двигателя: удель-
ную тягу Р , или удельную мощность Nya и
удельный расход топлива Суд (по тяге)
или Ct (по мощности). П, р. п. д. вклю-
чают параметры термодинамич. цикла;
темп-ру газа перед турбиной (за осн.
камерой сгорания) Гг, темп-ру газа за фор-
сажной камерой сгорания Тф (или коэф, из-
бытка воздуха в форсажной камере), об-
щую степень повышения давления в ком-
прессорах лк2;. *а также (в ТРДД)—сте-
пень повышения давления в вентиляторе
лв и степень двухконтурности т~ Кроме то-
го, рабочий процесс двигателя определяет-
ся степенью повышения давления скорост-
ным напором набегающего потока л, и
его темп-рой на входе Г*я, к-рые опреде-
Рнс. 3. Пример влияния параметров рабочего
процесса на удельную тягу двигателя Р (1, и удель-
ный расход топлива СудфТРДДФ (Н =О, М1Х> = 0).
ляются скоростью и высотой полёта и сос-
тоянием атмосферы.
Все перечисленные П. р п. д„ кроме
темп-р, являются подобия критериями дви-
гателя. Критериями подобия для нагрева
рабочего тела являются отношения Т*/Т*х
и Т^/Т*х темп-р газа в рабочем процессе
к темп-ре воздуха на входе (см. Приве-
дённые параметры двигателя). Степень по-
вышения входного давления скоростным на-
пором лу есть функция Маха числа полёта
Мк, к-рое также является критерием подо-
бия рабочего процесса.
Выбор значений П. р. п. д. определяется
их влиянием на уд. параметры двигателя,
назначением двигателя, требуемыми надёж-
ностью и ресурсом. Уд. тяга ТРДД всегда
возрастает с повышением 7”г и падает с
увеличением ш (рис. 1), В двигателях трансп.
самолётов значения П. р. п. д, выбирают-
ся из соображения достижения макс, эко-
номичности при реализации макс, возмож-
ного значения ТГ, что обусловливает при-
менение нефорсир. ТРДД. Значение Гг mjK
определяется взлётным режимом в жаркую
погоду (темп-pa воздуха 30 °C, давление
0,1 МПа) и достигает 1600—1700 К- При
этом в крейсерском полёте (высота Н=11 км,
Моо = 0,75—0,85) для обеспечения потреб-
ной тяги Гг=1300—1400 К, и это значе-
ние при як2 = 30—35 н т—5—6 близко к
оптимальному по уд. расходу топлива Суд
(рис 2). Значения С mit] уменьшаются
с повышением значении параметров т и
лк2. На рис. 1 н 2 даны три значения
12, 32 и 50. Значение лк1=12 характерно для
ТРДД нач. 60-х гг., якЕ=32 — для ТРДД
70—80-х гг-, лиУ=50 — для перспективных
ТРДД.
В ТРДДФ сверхзвук, манёвренных и
многоцелевых самолётов П. р. п. д. выби-
рают, достигая компромисса между тре-
бованиями по тяге (габариту и массе) и
экономичности. Первое требование удов-
летворяется выбором Ггтак и применением
форсажа Значение ГГтах достигает 1600—
1800 К- Второе требование особо важно при
необходимости полёта сверхзвук, самолё-
та с дозвук скоростью, для чего обыч-
но выбирается /п0 —0,3—2 на расчётном
режиме. Ограничение т связано с ростом
габарита двигателя в связи с падением
'’удф (Рис- 3Ь
Лит Нечаев Ю. Н. Федоров Р М.
Теория авиационных газотурбинных двигателей,
ч. 2. М., 1978: Теория двухконтурных турбореак-
тивных двигателей, под ред С М Шляхтеико,
В А Сосунова, М., 1979	А. Л Пархомое.
параплАн — общее назв. ДА с гибким
крылом, а также первых дельтапланов
(до появления у них балансирного управ-
ления). Для уменьшения скорости свобод-
ного падения парашютиста в 30-е гг. в
СССР разрабатывались конструкции кры-
ла парашюта (Г. А. Шмидт, Н. С. Смир-
нов, 1935; Б. В. Павлов-Сильванский, 1936,
и др), относящиеся к П. и являвшиеся
прообразом дельтаплана (рнс. 1). П. в
виде гибкого крыла дельта видной формы в
плане предполагалось использовать в
качестве планирующего парашюта для воз-
вращения посадочного модуля амер, космич.
аппарата <Джемини». Возможно также
применение П. с жёстким или надувным
каркасом в качестве аварийного средства
для спасения пилота самолёта, в каче-
стве разведыват. дистанционно-пилотируе
мых аппаратов, для десантирования людей,
грузов и техники. Имеются бескаркасные
конструкции гибкого дельтавндного крыла,
являющегося куполом спортивного парашю-
та, и парашюта-крыла прямоугольной формы
в плане с однослойным крылом-куполом
(рнс. 2). Развитием П, являются управляе-
мые планирующие парашюты-крылья прямо-
И В Паньков
Б Е Па ню ков
угольной формы с двухслойной оболочкой,
имеющие аэродинамическое качество более
1,5. В зарубежной патентной и’ техн,
литературе термин <П.» относится в осн- к
таким конструкциям. Этн Л.-планирующие
парашюты имеют аэродинамич. качество
2,5—3, площадь прямоугольного крыла 19—
21 м2, скорость горизонт, полёта 9—II м/с.
Кроме термина «П.» употребляются так-
же др. назв. ЛА с гибким крылом:
Рис. 1. Крыло-парашют конструкции Г. А. Шмидта
и Н. С Смирнова.
Рис. 2. Параплан-дельтзвиднпе крыло Дельта-П-
Уинг (США).
401
26 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

параиланер параглаидер ।ибколет Дель
тапланы благодаря особенностям системы
управления конструкции и более высоко
му аэродинамич совершенству выделились
в самостоят класс
В 80 е гг название П закрепилось за
конструкцией парашют крыло снабж мо
тотележкои обеспечивающей автономный
старт и самостОЯт полет П К) В Макаров
ПАРАСОЛЬ [франц parasol букв — зон
тик от солнца по назв франц само
лёта разведчика Моран Сольнье L извест
ного как Моран парасоль (1913) [ — моно
план с крылом над фюзеляжем (см рнс )
ПОДКОСНЫМ М< 01	1[ । о ь ХИР 3 («[[И lip
ская правда») конструкции А (. Яковчева (1929
СССР)
Конструкция распространения не получила
из за относительно невысоких аэродинамич
хар к
ПАРАШЮТ (фр анц parachute от греч
рага — против и франц chute — падение) —
устройство для торможения объекта дви
жущегося в сопротивляющейся среде Комп
леке П раскрывающихся последовательно
один за другим составляет парашютную
систему Для снижения скорости свобод
ного падения летчика (при вынужденном
покидании ЛА) десантника спортсмена
парашютиста техн объекта или груза
служат спасательные десантные сиортив
ные и грузовые П Для обеспечения безо
паснои посадки космич аппаратов в атмос
фере Земли (планет) применяются посадоч
ные П Для создания заданных усилии
направленных против вектора скорости дви
жения объекта в воздухе используются
спец П противоштопорные стабилизирую
щне, вытяжные тормозные
Осн части П купол со Стропами крепя
щимися к подвесной системе вытяжное
Рис I Общин вид раскрытого парашюта ПО 9
серии 2 1 — верхнее полотнище 2 — нервюры 3 —
нижнее полотнище 4 — стропа 5 — раздергиваю
тая стропа 6 свободный конец подвесной си
стены 7 — клевант 8 — стропа управтенип 9 —
пента рифления 10—допотнитетьные стропы
кольцо с тросом и шпильками ранец для
компактного размещения купола строп и
вытяжного П Используются П имеющие
разл форму купола в плане (круглую
прямоугольную треугольную) площадь ку
пола 50—80 м2 Площадь запасного П
40—50 м2 (миним площадь для безо
пасного снижения человека с куполом тор
мозящего действия) Скорость нормального
снижения П не превышает 7 м/с Купол
Г] выполняется из тканей (шелк хлопок
нейлон капрон стеклометаллизир волокно
и т п ) разл воздухопроницаемости — от
О до 500 дм3/(м2 с) к рые отличаются
несмннаемостью высокими прочностью тер
мостойкостью и малой уд массой
П вводится в действие принудительно —
при отделении парашютиста о г ЛА на дли
ну вытяжной веревки (фала) один ко
нец к рой крепится к ЛА а другой —
к вытяжному кольцу П — от полуавтома
тич прибора или вручную
Схема и описание П впервые даны Лео
нардо да Винчи (1475) Первые прыж
ки с П совершили с башни обсервато
рии — франц физик Л С Ленорман (1763)
с возд шара — франц воздухоплаватель А
Ж Гарнерен (1797) Эти П имели жест
кий каркас к рыи поддерживал раскрытый
купол Первый ранцевый сцасат П был
создан в России в 191 I Г Е Котельни
новым Его П РК 1 с помощью подвесной
системы крепился на спине летчика П
успешно прошел испытания Партия П
РК 1 (70 шт ) поступила для снаряжения
летчиков тяжелых бомбардировщиков
«Илья Муромец» П РК 1 использовался в
воздухоплавании для прыжков с лодби
тых аэростатов во время 1 й мировой вой
ны Котельников совершенствуя свой П
создал модель с мягким ранцем (РК 3
1923) и ряд грузовых Г] Большой вклад в
развитие парашютной техники в СССР внес
ли И Л Глушков О И Бочков Н А Ло
банов А И Привалов Ф Д Ткачев и др
а также испытатели Е П Андреев В Г Ро
манюк П И Долгов и др В 1956
в СС( Р был создан первый в мире щеле
вой маневренный спортивный П Т 2 Ак
тивное управление им и горизонт скорость
перемещения обеспечивала реактивная си
ла возд потока вытекающего через регу
лируемые щели в куполе Дальнейшее раз
витие щелевого купола с втянутой верши
Рис 2 Схема раскрытия парашюта ПО 9 серии 2
А — вытяжной парашют под действием пружинно
го механизма ото пет от ранца и попач в воздуш
ныи лоток Б под действием си ты сопротивления
воздуха вытяжной парашют посчедоватетьно вы
дергивает 1енту риф гения из карманов на дне
ранца затем вытягивает стропы и купот из рас
пашного чехта В — посте вытягивания строп на
всю дтину купот парашюта попадает в воздушный
поток Г — под действием набегающего потока
преодочевая ситу сопротив тения тенты риф тения
купот напотняется Д — набегающий поток воздуха
напотняет внутреннюю потость купота купот при
нимает крытовидную форму и начинается птани
рующий спуск системы парашютист — парашют в
режиме торможения Взявшись за к 1еванты пара
нютист натягивает стропы управ тения при этом
развязывается узет фиксации строп управтения и
купол переходит в режим управляемого потета
ной обеспечило П высокую маневренность
и аэродинамическое качество равное 1, при
вертик скорости снижения 5 м/с (Ут 15)
В 70 е гг проводились исследования
разл конструкций планирующих П что
привело к созданию индивидуальных П с
планирующим куполом в форме дельта
видного крыла (Дельта I] УИНГ США) па
рашюта крыла прямоугольной формы в
плане (RL 6 ГДР) с однослойным много
щелевым крылом куполом Спортивный лла
нирующии П представляет собой крыло (с
аэродинамич качеством более 2 5) прямо
угольной формы с двухслойной воздухо
непроницаемой оболочкой К таким П от
носятся ПО 9 (СССР см рнс 1 и 2),
«Страто стар» (США) RL 10 (ГДР) Эти
планирующие П имеют аэродинамич ка
чество 2 5—3 3 площадь крыла купола
16 6—21 м2 скорость горизонт полета
9—13 5 м/с при скорости снижения 3—5
м/с Управляют планирующим П двумя
стропами управления к рымн осуществля
ют рифление всей задней кромки купола
или правой и левой ее частей
Грузовые П позволяют десантировать
грузы и технику массой до 20 т (напр,
бронетранспортеры) Они могут иметь один
купол площадью до нескольких тыс м2 или
многокупольную систему Грузы сбрасы
ваются в контейнере нли на платформе
сброс может производиться на малой высо
те с помощью вытяжного П
Протн во штопорный П (см Противошто
парные устройства) применяется для ава
рииного вывода самолета нли планера из
штопора во время летных испытаний (ис
следований их штопорных хар к)
Стабилизирующие и вытяжные П имеют
самостоят назначение — стабилизацию
объектов при свободном падении при дви
женин с горизонт скоростью (сброс грузов
с малых высот) при извлечении грузов из
ЛА но они используются гл образом в
сложных парашютных Системах в качестве
промежуточных устройств для подготовки
ввода в действие осн П
См также Тормозной парашют
Jhn Лисов И И Свободный потет М
1979	К) В Макаров
ПАРАШЮТИРОВАНИЕ — см в ст По
садка
ПАРАШЮТНЫЙ СПОРТ — один из видов
авиационного спорта соревнования в прыж
ках с ЛА с использованием парашюта В
СССР развитие П с обязано деятель
ности Осоавиахима по инициативе и под
руководством к рого в нач 30 х гг стали
проводиться показат прыжки а затем и
состязания парашютистов Первые прыжки
совершены 27 июля 1930 группой спорт
сменов (6 чел ) под рук воен летчика
Л Г Минова После 1 го слёта спортсме
нов парашютистов (Тушнно 1935) в к ром
приняли участие 128 мужчин и 20 жен
тин из 21 аэроклуба страны во мн го
родах регулярно проводились соревнова
ния по укладке парашютов прыжкам с
парашютной вышки технике выполнения
прыжков с самолета С 1949 ежегодно про
водились всесоюзные соревнования по П с
Различают неск разновидностей П с
класенч парашютизм групповая и ку
польная парашютная акробатика парашют
ное многоборье пара ски Чемпионаты мира
н Европы по классическому пара
шютизму проводятся один раз в 2 года
Первый чемпионат мира состоялся в 1951
в Югославии Всес соревнования органи
зовывались ежегодно (с 1956) В прОграм
му соревнований по классич парашютиз
му могут включаться след осн упражне
ния одиночные и групповые прыжки с выс
1000—1200 м на точность приземления в
круг радиусом 5 м (зачет по попаданию
402 ПАРАСОЛЬ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. 2. Kyuo.u.HdH iMpdiiiKii H,|H .iKpooai нка l i|fi|i'i
плотная этажерка)
в центр мишени диам 5 см); индивидуаль-
ные акробатнч прыжки с выс 2000 м с
задержкой раскрытия парашюта не более
30 с и выполнение комплекса фигур в сво-
бодном падении (спирали и сальто). По-
бедителем в точности приземления считается
спортсмен, имевший наименьшее отклонение
от центра мишени во всех 4—6 прыжках, и
команда, показавшая наименьшее отклоне-
ние от центра мишени в сумме всех прыж-
ков участников группы (до 4 чел.) во всех
прыжках упражнения. Победителем в оди-
ночных акробатнч. прыжках объявляется
спортсмен, выполнивший комплекс акроба-
тич. фигур за наименьшее время Абс. чем-
пионом цо классич. парашютизму считается
спортсмен, имеющий лучшие показатели
в сумме двух упражнений,—одиночные прыж-
ки на точность приземления (рис [) и оди-
ночная акробатика.
Чемпионаты мира и Европы по груп-
повой и купольной акробатике
организуются один раз в 2 года. Первый
чемпионат мира состоялся в 1975 в ФРГ.
Чемпионаты СССР проводились ежегодно с
[982. В программу соревнований по груп-
повой и купольной парашютной акроба-
тике (рис 2) включаются- групповые ак-
робатич. прыжки командами из 4 чел.;
групповые акробатнч. прыжки командами
из 8 чел ; купольная акробатика (чере-
дование для команд из 4 чел.); скорост-
ное построение для команд из 8 чел
При групповых акробатнч прыжках отде-
ление от самолёта (вертолёта) производит-
ся на выс. 3000 м (4 чел.) или 3800 м
(8 чел.), свободное падение длится 50 с
(4 чед.) или 65 с (8 чел.). При куполь-
ной акробатике прыжки выполняются с выс
2200 м (4 чел), или 1500 м (8 чел.), ра-
бочее время парашютистов 180 с для груп-
пы из 4 чел. и 100 с для группы из 8 чел
Но парашютному многоборью
чемпионаты СССР проводились с 1975
В состязания включались упражнения’
ошнОчные и групповые прыжки на точ-
ность приземления, стрельба из мало-
калиберной винтовки (50 м, 20 выстрелов),
легкоатлетич. кросс (мужчины 3 км, жен-
щины 1500 м); плавание вольным стилем
на 100 м Победителем считался спорт-
смен, показавший лучшие результаты по
сумме всех упражнений
Чемпионаты мира по пара-ски [от
пара(шют) и скн (от англ, ski — лыжа)|
проводились в 1987 и 1989 В их программу
входили: скоростной спуск на лыжах и па-
рашютный прыжок на точность приземле-
ния в заданном квадрате.
П. с в СССР занималось до 80 тыс
чел , ежегодно совершалось ок. 850 тыс.
прыжков. Руководство П. с осуществля-
лось ДОСААФ СССР, в учебных авиац
орг-цинх к-рого проводилась подготовка
спортсменов. Аэроклубы и авиасцортклубы
ДОСААФ располагали необходимой мате-
риальной базой (ЛА, парашютной техникой)
и квалнфицир инструкторами. Осн. типы па-
рашютов- 110-9, УТ-15, УТ-15 (серия 4)
П. с. культивируется в 60 странах мира (па-
ра-ски в 16) В ходе междунар встреч
сов. парао|ютнсты неоднократно завоевы-
вали призовые места. На 1 янв. 1991 им
принадлежало большинство мировых рекор-
дов (52 из 66 заре| итерированных ФАИ).
Абс чемпионами мира были: И. А Фед-
чншин (1954), Н. И. Пряхина и П Ф Ост-
ровский (1958), Л М Ерёмина и В С. Кре-
t гьянников (1966), Т. Н Воинова и Е. В. Тка-
ченко (1968), Л. Г. Ячменев (1970),
[{. П. Сергеева (1974), В. Н, Закорецкая
и Г. Н Сурабко (1976), И А. Тёрло
(1978), Л. А. Корычева (1982), Н. П. Уш-
маев — единственный в мире парашютист,
получивший это звание дважды (1974, 1980).
С М. Разамазов (1990) Закорецкая — об-
ладательница 51 мирового рекорда, единст-
венная в мире женщина, совершившая 10
тыс прыжков с парашютом. См. ст. Рекор-
ды авиационные. А С Гуськов. Г Л. Поляков
ПАРЕНИЕ ПЛАНЕРА — полёт планёра с
использованием атм восходящих потоков
для сохранения или увеличения высоты
полёта. Парение является необходимым
элементом длит полёта планера. Тактика
парения различна в восходящих потоках
разной физ. природы. В динамич. потоках,
возникающих под действием ветра у протя-
женных склонов холмов и гор. траектория
П п состоит из прямолинейных участков,
направление к-рых перпендикулярно нап-
равлению ветра, и разворотов на 180°. В
термич. потоках, поперечные размеры к-рых
неаеликн, парение осуществляется по спи-
ральным траекториям. Поскольку осн цель
парения — увеличение высоты полёта, ре-
жим полёта по углу атаки выбирается
близким к миним. скорости .снижения При
этом сопротивление аэродинамическое пла-
нёра вдвое превышает его сопротивление
на угле атаки, отвечающем макс, аэроди-
намическому качеству, подъёмная сила
больше в 1,7 раза, а миним. скорость
снижения на 10—12% меньше. Поэтому по-
лёт на режиме миним. скорости снижения мо-
жет существенно увеличить темп набора
высоты за счёт скорости восходящего по-
тока по сравнению с режимом полёта с макс,
аэродинамич. качеством.
ПАРШИН Георгий Михайлович (1916—
56)—сов. лётчик-испытатель, майор, дваж-
ды Герой Сов. Союза
(1944, 1945). Окон-
чил школу инструк-
торов Гражд. возд.
флота (1936) Участ-
ник Вел. Отечеств,
войны. В ходе войны
был летчиком-штур-
мовиком, ком зве-
на, ком эскадрильи,
штурманом и ком.
штурмового авиа-
полка Совершил 253
боевых вылета, в
возд боях сбил 10
вражеских самоле-
тов. После войны работал в ГВФ, затем
лётчиком-испытателем. Погиб при испы-
тании самолёта. Награждён орденом Лени-
на, 4 орденами Красного Знамени, орде-
нами Суворова 3-й степ., Александра Нев-
ского, Отечеств- войны 1-й сгеп , медаля-
ми Бронзовый бюст в пос Залегощь Орлов-
ской обл.
Лит Попова Л ДО , Дважды Герой Сов
Союза Г М Паршин. М . 1949. Пирогов В А.,
Звезды негасимый свет, Тула, 1988
ПАССАЖИРОВМЕСТИМОСТЬ самолё-
та—число пассажирских кресел в салонах
самолёта Зависит от плотности компонов-
ки салонов и класса устанавливаемых кре-
сел Миним значение П. соотаегствует «сме-
шанной» компоновке салонов (8—20% кре-
сел первого класса, остальные — турист-
ского). Для достижения макс 11. приме-
няются компоновки с размещением кресел
экон класса н компоновки «максимальной
плотности» См также Коэффициент пасса-
жирозагрузки.
ПАССАЖИРООБОРОТ — показатель объ-
ема работы по перевозке пассажиров;
измеряется в пассажнро-километрах (п.-км).
П авиац. транспорта СССР в млрд п.-км
составлял в 1940—0,2, в 1965—38,1, в 1970—
78,2, в 1980-160,6, в 1990 243,8
ПАССАЖИРОПОТОК-- число пассажиров,
перевезённых в единицу времени (год,
квартал и т д ). П. характеризует интен-
сивность и равномерность перевозок Го-
довая неравномерность по направлениям
(туда и обратно) невелика, но отмеча-
ются месячные колебания (особенно на
курортных линиях). В 1970 авиац. транс-
портом СССР перевезены 71 млн чел., в
1980—104 млн. в 1990 - 138 млн. чел,
ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ - гражд.
самолёт для перевозки пассажиров, их ба-
гажа, почты и грузов. Хар-кн П. с, их
двигателей и оборудования должны удов-
летворять Нормам лётной годности, Осн.
требования к П. с.: безопасность полётов,
экономичность эксплуатации, надёжность
систем, обеспечивающих полёт, миним. уро-
вень шума на местности и комфорт для
пассажиров, к-рый создаётся кондициони-
рованием воздуха, миним уровнем внутри-
кабннного шума, оформлением интерьера,
удобными креслами, устройствами для раз-
влечения и т п (см. Класс пассажирского
салона}.
Конструктивные особенности П.
с . высокая степень резервирования систем
и агрегатов; высокая эксплуатац. живу-
честь конструкции; большие герметизир.
фюзеляжи; вместительные багажные поме-
щения; шасси, обеспечивающие мягкую
посадку; даигатели, имеющие миним. рас-
ход топлива на крейсерских режимах
полёта.
Классификация 11 с. может быть
выполнена по след, признакам, дальность
полёта, тип двигателей, поколение самолёта,
В зависимости от дальности полёта разли-
чают П. с. местных линий (дальность до
1000 км) и магистральные самолёты (даль-
26*
...	.	„ ПАССАЖИРСКИЙ 403
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
ность от 1000 до 11 000 км и более). За
рубежом выделяется также т. н. авиация
общего назначения. К ней относятся само-
лёты с числом мест не более 30 (учебные,
административные, аэротакси), а также
планёры и гражд. вертолёты. По типу дви-
гателей различают поршневые, турбовин-
товые и турбореактивные (реактивные)
П. с. Реактивные П. с. могут быть с одно-
и двухконтурнымн (турбовентиляторными)
двигателями. П. с. 1950—80-х гг. в СССР
подразделяли на 3 поколения, отличаю-
щиеся гл. обр. типом двигателей. П. с.
первого поколения оснащались ТВД и од-
ноконтурными ТРД. Для второго поколе-
ния характерны двухконтурные ТРД с уме-
ренной степенью двухконтурности, для
третьего — с высокой степенью двухконтур-
ности. К Др- характерным признакам отно-
сятся: схема размещения двигателей (в
крыле, в хвостовой части фюзеляжа, на
пилонах под крылом), диаметр фюзеляжа
(у самолётов первых двух поколений он был
не более 4 м, у П. с. третьего поколения
превысил 6 м), техн, совершенство систем
бортового оборудования.
Осн направления развития П. с. ука-
занных поколений — значит. увеличение
производительности самолёта и, следова-
тельно, его экон и топливной эффектив-
ности, повышение уровня аэродинамич.,
весового, конструктивного и технол. совер-
шенства П. с каждого последующего по-
коления. Достигалось это на каждом эта-
пе разл. средствами: для самолётов пер-
вого поколения — увеличением крейсерской
скорости полёта при экономически Оправ-
данных расходах топлива, для второго
поколения — применением более экономич-
ных двухкоитурных двигателей и повы-
шением плотности компоновки салонов,
для третьего — значит, увеличением пасса-
жировместимости, а также улучшением
комфорта с целью привлечения пассажи-
ров.
Осн. проблема создания П. с. 90-х гг-,
т. е. самолётов четвёртого поколения, сос-
тояла в сокращении расхода топлива, при-
ходящегося на единицу трансп. работы (на
один п.-км). Гл. направлениями её реше-
ния стали повышение аэродинамического
качества, уменьшение массы самолёта и
улучшение экономичности двигателей (ис-
пользование сверхкритических профилей
крыла, увеличение удлинения крыла, при-
менение активных систем управления и ком-
позиционных материалов, совершенство-
вание двигателей и т. д.). Кроме того,
решались проблемы дальнейшего повыше-
ния безопасности полёта, охраны окружаю-
щей среды, уменьшения шума на местно-
сти и Др.
Историческая справка Развитие
П. с. в СССР началось с порш, одномо-
торных самолётов с малыми пассажиро-
вместимостью и грузоподъёмностью. Пер-
вый отечеств. П. с. АК-1 был создан в
1924. В 30-е гг. строились П. с. разл. ти-
пов, но выпуск каждого обычно не превы-
шал неск. десятков машин. В большом кол-ве
производились восьмиместные П. с. К-5
(К- А. Калинина); 9-местные АНТ-9
(А. Н. Туполева). Самым распространён-
ным П. с. за рубежом в 30-е гг. был DC-3
фирмы «Дуглас» (США). В СССР этот
самолёт под назв. «Ли-2» строился по
лицензии (выпущено более 2 тыс. машин).
Он был основным Г], с ГВФ в те годы
(до него—П. с. К-5). После Вел. Оте-
честв. войны в СССР были созданы двух-
двнгательный 27-местный П. с. Ил-12
(1945), а затем Ил-14 (1950). Эти самолё-
ты послужили основой формирования мас-
совой возд.-трансп. системы СССР- В 50-х
гг. в СССР и за рубежом появились тур-
бовинтовые и турбореактивные П. с
На хар-ки П. с. разл. классов оказы-
вало влияние появление новых типов дви-
гателей. В период порш. П. с. взлётная
масса, а также грузоподъёмность и пас-
сажировместимость постепенно возрастали.
Напр., взлётная масса самолёта К-5 сос-
тавляла 3,75 т, Ли-2—10,7 т, Ил-14—17,5 т.
Разработка П. с. с ТВД началась созда-
нием средних магистральных самолётов
(взлётная масса 50—80 т) Ил-18 и Ан-10
(СССР); Виккерс «Вайкаунт» н «Авангард»,
Бристоль «Британия» (Великобритания);
Локхид «Электра» (США). Затем были
созданы ближние магистральные П. с.
(15 — 20 т) Ан-24 (СССР), Фоккер F. 27
«Френдшип» (Нидерланды); «Авро-748»,
Хэндли Пейдж «Гералд» (Великобритания),
«Потез-842» (Франция) В классе дальних
магистральных П. с был построен сов.
самолёт Ту-114. С появлением ТРД раз-
витие П. с. шло от «тяжёлых» к «лёгким».
Причиной такой последовательности созда-
ния П. с. явилось то, что реактивные П. с.
отличались большой скоростью полёта, но
при этом и большим расходом топлива
Экон, эффект от полётов с большими ско-
ростями, компенсирующий повыш. расход
топлива, достигается лишь при большой
дальности полёта на многотониажиых П.
с., у к-рых велика коммерч- отдача. Средние
и ближние магистральные П. с. с ТРД
создавались, как правило, позже на базе
более экономичных двигателей.
Рост пассажировместимости, грузоподъ-
ёмности, скорости и дальности полёта, соп-
ровождающийся возрастанием взлётной
массы П. с., приводит к повышению их про-
изводительности и эффективности. Измене-
ние этих хар-к происходило плавно —- при
использовании одного типа двигателей пу-
тём совершенствования аэродинамики П. с.
и газодинамич. процессов двигателя и скач-
кообразно — при появлении новых типов
двигателей.
Лит. Яковлев Д С . Советские самолеты.
М.. 1982	В Л1 Шейнин.
ПАТРУЛЬНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППА-
РАТ — выполняет к.-л. задачу наблюдения
(охраны) в заданном р-ие. Патрулирова-
ние может производиться в целях контроля
территориальных вод (см. рнс.), лесных мас-
11а охране рыбных оогатств
сивов, движения на автомоб, дорогах,
состояния нефте- и газопроводов и линий
электропередач в отдал, р-нах и т. п За
рубежом патрульными часто наз. также
противолодочные летательные аппараты.
ПВ-1 (пулемёт воздушный) — один из пер-
вых сов. авиац. пулемётов. Создан в 1926
А. В. Надашкевичем на основе пехот-
ного пулемёта «Максим» калибра 7,62 мм;
при этом была повышена скорострельность
с 600 до 780 выстрелов в I мнн и умень-
шена масса с 20 до 14,5 кг- До сер. 30-х гг.
был осн. оружием сов истребителей.
Пе — марка самолётов, созданных под рук.
В М. Петлякова. Возглавлявшееся им
ОКБ специализировалось на разработке
бомбардировщиков- Осн. данные нек-рых
самолётов приведены в табл.
ОКБ берёт начало с создания в июле
1934 в КОСОС (конструкторском отделе
сектора опытного стр-ва) ЦАГИ бригады
для проектирования тяжёлого бомбар-
дировщика АНТ-42 (ТБ-7) с четырьмя
Табл -Самолеты В М Петлякова
Основные данные	11е-8	«100»	Пе-2 с двигателем М-105	|1е-3	Пе-2 с двигателем М-Ю5Ф	Пе-2 i двигателем АШ-82Ф	Пс-2В
Первый полет, год	I93G	1939	1940	194|	1942	1943	1943
Начало серийного производства, год	|940		194|	194 1	—	—	|944
Число, тип и марка двигателей	4 ||Д	2 ПД	2 ПД	2 ПД	2 ПД	2 ПД	2 ПД
	AM- 35 А	М-1 05	М-105	М-105	М ЮоФ	АШ-82Ф	ВК-105ПФ
Мощность двигателя, кВт .	993	809	809	809	956	1250	890
Длина самолёта, м	23.2	12.925	12.69	12.24	13.725	12.24	12.24
Высота самолёта, м	8.26	4	3,925	4	3.94	4.2	4 175
Размах крыла, м .	39.13	|7,16	17.12	17.15	17.15	17.15	17,|5
Площадь крыла, м2		188.66	40.5	40 5	40.5	40.5	40.5	40,5
Колея шасси, м		6,54	4,72	4.73	4,72	4,72	4.72	4.72
Взлётная масса, т:							
нормальная	25	7.26	7,536	7.88	8.96	8.125	8.58
максимальная	.	....	32	—	8.5		9,36	-—	8.98
Масса пустого самолёта, т .	18.38	5,77	5,863	5,73	6.667	—	6,195
Максимальная дальность полёта, км	4700	14 00	1200	2150	—	| 170	1380
Максимальная скорость полёта, км/ч .	440	535	540	535	560	547	534
Потолок, м	10300	12000	8800	8700	10300	9100	8800
Экипаж, чсл.	1 1	3	3	2	3	3	3
404 ПАТРУЛЬНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПД. К этому времени тяжелый бомбарди-
ровщик ТБ-3 стал уязвимым при зенит-
ном обстреле и атаках истребителей вслед-
ствие недостаточности высоты и скорости
полёта, поэтому НИИ ВВС выдал ЦАГИ
техн, требования к самолёту с более высо-
кими хар-ками.
ТБ-7 отличался от ТБ-3 более обтекае-
мой формой: были установлены зализы
между осн. агрегатами конструкции, гоф-
риров обшивку заменили гладкой, перед-
нее шасси сделали убирающимся. Были
применены возд. винты с изменяющимся
в полёте шагом. Из-за отсутствия высот-
ных двигателей на самолётах опытной пар-
тии для достижения необходимой высоты
полёта установили дополнит. IIД jM-IOO для
привода нагнетателя, обеспечивающего над-
дув и высотность четырёх осн. Пд ДА1-34.
На самолёте применили новейшие образцы
электро-, радио- и навигац. оборудования,
электропривод нек-рых агрегатов управ-
ления двигателем. С внедрением этих
нововведений была создана качественно но-
вая машина. При использовании нагне-
тателя самолёт превзошёл по скорости все
известные тяжёлые бомбардировщики и
сравнялся с лучшими истребителями. Вы-
сокая манёвренность на выс. 8000—10 000 м
обеспечивала прицельное бомбометание и
хорошую защиту манёвром от зенитной
артиллерии. Мощное оборонит вооружение
(по два пулемёта ШКАС и УБ, две пуш-
ки ШВА К) обеспечивало надёжную защиту
от истребителей. Макс, бомбовая нагрузка
составляла 4 т. Решение о серийном про-
из-ве было принято в 1938, однако пер-
вый серийный самолёт с четырьмя ПД
АМ-35А был построен в 1940- Название
Пе-8 дано этому самолёту после гибели
Петлякова в 1942. Самолет (рис. I и рис.
в табл. XVI) оставил значит след в исто-
рии отечеств, авиации; он (наряду с др.
самолётами) применялся для нанесения
бомбовых ударов по Берлину в первые
месяцы Вел. Отечеств, войны, в 1942 на
нём осуществлён перелёт с дипломатии,
миссией в США; в ходе войны эти само-
лёты наносили бомбовые удары по -глубо-
ким тылам Германии и её союзников. Пос-
ле войны Пе-8 применялся в Арктике как
трансп. самолет; взлетная масса достигла
35 т, весовая отдача более 50%. Всего
построено 93 самолёта (кроме ПД АМ-35А
применялись М-82, М-105, AV-ЗОБ и др.).
После необоснов. ареста Петля ков воз-
главил в ДКБ-29 НКВД отдел, в к-ром в
авг- 1938 было начато проектирование вы-
сотного цельнометаллич. истребителя «100»
(рис. 2). Осн. назначение самолёта — ве-
дение боя со скоростными бомбарднров-
шикзми на выс. 6500— 11000 м. Для реше-
ния этой задачи впервые в отечеств, са-
молётостроении экипаж истребителя раз-
мещался в герметич. кабинах (в перед-
ней — лётчик, в задней — штурман и стре-
лок-радист) Силовая установка самолета
включала два ПД М-105, каждый из к-рых
имел два турбокомпрессора наддува ТК-2,
разработанных в ЦИАМ. В управлении
широко использовались электромеханизмы.
Вооружение — два пулемёта ШКАС и две
пушки ШВАК. Первый полёт «100» со-
вершил 22 дек. 1939. В отчёте о гос.
испытаниях особо отмечалось удобство
герметич. кабин для длит пребывания на
больших высотах и высокие аэродина-
мич. хар-ки самолёта. Однако назначение
самолёта было изменено Анализ боевых
действий в Испании показал, что успех
применения бомбардировочной авиации во
фронтовых операциях зависят от наличия
пикирующих бомбардировщиков (это было
подтверждено успешным применением са-
молёта Юнкере Ju 87). Поэтому, ввиду
отсутствия в СССР пикирующего бомбар-
дировщика, позволявшего производить
прицельное бомбометание, было принято
решение создать на базе самолёта «100»
пикирующий бомбардировщик без герме-
тич. кабин и турбокомпрессора (оставив без
изменения крыло, центроплан, шасси и
оперение и установив четыре пулемёта
ШКАС, бомбы до I т). Самолёту дали обоз-
начение «100ПБ», затем «ПБ-100» н в 1940—
Пе-2 (рис. 3). В первомайском параде 1941
приняли участие серийные Пе-2.
В авг. 1941 был построен двухместный
истребитель дальнего действия Пе-3,
являвшийся модификацией Пе-2. Было мно-
го сочетаний вооружения этого самолёта
пулемётами УБ, ШКАС н пушкой ШВАК.
Пе-3 применялись для патрулирования в зо-
не ПВО Москвы, для дальней фотораз-
ведки, иногда для бомбометания.
В окт. 1941 ОКВ было эвакуировано
в Казань на з-д № 22, где в варианте
истребителей были созданы Пе-2И (успеш-
но прошедший гос. испытания) и одномест-
ный Пе-2ВИ (ВИ-1) с гермокабиной.
12 янв. 1942 в авиац. катастрофе Пет-
ляков погиб. ОКБ возглавил А. М. Изак-
сон, затем А. И. Путилов, В июне 1943
гл. конструктором по серийному произ-ву
и модификациям Пе-2 назначен В. М. Мя-
сищев (см. ст. jM), иод рук. к-рого, на-
ряду с успешным обеспечением выпуска
серийных самолётов, осуществлена раз-
работка ряда удачных модификаций; в
1940—45 их выполнено ок. 30. Всего
было построено св. 11 400 самолётов Пе-2.
Лит- Шавров В. Б., История конструкций
самолетов в СССР. 1938—1950, 2 изд, М, 1988.
В. В. Гончаров
ПЕДАЛИ УПРАВЛЕНИЯ — один из рыча-
гов управления. [1. у. предназначены для
отклонения руля иаправлення (см, Рули
управления} с целью создания сил и мо-
ментов для управления движением ЛА по
курсу. По принятым в мировой практике
правилам при движении правой педали
(ноги) вперед самолёт (планёр) должен
поворачивать вправо. По конструкции раз-
личают П у., перемещающиеся в гори-
зонт. плоскости (используются в осн. на
лёгких, спортивных самолётах; см. рис.),
в вертик. плоскости (наиболее распростра-
нены) и по направляющим (встречаются
редко). См. также Штурвальное управление,
Педали, перемещающиеся в горизонтальной плос-
кости I — педаль, 2 — механизм регулировки пе-
далей; 3 — коромысло; 4 — качалка, 5 — крон-
штейн, 6 — тяга.
Впервые П. у. были установлены на
франц, самолёте «Ньюпор IV» (1911) для
управления перекашиванием (гоширова-
нием) крыльев.
О П. у. вертолётом см, в ст. Вертолёт.
ПЕЛЕНГ (от голл peiling)— 1) угол меж'ду
одной из осн- плоскостей (обычно плос-
кость меридиана), принятых за начало от-
счёта угловых координат, и направлением
на наблюдаемый объект. Отсчитывается от
сев направления (напр., меридиана) по
ходу часовой стрелки. 2) Строй легат,
аппаратов.
ПЕНОМАТЕРИАЛЫ в авиастроении.
П. — лёгкие газонаполненные материалы
ячеистого строения, напоминающие по
структуре затвердевшую пену. Изготовля-
ются из полимеров, резин, стекла, керамики,
алюминия и др в-в. Различают П. замкну-
то-ячеистой и открыто-пористой структуры.
При замкнуто-ячеистой структуре газ за-
полняет не сообщающиеся между собой
ячейки, при открыто-пористой — ячейки co-
www. vokb-la.spb.ru - СамоГ1ЕНОМА1|БРМ»ЛЛЫ 405
общаются между собой Серийно выпускае
мне П имеют смешанную структуру
П получают путём «вспенивания» в ва
находящегося в вязкотскучем или высо
коэластическом состоянии Для этого в сос
тав композиций вводят газообразователн -
порофоры, к рые при нагревании разла
гаются с выделением газа Так получают
разнообразные виды пенопластмасс
Для изготовления пенопластмасс исполь
зуются также процессы в к рых газ вы
деляется при хим реакции между компоцен
тами (пенополиуретаны) Существуют спо
собы механич диспергирования воздуха
в жидкой композиции («мипора») Рези
новые губки обычно изготовляют путем
насыщения композиции газом при высоком
давлении в процессе вулканизации, при
сбросе давления газ «вспучивает» высоко
эластичную массу Плотность П органич
происхождения (пенопластмасс, пеноре
зин) — от 15—20 до 500 700 кг/м3
Разновидность П — сферопласты (или
синтактные пенопласты} получаемые путем
смешения микросфер с полимерным свя
зующнм Плотность сферопластов за ви
Сит от материала микросфер (стекло по
лнмеры, углерод и Др), их уд содержа
ния и составляет от 200—300 до 700—800
кг/мэ
Пеностекло пенокерамику по
лучают путем обжига шихты, содержащей
добавки мела, мраморной муки кокса и
др в в разлагающихся при па1ревании
с выделением в расплзвл массе газообраз
ных продуктов Вспененный материал за
тем охлаждается Плотность такого П от
100—200 до 700 — 1000 кг/мэ
Для получения пеноалюминия (плот
ность от 250 до 750 кг/м3) в расплавл
металл вводят i идриды титана циркония
разлагающиеся с выделением водорода
Пенистая структура сохраняется при быст
ром охлаждении
Свойства И зависят от их хим соста
ва, плотности структуры Дем меньше
плотность, тем меньше и механич прочность
П , но тем лучше их теплоизоляц свой
Ства П замкнуто ячеистой структуры отли
чаются малым водоног лощением сохрани
ют плавучесть в течение мн лет П на
основе полимеров и керамики — хорошие
диэлектрики Пенопластмассы на основе
фенопластов и полиимидов сохраняют ра
ботоспособность до 200—350°С, пеноалю
миний—до 400—500°С, пенокерамика —
до 800 —1000°С
П выпускают в виде листов плит го
товых формованных изделий а также в
виде полуфабрикатов для вспенивания на
месте применения непосредственно в объ
емах конструкций В авиастроении П прн
меняют в качестве заполнителей несущих
плоскостей самолётов для теплоизоляции
кабин для изготовления радиопрозрачных
обтекателей линзовых антенн, отражателей
герметизации блоков радио и электротех
вич аппаратуры эластичные П использу
ются как демпфирующие и амортизирующие
материалы как мя!Кие элементы авиаи кре
сел крупноячеистый поролон служит в ка
честве взрывоподавляющего и огнецреграж
дающего средства в топливных баках
Лит Берлин A A UIjtob Ф А Хи
мия и техночо|ия газонапо зненных высокопози
меров М I486	М Я Бородин
«ПЕРВОЕ РОССИЙСКОЕ ТОВАРИЩЕ-
СТВО ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ С С ЩЕ-
ТИНИН И К°» завод Щетинина —
первое специализир авиастроит предприя
Тие в России Осн в июле [909 в Петер
бурге (С С Щетинин — директор распоря
дитель юрист по образованию, спортсмен
авиатор) Освоение произ ва самолетов
началось в 1910 с постройки бипланов
«Россия А» и монопланов «Россия Б» (из
готовлено по 5 экз каждого), а затем ста
ли выпускаться самолеты франц моделей
по заказам Воен ведомства С приходом
на з д Д П Григоровича получили раз
витие работы по гидросамолётам В 1914
была построена его первая летающая лод
ка Ml в 1915 и 1916 созданы широко
известные лодки М 5 и М 9 (рис в табл
V1) к рые отличались высоким для свое
го времени техн уровнем и были приня
ты на вооружение В 1910 —17 было выпу
щено св 1300 самолетов разл типов
Произ во лодок Григоровича продолжалось
и после национализации з да (он вошёл
в состав з да «Красный летчик»)
ПЕРЕВОЗКА ВОЗДУШНАЯ — транспор
тировка пассажиров багажа грузов и
почты выполняемая авиатранспортными
предприятиями на возд судах за установ
ленную плату в соответствии с условиями
договора И в
Общие вопросы связанные с междунар
П в регулируются нормами Варшавской
конвенции J929 и Гаагского протокола 1955
а также нац законодательством Меж
дунар ассоциация возд транспорта (ИАТА)
выработала общие условия П в, с уче
том к рых во всех странах каждое авиа
предприятие самостоятельно разрабатывает
правила П в
jIut Савичев Г П Договор воздуш
нои перевозки М 19ЬЗ Международное
воздушное нрзво ки 2 М 1981 Садиков
О Н Правовое perv тирование международных
перевозок М 1981	fl Н Остроумов
ПЕРЕВОЗКА ЧАРТЕРНАЯ—см Чартер
воздушный
ПЕРЕВОЗОЧНЫЕ ДОКУМЕНТЫ (билет
багажная квитанция грузовая накладная
почтовая наклтднаяу При перевозке пас
сажиров перевозчик обязан выдавать билет
установленной формы и багажную квитац
цию к рые удостоверяют договор возд
перевозки и ею условия Утраченный
билет не возобновляется и уплаченные
за него деньги не возвращаются Пасса
жир обязан хранить билет до окончания
перевозки а в случае возникновения пре
тензии—до ее разрешения За безбилет
ный проезд с пассажира взыскивается
стоимость перевозки и налагается щтраф
Билет дает право на полет только между
аэропортами отправления и назначения и
через аэропорты пересадок (остановок)
пассажира к рые указаны в билете Билет с
гарантированной датой дает право на по
лет от указанного в нем начального аэро
порта или аэропорта обратного вылета
только в дату и рейсом к рые в нем указаны,
билет с открытой датой только после
внесения в него перевозчиком даты вылета
и номера рейса Багажная к вит ан
ция объединена с билетом В случае про
воза багажа сверх установл нормы бес
платною провоза а также в случае объ
явления пассажиром ценности багажа вы
дается отд квитанция на оплачиваемый
багаж
Договор возд перевозки груза (почты)
его условия и принятие груза (почты) к пе
ревозке удостоверяются грузовой (поч
товой) накладной Вместо накладной
могут использоваться техн средства сох
раняющие запись информации об условиях
заключенного договора перевозки Тарифы
и сборы взимаемые при перевозке грузов,
указываются в грузовой накладной перевоз
чиком На каждую грузовую отправку со
ставляется отд грузовая накладная
По одному П д могут осуществлять
ся перевозки разл видами транспорта (пе
ревозки в прямом смешанном сообщении)
См также Варшавская конвенция 1929
Н Н Остроумов
ПЕРЕВОРОТ — фигура пилотажа поворот
ЛА относительно продольной оси на 180°
с последующим движением по нисходя
щей траектории в вертик плоскости и
выводом в горизонт полет в направлении,
обратном вводу (см рис ) Выполняется при
Переворот
нормальной перегрузке значительно пре
вышзющей единицу Область значений вы
сот и скоростей полёта, при к рых вы
полняется ввод в П , ограничена
ПЕРЕВОРОТ НА ГОРКЕ — фигура пи
лотажа в верх части горки ЛА поворачи
вается вокруг продольной оси на 180° с по
следующим искривлением траектории вниз
Переворот на горке
в вертик плоскости и выходом в гори
зонт полет в направлении, противополож
ном вводу в горку (см рис )
ПЕРЕГОНОЧНАЯ ДАЛЬНОСТЬ поле
та - дальность полета при отсутствии ком
мерческой (боевой) нагрузки с запасом
топлива, определяемым ограничениями по
прочности ЛА и с минимально необходи
мым для выполнения задания снаряжением
Для увеличения запаса топлива могут
использоваться дополнит внутренние
и подвесные топливные баки
ПЕРЕГОРОДКИ на крыле ЛА — плас
тнны установленные вертикально на стре
ловидном крыле параллельно плоскости
симметрии ЛА Обычно П устанавливают
на верх пов сти крыла, иногда П выпол
ня ют с охватом носовой части профиля
(см рис ) П ослабляют неблагоприятные
Перегородки (заштри
хованы) ка крыле само
тета
эффекты, связанные с интенсивными попе
речными течениями на верх пов сти стре
ловидного крыла направленными в сторону
концов крыла Эти поперечные течения
приводят к утолщению пограничного слоя
и возникновению срывов потока в конце
вых сечениях крыла при сравнительно ма
лых углах атаки Развитие срывного об
текания снижает несущие свойства кон
цевых сечений крыла и ухудшает тем са
мым продольную устойчивость и попереч
ную управляемость ЛА (см Боковая управ
ляемость) с крылом прямой стреловидно
сти при больших углах атаки Установка
П приводит к увеличению макс значения
коэф подъёмной силы (см Азродинамичес
406 ПЕРВОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
кие коэффициенты) и критич углов атаки
улучшению продольной статической устои
чивости повышению эффективности элерО
нов расположенных в концевых сечениях
крыла Эпюры распределения давления по
называют что в сечениях крыла прямой
стреловидности расположенных по раз
маху ниже П несущие свойства сущест
венно возрастают и хотя в сечениях рас
положенных выше П эти свойства нес
колько уменьшаются в целом установка
П создает существ положит эффект уве
личения подъемной силы крыла при боль
ших углах атаки На крейсерских режи
мах полета наличие П приводит к нек рому
росту аэродинамич сопротивления ЛА
ПЕРЕГРУЗКА— 1) П в центре м а со-
отношение и результирующей силы R (сум
ма тяги и аэродинамич силы см Аэроди
намические силы и моменты) к произведе
нию массы ЛА пг на ускорение свободного
падения g n = R/mg (при определении fl
для условии разбега и пробега следует
дополнительно учитывать силы реакции
земли) П определяет нагруженность кон
струкции ЛА (см Эксплуатационная пе
регрузка) и характеризует его маневрен
ность Обычно рассматриваются проекции п
иа оси выделенной по условиям задачи
системы координат ЛА Напр проекции
п на оси связанной системы координат поз
воляют судить о возможности ЛА наби
рать скорость (продольная П пх) кри
визне траекторий в вертикальной (нор
мальная II п#) и горизонтальной (попе
речная П п?) плоскостях В расчетах
на прочность учитываются местные П рав
ные сумме П в центре масс н отношений
ускорений определяемых вращением ЛА н
упругими колебаниями конструкции в рас
сматриваемои точке к g (см также Вибро
перегрузка)
П измеряется акселерометрами и дат
чиками fl сигналы к рых могут исполь
зеваться в системе управления Практи
чески на всех совр самолетах ведется
непрерывная запись П к рая используется
для последующего анализа пилотирования
сбора статистики по повторяемости нагру
зок при разборе летных происшествий
аварии и т Д	О А Кузнецов
2) Динамический фактор полета ока
зывающнй определенное влияние на орга
низм человека По характеру воздействия
П могут быть ударными (кратковремен
ными) и длительными Ударные Г1 (от
тысячных До десятых долей секунды) име
ют место при авариях жесткой посадке
ЛА катапультировании раскрытии пара
шюта и приземлении Длительные П воз
никают в маневренном полете — т н п и
лотажная перегрузка (ПП) ПП ха
рактеризуется направлением длительностью
и повторяемостью действия Направление
вектора ПП всегда противоположно век
тору ускорения (прямолинейному или
радиальному) По направлению отноентель
но главной оси тела человека различают
продольные поперечные и боковые ПП В
полете чаще всего встречаются продоль
ные П — вдоль линии «голова—таз» В
особый класс выделяют большие и дли тел ь
ные П (БДП) - более 7 ед более 10 с и
с градиентом нарастания более I ед/с
Изменения происходящие в организме
человека под алиянием ПП зависят от па
раметров перегрузки внеш условии функ
цнон состояния организма н средств защи
ты от П Действие ПП субъективно воспри
нимается как повышение веса тела и соп
ровождается выраженным затруднением ды
хання и движении конечностей появлением
зрительных нарушений (серая и черная
пелена) иногда возникают неприятные и
даже болевые ощущения (гл обр в под
ложечной и за!рудиннои об частях) Воз
действие ПП характеризуется увеличением
гидростатич давления крови н неоднород
нои деформацией разл органов что приво
дит к усиленному перемещению крови в
ниж половину тела и особенно в сосуды
брюшной полости к снижению притока
крови к сердцу и ее обогащения кислородом
в тегких ухудшению кровотока в сосудах
мозга и глазного яблока повышению воз
будимости центральной нервной системы и
проводящей системы сердца В крайних
случаях при экстрем значениях ПП или
при ослабзенном состоянии организма (пе
регревание заболевание утомление мы
щечное расслабление н др ) а также при
Отсутствии противоперегрузочного костюма
возможно кратковрем обморочное состоя
ние к рое может сопровождаться полной
или частичной потерей пространств ориен
тации судорошми снижением работоспо
собности в период восстановления
Прн повторных воздействиях БДП при
условии их постепенного нарастания обыч
но возникает состояние повыш трениро
ванностн организма Дзя профилактики не
благоприятного воздействия БДП н по
вышения их переносимости проводят сис
тему мероприятии с использованием средств
противоперегрузочнои защиты К ним отно
сятся разл устройства создающие проти
водавпение на ниж половину тела и в лег
ких уменьшающие составляющую П вдоль
линии «голова—таз» напр за счет накло
на спинки кресла назад а также спец
подготовка тренировка на центрифу!ах и
в маневренном полете Не менее важное
значение имеет соблюдение общегигиенич
требовании грамотное выполнение летЧи
ком противоперегрузочных приемов зна
ние правил эксплуатации защитного про
тивоперегрузочного снаряжения и поведения
в критич ситуациях
Лит Сергеев А А физио шичегкис vie
ханизмы действии ускорении 1	19Ь7 Са
вин Б И Гипервесомость и функции дейт
рапьяои нервной системы 1	1970 Васи1Ь
е в I] В Котовская А Р Дтитезьные зи
ценные и радиащные ускорения в кн Основы
космической биологии и медицины т 2 ки 1
Ч ]97а Авиационная медицина (руководство)
VI 198b	Р А Вартйаронов
ПЕРЕДАТОЧНАЯ ФУНКЦИЯ линеинон
стационарной системы управле
ния (системы автоматического
регулирования)—отношение изобра
жении (результатов преобразования) вы
ходного и входного сигналов с нулевыми
начальными данными Наиболее часто ис
пользуется преобразование Лапласа уста
навлнвающее следующую зависимость меж
ду ф циеи времени Х(/) (оригиналом) и
ее изображением Х(р)
г “°
ДР) = }(( X(t)e-P‘<it
Обратное преобразование Лапласа опреде
ляет оригинал по его изображению
I rt £ +
=	*(P)eprdp
J с__ са
Линейному диф ур нию с пост коэф а и
Ь,
Г"’" dABbu С”" d
>	9.--------- > ь.-------
At zG/=o 1 At1
(АВЬ1Х — Отклик системы на внеш воздей
ствие Хвх) соответствует ур ние в нзобра
жениях Хвых(р)= №(Р)Хах(р) (в теории
управления это ур ние принято изобра
жать графически — см рис ) где И7(р)=
= В(Р)/А(р) и есть П ф системы При этом
Л(р)=2(=о“‘Р	а *вх и
вх
Wfp)
^вых
Хв ч— изображения входного и выходного
сигналов вычисленные при условии что
в начальный момент времени указанные
ф ции и их производные равны нулю
[ур ние А(р) = 0 характеристическое урав
нение а корни ур ния В(р) =0 характери
зующие воздействие входного сигнала на
систему наз нулями П ф | П ф системы
определяется только ее статич и дина
мич свойствами результатом ее обратного
преобразования является импульсная
переходная функция т е реакция
системы на импульсное входное воздействие
П ф сложной системы является ком
бинацнеи 11 ф составляющих ее звеньев
Для многомерной системы имеющей неск
входов могут быть определены П ф по
всем параметрам состояния и их линей
ным комбинациям при каждом входном
воздействии П ф широко применяются
при анализе динамики ЛА и синтезе систем
управления т к позволяют полностью или
частично решить ряд задач Этого класса
с помощью алгебра и ч операций
При исследовании динамики ЛА с сис
темами управления включающими борто
вые ЭВМ используется т н Z преобразо
вание сигналов и соответствующие ему
дискретные (импульсные) 11 ф систем и
их элементов
Лит Техническая кибернетика Теория авто
магического регулирования под ред В В Со
годовяикова кн 1—3 М 1987—69 Бюш
гене Г С Студнев Р В Аэродинамика
самолета Динамика продольного и бокового дви
женин М |979	ЮГ Живов
ПЕРЕДАТОЧНОЕ ОТНОШЕНИЕ в сис
теме управления — отношение прира
щения угла отклонения (6 рад) руля уп
равлеиия к приращению перемещения (х м)
рычага управления (РУ) летчиком йш=
= d6/dx П о может быть пост или пе
рем по перемещению РУ или по режи
мам полета Изменение kw необходимо для
обеспечения приемлемых хар к управляв
мости (напр обеспечение потребных пе
ремещении РУ на единицу нормальной
перегрузки или угловон скорости крена)
нли для ограничения отклонения рулей
по условиям прочности (напр уменьшение
отклонения руля направления с увеличена
ем скорости полета)
В системах управления с механич про
водкой управления применяются неск
типов устройств изменения klu К простей
шим устройствам относится механизм не
лннеинои передачи от РУ к рулю (рис 1)
Механизм нелинейной передачи обеспечи
вает малое отклонение руля вблизи неит
рального положения РУ (feLinil) и большое
отклонение при крайних его положениях
(йш пах) Устройства др типа производят
однократное дискретное изменение напр
после взлета и перед посадкой самолета
по сигналам уборки или выпуска шасси
или закрылков Применение указанных прос
тейших устройств регулирования feu не
позволяет обеспечить оптим хар ки управля
емости во всем диапазоне режимов полета
ЛА особенно для управления продольным
движением Поэтому в системах управления
этим движением применяются более слож
ные устройства регулирования kltl—авто
маты TI о изменяющие в зависи
мости от режимов полета напр скорости
V высоты полета Н т н балансировоч
ного отклонения руля 6е , (см Балан
сировка) Такой автомат может обеспечить
практически пост перемещение РУ на еди
ницу нормальной перегрузки Наибольшее
распространение в системах управления
www.vokb-la.spb.ru - СамолётПЕРБД/рТОМНОЕ 407
Устройство за-
грузки ручки
Рнс. 2.
продольным движением получили две осн.
схемы автоматов регулирования /гг11. В пер-
вой схеме (рис. 2) с помощью обычно
электромеханич. привода изменяется пле-
чо в одном из звеньев механич. провод-
ки по сигналам вычислителя йш. В др.
схеме регулирование осуществляется
суммированием движения механич. про-
водки и выходного элемента последоват.
сервопривода. В этой схеме в вычислитель
дополнительно вводится сигнал от датчика
перемещений РУ. При значит, диапазоне
изменения йш (более чем в 2,5 раза) тре-
буются спец, меры обеспечения надёжности
таких устройств (напр., резервирование).
Др. назв. П о.— коэффициент пере-
дачи.	_	В. Я Бочаров.
ПЕРЕКОМПЕНСАЦИЯ — обращение зна-
ка шарнирного момента (изменение нап-
равления шарнирного момента на проти-
воположное «нормальному:»). Проявляется,
когда центр давления (см. также Фокус
аэродинамический) рассматриваемого ор-
гана управления (ОУ) оказывается впере-
ди его оси вращения. Поскольку значение
и направление усилия на ручке управ-
ления непосредственно связано со значе-
нием н направлением шарнирного момента
(рис. 1), полёт на самолётах с ручным
управлением с перекомпенсированным ОУ
значительно усложняется и является не-
желательным.
На рис. 2 приведены примеры зависи-
мостей коэф, шарнирного момента min
а
Рнс. 1. Схема направлений усилия F пилота на
ручке управления, перемещения п ручки управления,
отклонения 6 органа управления ОУ н шарнир-
ного момента М для «нормального» а и переком-
пенснрованното О органов управления.
(см. Аэродинамические коэффициенты) ОУ
от угла его отклонения fi для непереком-
пенсированного (кривая [), перекомпенси-
рованного (кривая 2). частично переком-
пенсированного (кривая 3) ОУ и для ОУ
с местным уменьшением шарнирного мо-
мента (кривая 4). П. ОУ может возник-
нуть не сразу при его отклонении, а на-
чиная с какого-то угла; такой ОУ наз. час-
тично перекомпенсированным. ОУ, имеющий
зависимость коэф, шарнирного момента ви-
да 4 на рис. 2 (возникающую, напр., при
использовании аэродинамической компен-
сации), наз. ОУ с местным уменьшением
шарнирного момента, поскольку во всём
диапазоне углов его отклонения обраще-
ние знака шарнирного момента не наблю-
дается. Однако если в области снижения
шарнирного момента лётчик триммером
уменьшит его до нуля (кривая 5), то при
дальнейшем увеличении угла отклонения
ОУ происходит обращение знака шарнирно-
го момента и возникает местная П. (область
П. заштрихована) ОУ на сбалансир. режи-
мах полёта.
Полёт самолёта с частично перекомпен-
сир. ОУ или с ОУ. имеющим местное
уменьшение шарнирного момента, также
может привести к большим затруднениям
при пилотировании из-за возможного обра-
щения знака усилий на рычаге управления.
Я Г Микеладзе.
ПЕРЕКРБ1ТИЕ НЕСУЩИХ ВИНТОВ —
геом. хар-ка взаимного расположения не-
сущих винтов в горизонт- плоскости у
вертолётов двухвинтовой и многовинтовой
схем. Мерой П. н. в. служит коэффици-
ент перекрытия, равный отношению
расстояния между центрами втулок несу-
щих винтов к их радиусу (см. рис.). У вин-
тов. ометаемые площади к-рых только ка-
саются друг друга, коэф, перекрытия равен
Перекрытие несущих винтов а—перекрытие, R —
радиус несущего винта
2. При сближении втулок винтов полу-
чаются* схемы с перекрытием. В практике
проектирования коэф, перекрытия берётся
обычно 1,5—1,7. Применение винт'ов с пе-
рекрытием позволяет создать более ком-
пактные конструкции вертолётов, облада-
ющие меньшей массой, ио при этом уве-
личивается взаимное влияние винтов, к-рое
уменьшает подъёмную силу (т. е. увели-
чивает Потребную мощность).
ПЕРЕЛЕТ Алексей Дмитриевич (1914—
53)—сов. лётчик-испытатель, майор. Ге-
рой Сов. Союза (1954, посмертно). Окон-
чил Балашовскую воен, авиац. школу
(1937). Работал в ОКБ А. Н. Туполева
с 1943. Испытывал опытные самолёты
Ту-4, Ту-16. Ту-77, Ту-82 и др. Погиб при
испытании опытного самолёта, приказав эки-
пажу покинуть его борт. Ленинская пр.
(1957. посмертно). Награждён 2 орденами
Ленина, 3 орденами Красного Знамени,
2 орденами Красной Звезды, медалями.
Портрет см. на стр. 415.
ПЕРЕЛЕТЫ на самолётах П., в осо-
бенности беспосадочные, показывают на
каждом этапе развития авиации предель-
ные возможности авиатехники по дальнос-
ти, продолжительности и крейсерской ско-
рости полёта и по выносливости конструк-
ции. Они характеризуют мастерство и му-
жество лётчиков. ФАИ регистрирует даль-
ность полёта по прямой и по замкнутому
маршруту в числе семи видов абс. миро-
вых рекордов, а также в числе рекор-
дов по классам, группам и категориям ЛА
(см. Рекорды авиационные). Ранее регист-
рировались также рекорды дальности за
сутки, по ломаной линии, с пассажирами,
с грузом, женские. Поэтому мн. П. были
рекордными. Как показатель возможностей
авиации П. имеют большое общественное
значение, а в первые десятилетия развития
самолёта они были ещё и важным стиму-
лом его совершенствования. В табл, на стр.
410—411 приводятся сведения об осн. П.
отечественных лётчиков и нек-рые П. за-
рубежных лётчиков	Ю В Засыпкин
ПЕРЕНОСА ЯВЛЕНИЯ — необратимые
процессы пространств, переноса к.-л. физ.
величины (массы, импульса, энергии, злек-
трич- заряда и т. д.), происходящие в не-
однородных сплошных средах вследствие
взаимодействия хаотически движущихся
микрочастиц (напр., молекул) К П. я. от-
носятся, напр., вязкость (внутр, тренне)—
перенос импульса, обусловленного градиен-
том среднемассовой скорости; теплопровод-
ность — перенос энергии вследствие гради-
ента темп-ры; диффузия — перенос в-ва
(компонента смеси) при наличии градиен-
тов концентраций. Перенос в-ва под дейст-
вием градиентов общего давления смеси
(бародиффузия) н темп-ры (термодиффу-
зия) и перенос энергии под действием
градиентов концентраций компонентов сме-
си (диффузионный термоэффект) относят-
ся к т. н. перекрёстным процессам, в к-рых
градиент одной физ. величины вызывает
перенос другой. Перенос физ. величины
осуществляется в направлении, обратном
градиенту соответствующей газодинамич.
переменной. П. я. изучают кинетика физи-
ко-химическая и кинетическая теория га-
зов. В движущихся средах происходит
также конвективный перенос.
В аэродинамике изложенные выше тра-
диционные определения П. я. с линейными
переносными свойствами среды оправданы
при Кнудсена числе Kn<£j. При Кп=^1
П. я. носят более сложный нелокальный
и, вообще говоря, нелинейный характер
и определяются не, только перемещением
и столкновением молекул и атомов среды
между собой, но и взаимодействием их с об-
текаемой пов-стью. '	В. С Галкин
408 ПЕРЕКОМПЕНСАЦИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ww\V.Vdkb-lil.i>ptT.TH - самолетеииими руками?!
Табл — Перелеты отечественных и зарубежных летчиков
Дата	Маршрут расстояние время	Экипаж самолет	Значение перелете
Основные перелёты отечественных лётчиков
3(16) 7 1910
9(22) 10 1910
29 11(12 |2) 19|0
10—11(23—24) 7 1911
16 |7(29—30) 6|9|4
28 6(11 7) 1914
8(21) 8 1914
24 1918
12—15 4 1919
14—18 1 1921
10—22 7 1924
10 6—13 7 1925
Одесса — Дофнновка 16 км за 15 мин
Петербург-Гатчина 64 км за 56 мин
Ьлизаветполь—Тифлис (Гянджа—Тбили
си) 188 км за I ч 47 мин
Петербург- Новгород—Валдай—
Торжок—Подсолнечная Москва
725 км за 24 ч 4 | мни 14 с (9 ч 30 мин
летного времени)
Петербург —Орша—Копысь—Киев
1280 км за 30 ч 30 мин (|2 ч 50 мин
тетиого времени)
Киев—Новосокольники—Петербур!
1200 км за 14 ч 38 мин (13 ч 5 мин
летного времени)
Вдоль зал берега Новой Земли 448 км
за 4 ч 20 мин
Петроград—Москва 650 км за 4 ч 10 мин
Винница—Будапешт с двумя посадками
1062 км за 8 летных ч
Полторанк (ныне Ашгабад)—Каган—
Керки—Термет и обратно 2450 км за
22 ч 45 мин летного времени
Москва—Нижний Новгород—Казань и
обратно 1500 км за 12 ч 10 мин лет
иого времени
Москва—Улан БатОр—Пекин с посад
ками 6476 км за 52 летных часа
3| 8—2 9 |926
19 7 1927
20 8—1 9 и 10—22 9 1927
|0 7 8 8 1929
23 8—1 |1 |929
6 9 1929
20—22 7 1936
18—20 6 1937
12—|4 7 1937
26 8 1937
23 24 9 1937
24 10 1937
27 28 6 1938
2 7 1938
24—25 9 1938
Москва — Кенигсберг — Ьерсин —
Париж — Рим — Вена — Прага — Вар
шава — Москва 7150 км за 34 ч 15 мин
четного времени
Севастолоть — Москва 1420 км за |о ч
30 мин
Москва — Токио и обратно с посадками
22 тыс км за 153 летных часа
Москва — Берлин — Париж — Рим —
Марсечь — Невср — Лондон — Па
риж Бертин — Варшава — Москва
9037 км та 53 ч потета
Москва — Нью Йорк через Сибирь н
Аляску с посадками 2|242 км за 141 ч
45 мин тетного времени в т ч 8 тыс км
над океаном
Минеральные Воды — Москва 1750 км за
10 ч 23 мин
Москва — о в Удд (ныне о в Чкатов) че
рез Сев Педовитыи океан и Камчатку
9374 км за 56 ч 20 мин
Москва — Сев понос — Ванкувер
(США) 9130 км (по прямой 8э82 96 км1
за 63 ч 16 мин в т ч 5900 км над
океанами
Москва — Сев понос — Саи Джасинто
(США) 11а00 км (по прямой 10148 км)
за 62 ч 17 мин в т ч 5о00 км над
океанами
Москва — Севастополь — СверДтовск —
Москва (беспосадочный) 5018 2 км за
16 ч
Москва — Красноярск 3318 198 км за
19 ч а9 мин
Москва — Актюбинск 1444 722 км за 7 ч
26 мни
Москва — Спасск Дальний 7580 км (по
прямой 6850 км) за 24 ч 36 мии
Севастолоть — Архангельск 2371 990 км
(По прямой 224| 501 км) за 10 ч
33 мин
Москва — пос Керби (ныне сецо им По
лины Осипенко Хабаровского край)
6450 км (по прямой э908 61 км) за
2b ч 29 мин
С	И	Уточкин	Фзрмзн	IV
Е	В	Руднев	С Плотников
Фарман 111
А	А	Васильев	Блерио	XI
А	А	Васильев	Блерио	XI
(другие участники перелет не
завершили)
И И Сикорский X В Пруссис
Г И Лавров В С Панасюк
«Ильи Муромец»
И И Снкорскнй Г И Лавров
В С Панасюк «Илья Муро
мед»
Я И Нагурскнй Е В Кузне
нов «Морис фарЫан*
Н И Петров Шпор «Сопвнч*
В А Ходорович с пассажиром
Д фодором «Эльфауге*
Б К Веллинг Н П Грунин
«Этьфауге*
А И Томашевский А И Сидо
ров Н А Камышов В Л
Александров АК 1
М М Громов F В Родзевич
Р 1
М А Волковойнов В П
Куз не до в Р 1
А Н Екатов ф П Маликов
Р 2
И К Поляков И В Михеев
Ю |3 «Правда»
Н И НандеКов В В Осипов
Ю 13 «Красный камвольщик»
А И Томашевский В П Ка
мышев АК I «Латышский
стрелок*
М М I ромов Е В Родзевич
АНТ 3 «Иротетарии*
Ю И Пионтковский АИР 1
С А Шестаков Д В фуфаев
АНТ 3 «Наш ответ*
М М Громов В П Русаков
9 пассажиров АНТ 9 «Крытья
Советов*
С А Шестаков Ф Е Бетитов
Б Ф Стертигов Д В фуфаев#
АНТ 4 «Страна Советов*
А И Фитин А Ф Коватьков
АИР 3 «Пионерская правда*
В П Чкалов Г Ф Байдуков
А В Беляков АНТ 25
В П Чкатов Г Ф Байдуков
А В Беляков АНТ 2о (РД 2)
М М Громов А Б Юмашев
С А Даиилин АНТ 25
(РД I)
В К Коккинаки ЦКБ 26
А Н Гусаров В Л Глебов
САМ 5 2бис
В С Гризодубова М М Рас
кова АИР 12
В К Коккинаки А М Брян
тиискни ЦКБ 30 «Москва*
П Д Осипенко В Ф Ломако
М М Раскова МП 1
В С Гризодубова П Д Осн
пен ко М М Раскова АНТ
37бис «Родина*
1 й рус перелет на самолете сухопутного бази
ровзния над морем
Всероссийские рекорды дальности и продолжи
тельности полета по прямой
Всероссийские рекорды дальности н продолжи
тельности полета по прямой
I й перелет но этому маршруту Этан Петер
бург—Подсолнечная (667 км за 15 ч) —
мировой рекорд дальности за сутки I й мировой
рекорд рус лет1ика
I й перелет на самолете отечеств конструкции
Мировые рекорды дальности с 2 и 3 пассажира
ми—750 км (Петербург—Орша) и за сутки
с 3 пассажирами — 830 км (Петербург-Ко
пысь)
Мировой рекорд дальности та сутки с 2 пасса
жирами
Первый полет в Арктике
I й сов перелет н 1 и беспосадочный перелет
по этому маршруту
Перелет в Венгерскую Советскую Республн
ку 1 й сов междунар перелет
1 й сов дальний перелет
1 й перелет самолета сов конструкции
I й сов групповой дальний перелет Выполнен
на разнотипных самолетах в трудных уело
виях—над тайгой горными хребтами и пусты
ней Гоби Успешно прошли испытания само
Леты сов постройки Р 1 Р 2 АК 1
Скоростной обтет западноевропейских стотиц
Продемонстрированы лепехи СССР в серийном
метаттич само тетостроеннн
I й датьний беспосадочный перелет сов четкого
само чета Неофициальные мировые рекорды
дальности и продотжитетьности для тегких са
молетов 3 и категории
Выдающийся по дальности перелет на самолете
сов конструкции с двигателем сов пронз ва
2 й облет европейских столиц Демонстрация но
вых достижении сов авиац пром сти
1 й Перелет из СССР в США исктючитетькый
по Дальности и сложности Выполнен на само
чете сов конструкции
Неофициальный мировой рекорд датьиости для
четких самотетов 1 и категории
Неофициачьный мировой рекорд да |ьиости по
томаиои тинии и проверка возможностей АНТ
2а перед полетом через Сев полюс
1 и в истории беспосадочный перетет из СССР
в США Всесоюзный рекорд датьиости по пря
мои
2 й беспосадочный перелет из СССР в США
Мировые рекорды дальности по прямой (пер
выи сов абсотютный мировой рекорд) и по ло
маной линии
Мировые рекорды скорости (325 257 км/ч) по
замкнутому маршруту 5000 км без груза и с
грузом 0 5 т и 1т
Мнровои рекорд дальности по прямой для чег
кнх само тетив | и категории
Женский мировой рекорд дальности по прямой
для четких самочетов 1 й категории
Выдающийся по датьиости н ср скорости
(307 км/ч) перетет бомбардировщика
Женские мировые рекорды датьиости по томаиои
линии и по прямой для гиДросамочетов
Женский мировой рекорд датьиости по прямой
410 ПЕРЕЛЕТЫ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Дата	Маршрут; расстояние, время	Экипаж (страна); самолёт
28—29 4 1939	Москва — о-a Мнскоу (Миску) (Канада), 8 тыс. км (по прямой 6516 км) за 22 ч 56 мии	В. К Коккннаки, М. X Гор диенко, ЦКБ-30 «Москва»
28 8.1939	Москва — Свердловск — Севастополь — Москва (беспосадочный)	Н. П. Шебанов, В А Матвеев. Н. А Байкузов, «Стадь-7»
22 3 1956	Москва — Лондон, более 2 тыс км за 3 ч	А К Стариков, И. К. Багрич. Н К Беляев, Н В Кочетков, Г. 11 Гончаренко; Ту 104
28 6 1959	Москва — Нью Йорк. 8191 км за 11 ч 6 мнн	А Н Якимов, К П Сапелкии, М. А. Нюхтиков и др.; Ту-i 14
18 6 1975	Москва — Сев полюс — Сиэтл (США), 9480 км за 10 ч 54 мии	А К Витковский, Ю. И Зе- леиков и др , Ил-62М
6-7 5 1987	Москва — Каснмов — Сиротииская — Зензели — Чардара — Байково — залив Креста — Мурманск — Юхнов — Жда- нов— Москва (беспосадочный). 20150,921 км за 24 ч 32 мии	В И. Терской, Ю П. Ресниц- кий с экипажем; Аи-124 «Рус- лан»
Значение перелёта
1-й сов трансатлантнч перелёт
।
Мировой рекорд скорости (404,936 км/ч) по
замкнутому маршруту 5000 км без груза
1-й междунар. перелёт сов. реактивного пасс,
самолёта
1-й беспосадочный перелёт СССР — США на
турбовинтовом самолёте
Беспосадочный перелёт по маршруту перелёта
18—20.6 1937 с пассажирами (Г Ф Байдуко-
вым, А В Беляковым. И В Чкаловым)
Мировой рекорд дальности по замкнутому марш-
руту для реактивных самолетов
Некоторые перелёты зарубежных лётчиков
30 10 1908
25.7 1909
7—17 8 1910
239 1913
8—31.5 1919
14 — 15.6.1919
2—3 5 1923
6 4—28.9.1924
9.5 1926
20-21.5.1927
4—6 6 1927
31 5—9 6 1928
28—29.11.1929
15—22 7.1933
5—7 11 1938
29 9—1 10 1946 ‘
26.2—2 3.1949
10—11 I 1962
14—23 12.1986
29—30.1.1988
26—28.2 1988
23 4.1988
Буйи — Реймс, 27 км за 20 мин
Кале — Дувр; 38 км за 37 мни
Париж — Труа — Наиси — Дуэ —
Амьен — Париж, 810 км за 12 ч 1 мии
I с лётного времени
Сен-Рафаэль (Франция) - Бизерта (Ту
ние); 730 км за 7 ч 53 мин, в т. ч более
500 км над морем
Рокавей (США, шт. Нью-Джерси) —
Плимут (Великобритания); 6315 км за
57 ч 16 мин летното времени
Сент Джон (о-в Ньюфаундленд)—Клиф
ден (Ирландия), 3040 км за 16 ч 27 мин
(от берега до берега — 15 ч 57 мин)
Нью Йорк — Сан Диего, 4088 км за 26 ч
50 мии
Из Сиэтла в зап направлении — Сиэтл;
42398 км за 363 ч 7 мин лётното времени
О в Шпицберген — р н Сев полюса и об
ратно, 2575 км за 15 ч 30 мии
Нью-Йорк — Париж, 5809 км за 33 ч
30 мин
Нью-Йорк (США) —Эйслебеи (Герма-
ния) , 6294 км за 43 ч
Сан-Франциско (США) —Гонолулу (Га-
вайи) — Сува (Фиджи) — Брисбен (Ав-
стралия), 11260 км за 83 ч 38 мин лёт
ного времени
База Литл Америка (Китовая бухта) -
р-н Юж полюса и обратно; 2575 км за
18 ч 39 мин
Нью Йорк — Берлин — Кенитсберг —
Москва — Новосибирск — Иркутск —
Рухлово — Хабаровск — Флат — Фэр-
бенкс — Эдмонтон — Нью Йорк; 25099
км за 186 ч 49 мин
Исмаилия (Египет) — Дарвин (Австра
лия), 1)520,421 км за 48 ч
Перт (Австралия) — Колумбус (шт
Огайо. США), [8081,99 км за 55 ч 14 мин
Из Форт-Уэрта (США) в вост направле
нии — Форт Уэрт. 37742 км за 94 ч I мии
О в Окинава — Мадрид, 20168.78 км за
22 ч 10 мнн
Из авиабазы Эдуарде (США) в ,аи
направлении — Эдуарде, 40212,139 км за
216 ч 3 мин 44 с
Сиэтл — Афины — Тайбэй — Сиэтл;
37034 км за 36 ч 54 мин 15 с со средней
скоростью 1003,53 км/ч
Хьюстон -Шаннон -Дубай — Тайбэй —
Мауи — Хьюстон; 37092 км за 36 ч 8 мин
34 с со средней скоростью 1026,34 км/ч
Ираклион (о Крит) — о-в Тира (Сан
торин) в Эгейском море; 1 19 км за 3 ч
54 мнн
А Фарман (Франция), «Вуа
зеи»
Л Блерио (Франция); Блерио
XI
А. Леблан (Франция), Бле
рио XI
Р Гарро (Франция), «Моран-
Сол ьнье*
А. С Рид с экипажем (США),
Кёртис NC-4 (гидросамолёт)
Дж Адкок, А У. Браун (Ве-
ликобритания). Виккерс
«Вами»
О Г. Келли. Дж А Макрнди
(США), Фоккер Т-2
Л X Смит Л 11. Арнолд и
Э X Нильсон, Дж. Хардинг
(США); два самолета Дуглас
«Уорлд крузер» («Чикато» и
«Нью Орлеан»)
Р. Бэрд и Ф Бениетт (США),
Фоккер F VIIA-Зт «Джозе
фина Форд»
Ч. Линдберг (США), Райан
N1P «Спирит оф Сент Луис*
К Д Чемберлен, Ч А Левин
(США), Райт Белланка «Ко
лумбия»
Ч Кинтсфорд-Смнт с экипажем
(Австралия, США), Фоккер
г VHB 3m «Саутерн кросс*
Р. Бэрд с экипажем (США),
Форд 4-АТ «Флойд Беннетт»
У. Пост (США), Локхид «Ве-
га* («Уинни Мей»)
1 й виеаэродромиый полет
1-й перелёт через Ла Майш
I й групповой круговой перелёт. Из восьми лёт-
чиков финишировали двое
1-й беспосадочный перелет через Средиземное
море
1-й трансатлантнч. перелёт Посадки в США,
Канаде, на Азорских о пах, в Португалии и
Испании (всего 7 посадок)
1-й беспосадочный трансатлантнч. перелет (не
межконтинентальный)
1 й беспосадочный трансконтинентальный пе
релёт через США
1-й крутосветный перелёт. Выполнен на двух
однотипных самолётах с 66 посадками
1-й удачный полёт к Сев. полюсу (но полюс,
возможно, не был достигнут)
1-й беспосадочный трансатлантический перелет
в одиночку и от континента до континента,
мировой рекорд дальности по прямой
Беспосадочный трансатлантический перелёт с
установлением мирового рекорда дальности по
прямой
1 й перелёт через Тихий океан из США в Австра-
лию, с посадками
1 н полет к Юж полюсу
1-й крутосветный перелёт в одиночку с посад-
ками
Экипажи Р Г Келлета и А. Н
Комба (Великобритания), два
Виккерс «Уэлсли»
Т Д. Дейвис с экипажем
(США); Локхид P2V-1 «Неп-
тун* («Тракьюлент тёртл»)
Дж. Галлахер с экипажем
(США), Боинт В-50А
К. 11 Эвели с экипажем
(США), Боинг В 52Н
Д Рутан, Дж ЙИтер, «Бонд
жер*
К Л'эси, В Джобст с экипажем
и пассажирами (США), Боинг
747SP «Френдшип уаи*
А. Э Полсон, Р К. Смите с
экипажем (США). Гольф
стрнм аэроспейс «Гольф
стрим» G IV
К- Канелопулос (Греция), мус-
кулолёт «Дедал» Массачу-
сетсското технологического
Института (США)
Мировой рекорд дальности по прямой (послед
ний перед 2-й мировой войной)
Мировой рекорд дальности по прямой для порш
невых самолётов (до яив 1962 — для всех групп
самолётов)
1-й беспосадочиый кругосветный перелёт с че-
тырьмя дозаправками в полёте
Мировой рекорд дальности по прямой
I й беспосадочный кругосветный полёт без до-
заправки в полёте - действующий абсолютный
мировой рекорд дальности по прямой и по
замкнутому маршруту
Крутосветный перелет с 2 посадками. Мировой
рекорд скорости вокруг света (в западном
направлении)
Крутосветный перелёт с 4 посадками Мировой
рекорд скорости зокруг света (в восточном на
правлении)
Рекордный по дальности и продолжительности
полет ЛА с мускульным приводом, маршрут
мифологического полета Дедала и Икара
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим!
ПЕРЕНОСНЫЕ СВОЙСТВА СРЕДЫ —
связи между интенсивностями переноса физ.
величин и градиентами газодинамич. пе-
ременных в сплошных средах. Ур-ния аэро-
и гидродинамики {Навье — Стокса уравнения
и др.) основаны на линейных связях,
описывающих переноса явления: напряже-
ния внутр- грения	— —peuft(«,p — пара
любых декартовых координат х, у, z), тепло-
вой поток q =—kv7* (закон Фурье). Здесь
р — динамич. вязкость, е — компонента
тензора скоростей деформаций, А -— теп-
лопроводность, \?Т — градиент темп-ры. В
высокотемпературном воздухе происходят
разл. физ.-хим процессы (напр., в гипер-
звук. течении около спускаемого ЛА), и
его необходимо рассматривать как много-
компонентную смесь многоатомных газов.
П. с. с. для неё Определяются т. н. методом
Чепмена —Энскога (см. Кинетическая теория
газов). При расчёте течения в погранич-
ном слое обычно пренебрегают баро- и
термодиффузией, тогда диффузионный по-
ток t-го компонента смеси
Zni
где rtj— числовая плотность j-ro компо-
нента, п — Sn„ D,t— коэф, диффузии. В ф-лу
для q добавляется слагаемое	обус-
ловленное диффузионным переносом теп-
лоты (/г, — удельная энтальпия, включаю-
щая теплоТу хим. реакций). Коэффи-
циенты переноса р, A, D,t зависят от
тем(|-ры, концентраций и сечений упругих
столкновений молекул, влияние многоатом-
иости молекул приближённо учитывается
только в коэф. А введением т. н. поправки
Эйкена. В общем случае вид ур-ний аэро-
динамики высокотемпературных газов, П.
с. с. и небходимость учёта тех или иных
явлений переноса зависят от соотношений
между временами релаксации постулат- и
внутр, степеней свободы молекул, интен-
сивности разл. физ.-хим. процессов в га-
зах. Коэф, переноса являются также ф-ция-
ми сечений неупругих столкновений и кон-
центраций молекул, находящихся в разл.
энергетич. состояниях.
Лит. см при ст Кинетическая теория газов
В С Галкин.
ПЕРЕПУСК ВОЗДУХА — управляемый от-
бор воздуха из проточной части компрес-
сора (преимущественно из средних его сту-
пеней) и выпуск его за пределы проточ-
ной части ГТД или возврат в др. место
ГТД. Осн. назначение П. в. — обеспечение
устойчивой работы компрессора на пус-
ковых и переходных режимах, что дос-
тигается увеличением расхода воздуха и
уменьшением углов атаки в лопатках пер-
вых ступеней, расположенных до сечения
отбора воздуха. В нек-рых схемах ГТД
воздух, отбираемый из компрессора, нап-
равляется в реактивное сопло и использу-
ется для создания тяги.
ПЕРЕХВАТ ВОЗДУШНОГО СУД НА-НА-
РУШИТЕЛЯ -одна из форм защиты су-
веренитета гос-ва и установленного им
правопорядка в возд. пространстве от по-
сягательств со стороны воздушных судов -
нарушителей. Перехват осуществляется
возд. судами ПВО с целью опознания
возд. судна-нарушителя, указания его эки-
пажу на нарушение и последующего вы-
ведения нарушителя за пределы запретно-
го р-на или сопровождения на ближай-
ший аэродром посадки Указания возд суд-
на-перехватчика, передаваемые при помощи
визуальных сигналов или по радио, обя-
зательны для экипажа возд. судна-нару-
шителя и должны выполняться независи-
мо от указаний, к-рые могут быть полу-
чены из др. источников, напр. or органа
обслуживания возд. движения. В против-
ном случае к возд. судну-нарушителю мо-
гут быть приняты меры принуждения. Меж-
дунар. орг-ция гражд. авиации (ИКАО) раз-
работала и рекомендовала всем гос-вам
единые визуальные сигналы, а также стан-
дартную фразеологию радиопереговоров для
использования гражд. и воен. возд. суда-
ми при перехвате.
В 1984 гос-ва — участники Чикагской
конвенции 1944 приняли поправку к кон-
венции, в к-рой согласились воздерживать-
ся от применения оружия к находящимся
в полёте гражд. возд. судам в процессе
выполнения перехвата, с тем чтобы не под-
вергать угрозе безопасность возд. судна и
жизнь его пассажиров. Это обязательство
не должно истолковываться как изменяю-
щее в к.-л мере права и обязательства
гос-в, предусмотренные в Уставе ООН в
отношении самообороны. Одновременно в
поправке подчёркнута обязанность гос-в
принимать меры, запрещающие использо-
вание зарегистрированных в нём гражд.
возд. судов для к.-л целей, несовмести-
мых с целями конвенции
ПЕРЕХВАТ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ - ос
новной способ боевых действий активных
средств ПВО по уничтожению уклоняю-
щейся и оказывающей огневое и помеховое
противодействие возд цели. Возд. цель
(ВЦ) — объект перехвата, предварительно
обнаруженный, опознанный и предназначен-
ный для поражения- П. в. ц. состоит обыч-
но из предварит- этапа (при управлении
активными средствами ПВО от внеш. АСУ)
и атаки (при управлении от бортовой
информац.-управляющей системы). В ка-
честве активных средств (АС) ПВО при
П. в. ц применяются авиац.-ракетные
комплексы перехвата (АРКП) и зенитно-
ракетные комплексы. Пример состава сис-
темы средств П. в. ц. представлен на рис.
Сис.гема средств перехвата воздушной цели* I —
база авиационио-ракетного комплекса перехвата,
11—воздушная цель, [[[—авиа пион но-ракетный
комплекс в noJiete, IV —ракета класса «воздух -
воздух», V - РЛС внешней АСУ, VI — командный
пункт, VII — пункт наведения с системой передачи
команд.
Информац. обеспечение П. в. ц. осуще-
ствляется ва первом этапе от РЛС внеш.
АСУ. к-рая измеряет координаты ВЦ (или
группы ВЦ) и координаты используемых
АС. Информация о текущих координатах,
состоянии и трассах возд. объектов со-
ставляет возд. обстановку, к-рая отобража-
ется на индикаторах командного пункта
(КИ)- Боевой расчет КП, оценивая возд
обстановку и возможности АС ПВО, прини-
мает решение о П. в. ц. и определяет ме-
тод наведения АС. Управление АРКП про-
водится боевым расчетом пункта наведения,
реализующим решение КП с помощью
вычислителей, системы отображения ин-
формации и средств связи.
На втором этапе АРКП управляется от
бортовой радиолокац. станции (БРЛС), с
помощью к-рой измеряются относит, коор-
динаты це^и, вычисляются команды управ-
ления АРКП, осуществляется пуск ракет
по ВЦ.
Команды управления являются функция-
ми фазовых координат ВЦ. Соответствую-
щая зависимость наз. законом управления,
к-рый реализует один из методов наве-
дения (метод погони, метод атаки и др.).
Управление осуществляется воздействием
на органы управления ЛА, в результате
чего реализуются заданные крен, попереч-
ная перегрузка ЛА и тяга двигателя.
В общем виде боевые возможности
АС оцениваются зоной перехвата — об-
ластью пространства, в к-рой может быть
достигнуто поражение ВЦ, вероятностью
поражения ВЦ при перехвате её внутри
зоны, а также пропускной способностью.
Размеры зоны перехвата являются функ-
цией хар-к АС, нач. состояния АС и ВЦ.
а также параметров движения ВЦ. В га-
рантированной зоне перехвата поражение
ВЦ достигается в случае примевения ею
любых манёвров уклонения. Пропускная
способность единичного АС характеризует-
ся осреднённым по зоне перехвата макс,
темпом «обслуживания» ВЦ.
П. в. ц. по заданному типу пораже-
ния — величина случайная. Вероятность VT
успешного П. в. ц. внутри зоны перехва-
та приближённо оценивается формулой
о
где f, — плотность распределения вероят-
ности относительных фазовых координат
возд. цели в процессе выполнения перво-
го этапа наведения; [2 — плотность рас-
пределения вероятности захвата цели БРЛС
в относит, фазовом пространстве; Рб—
распределение условной вероятности пора-
жения ВЦ боевым снаряжением АС в
фазовом пространстве; !2 — пересечение зо-
ны возможных атак в фазовом простран-
стве и зоны захвата ВЦ БРЛС-
Системы ПВО нач. 80-х гг. были рассчи-
таны на перехват любых видов аэроди-
намич и воздухоплават. ЛА (крылатых
ракет, аэростатов, самолётов и вертолётов
всех типов) с эффективной поверхностью
рассеяния 0,1 м? и более, летящих на
выс. 0,015 — 30 км с макс, скоростями до
5000 км/ч, при любых погодных условиях.
В Е Руднев, К. Л1 Лучанский
ПЕРЕХВАТЧИК — см. Истребитель-пере-
хватчик.
ПЕРЕХОД ЛАМИНАРНОГО ТЕЧЕНИЯ В
ТУРБУЛЕНТНОЕ — смена режима дви-
жения вязкой жидкости, наблюдаемая в
нек-рой области пограничного слоя или в
каналах, следах и т. п., происходящая
из-за потери устойчивости ламинарного
потока.
Впервые П. л. т- в т. исследовал О. Рей-
нольдс (1883). к-рый установил, что режим
движения жидкости (газа) зависит от зна-
чения безразмерного параметра, назв. позд-
нее Рейнольдса числом Re=«*x/v(ue—
составляющая вдоль пов-сти скорости по-
тока на внеш, границе пограничного слоя,
х — продольная координата, v — кинема-
тич. вязкость), и переход происходит толь-
ко при значениях Re, больших нек-рого
критич. значения Re#. В области потока,
где Re-c^Re*, случайные возмущения, свя-
занные с влиянием границ потока или с
неравномерностью самого потока, быстро
затухают вниз по течению. В области, где
Re>Re+, эти возмущения в движущейся
жидкости уже непрерывно нарастают и их
развитие в зависимости от Re носит весьма
сложный характер. Вначале (при Re«Re+)
имеет место нестационарное ламинарное
течение с незатухающими пульсациями, с
потерей устойчивости гидродинамической
При дальнейшем возрастании Re нестацн-
412 ПЕРЕНОСНЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. 1. Обтекание поверхности диффузорной части
крылового профиля в малотурбулсигной аэродина-
мической трубе: А _ точка потери устойчивости;
Б — точка перехода.
| Направление потока
Рис, 2. Визуализация состояния noiраничрого слоя
иа крыле
онарность течения усиливается и образует-
ся т. н. перемежающееся течение, когда в
потоке происходит чередование областей с
ламинарными и турбулентными течениями
или чередование во времени этих режи-
мов в данном месте потока. Хар-кой этого
течения служит коэф, перемежаемости у,
представляющий собой относительное время
существовании турбулентного режима в
фцксиров. сечении. При у« 1 реализует-
ся развитое турбулентное течение. Приме-
нительно к ЛА такая смена режимов
течения будет наблюдаться в пограничном
слое при движении вдоль обтекаемой
пов-сти, при этом начало области,
где Re = Re#1 наз. точкой потери устойчи-
вости, а конец области, где у=1,— точ-
кой перехода (рис. 1). На П. л. т. в т. вли-
яет также градиент давления, степень шеро-
ховатости пов-сти тела, степень Турбулент-
ности набегающего потока, сжимаемость
потока и его теплообмен с обтекаемой
пов-стью и ряд др. факторов. Пониже-
ние давления вдоль профиля в направ-
лении течения эффективно подавляет воз-
мущения в ламинарном пограничном слое,
а повышение давления, наоборот, усили-
вает возмущения. Увеличение шероховатос-
ти пов-сти и степени турбулентности потока
смещает точку перехода вверх по потоку.
Наличие теплообмена на обтекаемой пов-сти
изменяет положение области перехода: ох-
лаждение пов-сти способствует стабилиза-
ции ламинарного течения, нагревание
пов-сти понижает устойчивость погранич-
ного слоя.
Для эксперим. изучения П. л. т. в т. в
аэродинамич. трубах чаще всего применяют
пневмометрич метод и метод смачиваемого
каолинового покрытия, основанные соот-
ветственно на различии профилей скорости
и интенсивности испарения жидкостей в
ламинарном и турбулентном пограничном
слоях. В качестве примера на рис 2 Пред-
ставлена фотография модели Крыла ЛА
с каолиновым покрытием, полученная во
время испытания в аэродинамич. трубе:
тёмная область на крыле, где не испари-
лась жидкость, является областью лами-
нарного течения, светлая — турбулентного.
Эксперим. изучение П. л_ т. в т связано
с рядом трудностей, вызванных сильной
зависимостью получаемых результатов
от условий эксперимента. В частности, пог-
раничный слой, образующийся на стен
ках рабочей части аэродинамич. трубы,
генерирует акустич- возмущения в поле
течения, к-рые достигают пов-сти исследуе-
мой модели и оказывают значит, влияние
на явление перехода
П. л. т. в т. играет важную роль в аэро-
динамике ЛА, т к. от соотношения на
крыле размеров участков ламинарного и
турбулентного течений зависят условия
обтекания и отрыва пограничного слоя, а
следовательно, аэродинамич. хар-ки ЛА.
Лит. Шлих тин г Г.. Теория пограничного
слоя, М., 1974	В М Фомин
ПЕРЕХОДНЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ ДВИ-
ГАТЕЛЯ -- режимы работы авиац двига-
теля, при к-рых осн. параметры (тяга, мощ
ность, частота вращения и т. п.) изменяются
во времени, а параметры, характеризу-
ющие условия полета (высота, скорость,
темп-ра атм. воздуха и т. п.), сохраняются
Практически неизменными. И р. р. Д. вы-
зываются изменением расхода топлива, по-
ложения регулирующих органов элементов
двигателя или того и другого одновременно
Среди осп. П. р р. д., сопровождаемых увели
чением тяги (мощности), обычно рассмат-
риваются запуск двигателя, приёмистость
двигателя, включение системы форсиро-
вания и т. п., а среди 11. р. р. д , сопровож-
даемых уменьшением тяги (мощности),—
выключение системы форсирования, сброс
газа, выключение (выбег) двигателя, вклю-
чение системы реверсирования. П. р. р д.
характеризуются временем изменения тя-
ги (мощности) от её значения на исход
ном режиме до 0,95 (1,05 при снижении
тяги) значения на конечном режиме,
линейностью изменения тяги и др. пара-
метрами.
ПЕРИОДИЧЕСКИЕ ИЗДАНИЯ авиаци-
онные. В России в 19 в вопросы авиа-
ции и воздухоплавания освещались в осн.
в журналах общетехн, и общенауч- направ-
ленности («Записки Русского технического
общества», «Морской сборник» и т. д.).
В нач 20 в было основано большое
число спсциализир. изданий, наиболее из-
вестные из к-рых «Вестник воздухоплава-
ния», «Техника воздухоплавания», «Аэро и
автомобильная жизнь». Осн. массовым сов.
Основные отечественные авиационные журналы
Название	Годы выпуска	Периодичность	Примечание
«Воздухоплаватель*	ifi80_83	Выходил нерегулярно	
«Воздухоплаватель»	PJ03 17	(выпушено 20 номе- ров) Раз в месяц	
«Вестник воздухоплавания»	1909-13	Раз.в 2 педели	Первоначальное назв «Библио-
«Аэро и автомобильная жизнь» «Техника воздухоплавания»	1909- 14 1912-16	— »— Раз в месяц	тока воздухоплавания»
«Автомобильная жизнь и авиация* «Авиация и космонавтика»	1913-14 С 1918	— >	 — > —	До [962 наз «Вестник воздуш-
«Самолет»	1923—26,	-у —	кого флота», орган ВВС Орган Осоавиахима
«Авиация и химия»	1930 41 1926- 31	— » —	Орган Осоавиахима
«Техника воздушной, флота*	С 1927	—* —	Орган МАП (до 1992)
«Хроника воздушного дела»	1927-31	——	Орган Центрального аэрохнм.
«Гражданская авиация* . .	С 1931	Раз в месяц	музея Орган МГА и ЦК профсоюза
«Крылья Родины*	С 1950		авиаработников (до (992) Орган ЦК ДОСААФ (до 1991)
Известия нузов Серин Авиацион- ная техника	С 1958	Раз в квартал	
«Ученые записки ЦАГИ»	С 1970	Раз в 2 месяца	
изданием до Вел. Отечеств, войны был
журнал «Самолет», освещавший достиже-
ния отечеств и зарубежной авиации и
внёсший большой вклад в пропаганду авиац.
знаний в СССР, В послевоен. годы наиболь-
шее распространение получили журналы
«Крылья Родины», «Авиация и космонав-
тика», «Гражданская авиация». С 1978 из-
даётся газета «Воздушный транспорт».
В 20-х гг. сложилась традиция, сохра-
нившаяся в осн. до наших дней, публико-
вать в периодич. печати гл. обр. науч.-по-
пулярные материалы. Науч, работы публи-
куются, как правило, в т. и продолжающих-
ся изданиях, выпускаемых н.-и. орг-ция-
ми и высшими уч заведениями («Труды
ЦАГИ» — с 1919, журнал «Ученые за-
писки ЦАГИ» —с 1970 и др.). Выходили разл.
науч.-техн, сборники, напр. «Самолетостро-
ение. Техника воздушного флота» (с 1965,
издание Харьковского авиац ин-та). Анно-
тации, обзоры и переводы зарубежных
авиац материалов публикуются в рефера-
тивном журнале «Воздушный транспорт» (с
1963) и экспресс-информации «Авиастро-
ение» (с 1964)— изданиях Всесоюзного ин-та
науч, и техц_ информации (ВИНИТИ),
в бюллетене «Техническая информация»
(ЦАГИ), журнале «Аэрокосмическая тех-
ника» (пер. с англ., с 1961). С 1964 выхо-
дит издание «Из истории авиации и кос-
монавтики» (выпускает Ин-т истории естест-
вознания и техники).
За рубежом первый авиац. и воздухо-
плават. журнал «Аэронот» (Аёгопаше) на-
чал издаваться в 1868 во Франции. В
нач. 20 в авиац. журналы появились во
всех крупных странах. Широкое рас-
пространение получили журналы «Аэро-
фнль» (АёгорЬПе, Франция, издавался с
1893), «Аэроплейн» (Aeroplane, позднее
Aeroplane and Astronautics, Великобрита-
ния, с 1911), «Флайт» (Flight, позднее Flight
International, Великобритания, с 1909),
«Авиэйшен уик» (Aviation Week, позднее
Aviation Week and Space Technology, США,
c 1916) и др. Наиболее авторитетные науч,
издания до 2-й мировой войны; «Джор-
вал оф Ройял аэронотикал cocaйети» (Jour-
nal of Royal Aeronautical Society, Велико-
британия), «ЦФМ» (Zeitschrift fur Flugtech-
ntk und Motorluftschiffahrt, c (910, Герма-
ния), «Аэронотик» (Aeronautique, c 1919,
Франция), «Эркрафт энджиниринг» (Air-
craft Engineering, c 1929, Великобритания).
Совр. авиац. науч--популярные издания раз-
нообразны по содержанию и периодичности
www.vokb-la.spb.ru - СамоЕНгИ4ОДИ|ЛЕСМИЕ 413
Основные зарубежные авиационные научно t			опулярные журналы	
Название	Страна издания	Гол и а чала вы- пуска	Периодичность	Примечание
«Авиасьон магазин интернась- ональ* (Aviation magazine in ternational)	... гАвиэйшен уик энд спейс текне- поджи» (Aviation Week and Space Technology) «Аэроспейс Америка» (Aeros pace America) «Аэротехника, мисс ил и э спа- цио» (L’Aerotecnica missdi е spazio) . «Интера виа аэроспейс ревью» {Interavia Aerospace Review) «Летецтви а космонаутика» (Lctectvi a kosmonautika) «Репюлеш* {Reputes) . . . «Техника лотнича и астронау- тынна» (Technika loinicza i ast- ronaut ycz па) «Флайт интернэшоиал» (Flight International)	... «Флютревю+флюгвельт» (Flug Revue+Flugweit) . «Эр интернэшоиал» (Air Inter- national)		 «Эревью» (Aireview) «Эр форс мэгэзин» (Air Force Magazine) ... «Эр э космос» {Air et Cosmos)	Франция США США Италия Швейцарии (с мая [990 —Вели- кобритания) Чехословакия Венгрия Польша Великобри- тания ФРГ Великобри- тания Япония США Франция	1950 1916 1932 1922 1946 1921 1948 1946 1909 1956 [971 1951 1918 1963	Раз в 2 недели Раз в неделю Раз в месяц Раз в 2 месяца Раз в месяц Раз в 2 недели Раз в месяц Раз в месяц Раз в неделю (с кон. [989 — раз в 2 недели) Раз в месяц — »— — »— Раз в неделю	До 1984 наз « Астро- нотикс энд аэроно тике» (Astronautics and Aeronautics), орган Амер, ин-та авиации и космонав- тики Публикуется на англ , франц, нем и исп. языках Орган Об в а польских инженеров меха ников Орган ВВС США
Основные зарубежные авиационные		научные	журналы	
Название	Страна издания	Год на чала вы- пуска	Периодичность	Примечание
«АИАА джорнал» (AIAA Jour- nal) . . «Аэронотик э астронотнк» (Aeronautique et astronautique) «Аэронотикал джорнал» {The Aeronautical Journal) . . . «Вертика» (Vertica) . «Джорнал оф америкаи гели коптер сосайети» (American Helicopter Society Journal) . «Джорнал оф эркрафт» (Journal ot Aircralt) .... «Решерш аэроспасьяль» (La Recherche aerospatiale) .	США Франция Великобри гания Великобри таиия США США Франция	1963 ’ 1968 1897 1977 1956 1963 1948	Раз в неделю Раз в 2 месяца Раз в месяц Раз в квартал — »— Раз в месяц Раз в 2 месяца	Орган Амер иц-та авиация и космонав тики Орган Ассоциации аэронавтики и аст ронавтики Франции В 1923—67 наз «Джорнал оф РАС» (The Journal ol the RAS) Междунар журнал ио винтокрылым ЛА Орган Амер верто лётною об ва Орган Амер ин-та авиации и космонав тики Орган Нац. комитета по исследованиям и испытаниям в облас- ти космонавтики
выпуска, напр,: в ежедневных бюллетенях тая информация с преобладанием техн. «Интеравиа эр леттер» (Interavia Air Let тематики, в ежемесячных журналах, наибо ter, с 1933 — Швейцария, с мая 1990— лее известными из к-рых являются «Ин- Великобритания), «Аэроспейс дейлн» теравиа аэроспейс ревью» (Interavia Аего- (Aerospace Daily, с 1968, США) публи space Review, с 1946) и «Эр ннтернэшо куется краткая текущая информация в осн. нал» (Air International, с 1971),— статьи организац. и экой, характера, в ежеие- обзорного характера. Обзорные статьи по дельных и двухнедельных журналах «Флайт воен. ЛА периодически публикуются в интернэшоиал» и др.— расширенная теку журналах «Интернэшоиал дефенс ревью»				
(International Defense Review, c 1968),
«Джейнс дефенс уиклн» (Jane's Defence
Weekly, c 1985), «Милитари текнолоджи»
(Military Technology, c 1977) и «Вертех
ник» (Wehrtechnik, с 1969) Науч.-техн,
об-ва н ц.-и. авиац. ин-ты и центры издают
науч, журналы, а также большое число
препринтов и техн, заметок (AIAA Paper
SAE Paper, NASA TND, ARC СР и т. д.).
Вопросы развития гражд. авиации осве-
щаются в журнале «Бюллетень ИКАО»
(ICAO Bulletin, с 1946, орган ИКАО,
с 1990 наз. ICAO Journal), боевого при-
менения и орг-ции ВВС — в журналах, вы-
пускаемых ВВС ряда стран Выходят спе-
циализированные ист.-авиац. журналы
«Аэроспейс хисториан» (Aerospace Histori-
an, с 1954), «Аэропленн мансли» (Aeropla-
ne Monthly, с 1973) н т. д, рефератив-
ные авиац. журналы «СТАР» (STAR, Scien-
tific and Technical Aerospace Reports, c
1963, США, орган НАСА), «Интернэшоиал
аэроспейс абстракте» (International Aero-
space Abstracts, с 1961, США, орган Амер,
нн-та авиации н космонавтики) А1 А Левин.
ПЕРМСКОЕ МОТОРОСТРОИТЕЛЬНОЕ
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО (ПМКБ)-
берёт начало от КБ Пермского авиамотор
ного з-да № 19, осн. в 1934. С 1939 са-
мостоят. пр тие (ОКБ 19, затем Г1МКБ).
Награждено орденами Ленина (1943) и
Октябрьской Революции (1982) О порш-
невых и газотурб. авиац. двигателях, раз-
работ. в Г1МКБ под рук. А. Д. Швецова
и его преемника П А, Соловьёва, см. в
ст. АШ.
ПЕРМСКОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ
ОБЪЕДИНЕНИЕ «МОТОРОСТРОИТЕЛЬ».
Пермский авиамоторный з-д № 19 вступил
в строй в 1934. До 1939 в него входило
КБ А. Д. Швецова. В 1935 — 41 з-д произ-
водил ПД А4-25А, М-25В, М-62, М-62ИР.
В период Вел. Отечеств, войны выпускал
ПД АШ-82 АШ-82ФН а в послевоен. годы —
АШ-73ТК, АШ-82Т, АШ-82В. В 1953 на
чато произ-во ГТД. Строились ТРД АМ-3
(РД ЗМ), ТВД АЯ-20, турбовальные дви-
гатели Д-25В, ТВ2 117, ТРДД Д 20П,
Д-30, а также редукторы для вертолётов
Ми-6, Ми-8, Ми-26. В кон 80-х гг. нача-
то освоение ТРДД ПС 90А для пасс са-
молётов нового поколения. В 1979 на основе
з да образовано ПО Пр-тие (объединение)
награждено 2 орденами Ленина (1936,
1970), орденами Октябрьской Революции
(1984), Красного Знамени (1945).
ПЕРСОНАЛ АВИАЦИОННЫЙ - работ-
ники гражд. авиации, деятельность к рых
непосредственно связана с её использова-
нием. Подразделяется на лётный состав,
обслуживающий персонал на борту возд.
судна, персонал, осуществляющий управ
ление возд. движением, инж.-техн. персонал
по эксплуатации возд. судов. Работникам
П. а. по установл. перечню (пилотам,
штурманам и др.) присваивается класс и
выдаётся свидетельство. Лица П. а. допу-
скаются к работе на том или ином типе возд.
судна и авнац. оборудования в зависи-
мости от присвоенного им класса и знания
нормативных документов, регламентиру-
ющих их работу, а также удовлетворяющие
спец, требованиям (напр., возрастные, ме-
дицинские) Особое внимание в нац. за-
конодательстве многих стран уделяется
правовым вопросам, касающимся экипажа
возд. судна.
ПЕРФОРАЦИЯ СТЕНОК (от позднелат.
perforatio — пробуравливание) аэроди-
намических труб —система отверстий
круглой, эллиптической, щелевой или к.-л.
Др- формы, расположенных на стенках ра-
бочей части аэродинамической трубы (АТ),
При этом рабочая часть Окружается каме-
рой (см. рис.) и через перфорацию происхо-
414 ПЕРМСКОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Схема перфорированной рабочей части азроднна
мической трубы I — конфузор, 2 — камера 1 —
перфорированная стенка, 4—подвижные створки,
5 — принудительный отсос
дит массообмен между осн потоком газа
в трубе и газом, находящимся в камере
Исследования свойств сверхзвук течения
газа в перфорнров границах были начаты
в СССР в 1947 под рук С А Кристианови-
ча, большой вклад в разработку этой про-
блемы внесли Г Л Гродзовский, А А Ни
Кольский, Г П Свищёв, Г И Таганов
П с характеризуется степенью прони-
цаемости (отношением суммарной площади
отверстий ко всей площади стенки), к-рая
обычно выбирается в зависимости от Ма-
ха числа М и для М=1—1,3 изменяется в
пределах 5—20% П с используется для
осуществления непрерывного перехода ско-
рости потока через скорость звука и
уменьшения влияния границ рабочей части
АТ при аэродинамич испытаниях моделей
ЛА, регулирования в небольших пределах
чисел М на выходе т и жестких сверхзвук
сопел, уменьшения неравномерности сверх-
звук потока
Размещение модели в рабочей части со
сплошными стенками уменьшает проходное
сечение, что при определ дозвук скорости
набегающего потока (Мсщ< I) приводит к
«заниранню» АТ, тек образованию в
области расположения модели крнтич се-
чения, в к ром скорость потока равна
местной скорости звука Запирание АТ
возможно также на выходе из рабочей
части даже при отсутствии в ней модели
из за поджатия дозвук потока пограничным
слоем, нарастающим на стенках сопла и
рабочей части трубы Отвод газа из рабо-
чей части через перфорацию позволяет
осуществить непрерывный переход через
скорость звука в рабочей части АТ с мо-
делью и без неё (о расходном сопле см
в ст Газовая динамика)
В сверхзвук потоке возмущения в виде
волн сжатия и волн разрежения, отра
жённые от сплошной стенки и от сво
бедной границы, отличаются знаком Поэ-
тому применение Пев сверх и гипер-
звук АТ снижает интенсивность отражён
пых возмущений н тем самым уменьшает
влияние границ рабочей части при испы
таниях моделей ЛА и уменьшает неравно
мерность сверхзвук потока Более равно
мерное поле скоростей, увеличение до-
пустимой загрузки рабочей части и сни-
жение потерь полного давления получают
при использовании принудит отсоса, к-рый
осуществляется либо насосами, либо авто-
отсосом путём отклонения подвижных ство
рок Существ ослабление влияния стенок
можно получить регулированием их про-
ницаемости и изменением давления со сто
роны камеры по всей пов сти
Лит Сверхзвуковые течения газа в лерфориро
ванных границах, М, 1967	А Л Искри
ПЕТЛЯ — то же, что Нестерова петля
ПЕТЛЯКОВ Владимир Михайлович (1891 —
1942)—сов авиаконструктор Окончил
МВТУ (1922) В 1917—18 техник чер-
тёжник авиац расчётно-испытат бюро при
аэродинамич лаборатории МВТУ В 1921 —
36 в ЦАГИ (в КБ А Н Туполева) Ру
ководил проектированием крыльев мн са
молётов АНТ, внедрением в серию бом
бардировщиков АНТ-4, АНТ-6, созданием
бомбардировщика АНТ 42 (Пе 8)— см Ту
П — один из организаторов металлич са
молётостроения в СССР, создал (совм с
В Н Беляевым) метод расчёта многолон-
жеронного металлич свободнонесущего кры
ла с гофрированной обшивкой (известен
как «метод Петлякова») С 1936 гл конст-
руктор Был необоснованно репрессирован
и в 1937 — 40 находился в заключении,
работая при этом в ЦКБ 29 НКВД над
бомбардировщиком ПБ 100 (Пе 2) В 1941
возглавил КБ на з де № 22 в Казани,
где были продолжены работы над модифи-
кациями Пе-2 Погнб в авиац катает
рофе Гос пр СССР (1941) Награждён
2 орденами Ленина, орденом Красноп
Звезды См ст Пе
Лит Гай Д И , Профиль крыла, М 1081
ПЕТРОВ Борис Николаевич (1913 80) —
сов ученый в области автоматич \прав-
ления, акад АН СССР (1960), вице-пре-
зидент АН СССР (1979), Герой Соц Тру
да (1969), действит чл четырех иностр
академий наук После окончания МЭИ (1939)
работал в Ин-те проблем управления АН
СССР, с 1944 — одновремеиио в МАИ (с
1948 проф ) Пред Совета по между
нар сотрудничеству в области исследования
и использования космич пространства при
АН СССР «Интеркосмос» (с 1966) Оси
.труды по теории инвариантности САУ,
теории нелинейных сервомеханизмов, адап*
тивных и терминальных систем, систем с
переменной структурой, по САУ авиац
и космич аппаратами, по основам пост-
роения высокоточных измерит устройств
Ленинская пр (1966), Гос пр СССР (1972)
Награждён 5 орденами Ленина, орденами
Октябрьской Революции, Трудового Крас
него Знамени, Красной Звезды, медалями,
а также иностр орденами В 1980 АН СССР
учреждена золотая медаль им Б Н Пет
рова
Соч Бортовые терминальные системы управ
ления, М, |983 (совм с др), Избр труды
т I— 2 М 1983
ПЕТРОВ Георгий Иванович (1912 — 87) —
сов ученый в области механики акад АН
СССР (1958, чл корр 1953), Герой Соц
Труда (1961) Окончил МГУ (1935), ра
ботал в ЦАГИ (1934—41, 1943—44),
ЛИИ (1942 — 43), затем в др НИИ С 1965 в
Ин-те космич исследований АН СССР (в
1965—73 директор, с 1973 зав отделом)
Осн труды по прикладной газовой ди
намнке и космич аэродинамике Провёл
исследования по сверхзвук диффузорам,
распространению колебаний в вязкой жид
кости, устойчивости вихревых слоев, физ
условиям распада ламинарного течения
Разработал оптич методы визуального изу-
чения возд слоев Гос пр СССР (1949,
1978) Награждён 4 орденами Ленина, 3
орденами Трудового Красного Знамени,
медалями
Соч О распространении колебаний в вязкой
жидкости и возникновении турбулентности М
1938 (Труды ЦАГИ в 345)
ПЕТРОВ Иван Фёдорович (р 1897) —сов
воен и науч деятель, ген -лейтенант авиа
ции (1942), канД техн наук (1940) Окон
чил воен школу мор лётчиков в Самаре
(1920), Воен -возд академию РККА им
проф Н Е Жуковского (1929, ныне ВВИА)
В 1923—25 мор лётчик инструктор I го
класса Севастопольской школы мор авиа-
ции Работал лётчиком испытателем в НИИ
ВВС (1929—40, в 1939—40 зам нач
инта), проводил гос испытания самолё
тов Н Н Поликарпова и А Н Туполе-
ва, летал на 137 типах самолётов В 1940—
В М Петля ков
А Д Перелёт
Б Н Петров
Г И Петров
И Ф Петров Ж Ф Пилнтр де Розье
41 нач цАГИ В 1941 зам команд ВВС
РККА В 1942-47 нач НИИ ГВФ, в
1947—51 нач ЛИИ, в 1952—63 ректор
Моск физ техн ни та Награждён 3 ор-
денами Ленина, орденом Октябрьской Ре-
волюции, 3 орденами Красного Знамени,
2 орденами Отечеств войны 1 н степ ,
орденом Трудового Красного Знамени, 2 ор
денами Красной Звезды, медалями
Соч Штопор самолета М 1934 (совм с
А И Филиным)
ПЗЛ (PZL, Panstwowe Zaldady Lotnicze) —
объединение польских гос пр-тий по произ
водству авиац техники Образовано в 1928
Наиболее крупные предприятия
ВСК -ПЗЛ «Мелец» jWSK (Wyt-
wornia sprzetu komunikacymego) — PZL
Mielec] Образовано в 1938 К нач 1988
выпустило более 13,5 тыс самолётов разл
типов, включая МиГ-15/17 и Ан-2 (по ли-
цензии), уч тренировочные TS-8 «Бес» и
TS-11 «Искра» (первый полет в 1960, см
рис в табл XXXIII), с х самолёты М 15
и М. 18 «Дромадер» (1976) С 1977 участ
вовало в произ ве компонентов для аэро-
буса Ил 86, а с кон 80 х гг и для Ил-96 300,
с 1984 выпускало по лицензии лёгкий пасс
самолёт Ац 28, с 1980 —лёгкий пасс и
санитарный вариант самолёта Пайпер РА 34
«Сенека» (под обозначением М-20) Созда
ны с -х самолёты М 21 и М-24 (варианты
М-18), уч-тренировочный самолёт М 26
«Искорка» (1986), построены Опытные об
разцы уч боевых самолётов 1-22 (1985)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукЛЗЛ 415
ВСК —ПЗЛ «Свидник» (WSK—PZL
Swidnik) Образовано в 1951 В 50-х гг вы-
пускало по лицензии самолёт МиГ-15 (под
обозначением LiM 1) и вертолёт Ми 1 (под
обозначением SM 1), вертолёт SM 2 собств
разработки С 1964 производило по лицензии
вертолет Ми-2 в разл вариантах Участ-
вовало в произ ве компонентов для самолё
тов Аи-28, Ил 86 н Ил 96 300 С кон
80-х гг производило вертолет W-3 «Сокол»
с двумя ТВД (первый полет в 1979),
с 1987 — вертолёт «Кайя» (1979 иа основе
Ми-2)
ВСК—ПЗЛ «Варшава —Окевце»
(WSK—PZL Warszawa— Okencie) Образо
вано в 1928 До 2 й мировой войны здесь
были разработаны и серийно производились
истребители Р 7 (первый полет в 1930),
Р11 (1931). Р24 (1933, см рис в табл
XIX), бомбардировщики Р 23 «Карась»
(1934), Р 37 «Лось» (1936) В 50-х гг
выпускались лёгкие самолёты «Юнак» 2,
по сов лицензии По 2 и Як 12, в 60 х
гг — PZL-10I «Гаврон» (па основе Як-12),
налажено произ-во с -х оборудования С
нач 60-х гг выпускался самолет общего наз-
начения PZL-I04 «Вильга» (первый полёт
в 1962, см рис в табл ХХХ1Ц), с 1974 —
с -х самолёт PZL-106 «Крук» (1973), с
1979 — PZL-ЦО «Колибер» (лицензионный
вариант франц самолета SOCATA «Ралли»
100 ST), с кон 80-х гг — уч -тренировоч-
ный самолёт PZL-130 «Орлик» (1984)
ВСК —ПЗЛ «Жещув» (WSK—PZL
Rzeszow) Образовано в 1938 После
2 й мировой войны пр-тие выпускало по ли-
цензии сов двигатели МП, РД 10, РД 45
В К 1. АН 26 и АШ 62, а также ТРД поль
Ской разработки НО 10 и SO-1 В 80-х гг
оси продукцию составляли строившиеся по
лицензии сов ГТД-350 (для вертолетов
Мн 2), ТВД 10 (для самолётов Ан 28)
и ПД PZL F (по лицензии амер фирмы
«Франклин» для самолётов PZL 110. М-20
и др), а также ПД PZL-3S собственной
разработки (для самолётов PZL-106,
IAR-827 и др ) и ТРД SO-3 для самолёта
TS-11	М А Левин
«ПИД» (PIA, Paki-
stan International \ X
Arirnes) — авиаком \ 'ч
пания Пакистана
Осуществляет пере-
возки внутри страны
и в страны Зап Ев- \	N.
ропы, Азин. Африки, \
а также в США,
Канаду. Австралию Осн в 1954 В 1989
перевезла 5.1 млн пасс пассажирообо-
рот 9,14 млрд п-км Авиац парк —
41 самолёт
ПИКИРОВАНИЕ [от франц piquer (ппе
tete)—падать вниз головой]—снижение
ЛА по наклонной к горизонту (с углом
наклона более 30°) прямолинейной траек-
тории, лежащей в вертик плоскости (см
рис ) Ввод в П выполняется либо без
крена, либо двумя поворотами ЛА вокруг
продольной оси на 180° либо разворотом
с креном более 90° Вывод из П выпол-
няется без крена с перегрузкой, превы
щающей единицу П является одной из
фигур пилотажа Различают пологое 1угол
наклона траектории до 45°) н крутое
(угол более 45°) П
ПИКИРУЮЩИЙ БОМБАРДИРОВЩИК—
бомбардировщик, к-рый предназначается
для поражения целей с пикирования Сброс
бомб с пикирования позволяет повысить
точность бомбометания, что необходимо при
поражении малоразмерных целей (ж д мо-
стов, переправ, арт позиций, колонн на
марше, пунктов управления и т д ) При
целиваиие и сброс бомб производятся в
условиях визуальной видимости цели Для
увеличения времени прицеливания и повы
шення точности бомбометания необходимо
увеличивать время пикирования и умень
шать высоту вывода из пикирования Для
этого устанавливаются возд тормоза (ре-
шетки, тормозные щитки), к рые уменьшают
прирост скорости самолета в процессе
пикирования и устраняют выход ее за до
пустнмые значения Вывод нз пикирования
создаёт значит перегрузки, поэтому П б
должен иметь повыш прочность Ввод в
пикирование, прицеливание, сброс бомб и
вывод из пикирования осуществляют спец
автоматич системы
Бомбометание с пикирования применя-
лось еще в 1 ю мировую войну Первым,
специально построенным П б был Ju-87
(Германия, 1937) Первое массовое приме-
нение П б — бомбардировка фашистами
Барселоны (Испания, 1938) В 1940 в СССР
был создай П б Пе-2 (см в ст Пе) Он
успешно применялся в период Вел Оте-
честв войны Позднее задачи П б были
возложены на истребители-бомбардиров-
щики (в ВВС США на некоторые виды
ударных самолетов)	В И Жулев
ПИККАР, Пикар (Piccard), Огюст (1884—
1962)— швейц физик, пилот, конструк-
тор стратостатов и батискафов, д р наук
(1913) Окончил (!9Ю) Политехи уч ще
в Цюрихе В 20-х гг совершал полёты
на свободных аэростатах в науч целях
(в т ч для проверки гипотезы о постоянстве
скорости света) Для исследования кос
мич лучей в верх слоях атмосферы пост
роил стратостат объёмом 14,[3 тыс м3. на
к-ром в 1931 и 1932 совершил полёты,
достигнув выс 16 370 м На батискафах
собств конструкции в 1948 и 1953 опус
кался на глубину до 3160 м (в Тиррен-
ском м )
ПИЛАТР ДЕ РОЗЬЕ (Pilatre de Rozier)
Жан Франсуа (1756—85) франц возду-
хоплаватель физик и химик 21 нояб
1783 вместе с армейским офицером мар
кизом Ф д’Арландом совершил полет на
тепловом аэростате братьев Монгольфье
Это был первый полёт аэростата с людьми
Аэростат продержался в воздухе ок 25
мин, пролетев ок 9 км 23 июня 1784 П де
Р вместе с химиком Пру на «монгольфьере»
поднялись иа выс ок 4000 м В 1785 П де
Р предпринял попытку перелететь через
Ла-Манш С этой целью он построил аэро-
стат особой конструкции, к-рая позволяла
регулировать высоту полёта, избавляя От
расходования водорода и сброса балласта,
неминуемых при полете на «шарльере»
Этот тип аэростата получил назв «розь
ер» 15 июня 1785 П де Р со своим
помощником Роменом поднялся в воздух,
чтобы, используя попутный ветер, переле
теть в Англию В полёте возник пожар
Оба воздухоплавателя погибли, упав в
море вместе с горевшими остатками аэ
ростата Так первый пилот аэростата стал
первой жертвой воздухоплавания
Аэростаты типа «розьер» применяются при
спортивных полетах через Атлантический и
Тихий океаны Портретцем на стр 415
ПИЛОН (от греч pylon, букв — ворота) —
несущая обтекаемая конструкция (см рис )
Крыло самолёта с двигателями подвешенными
на пилонах (а) и хвостовая часть фюзеляжа
самолёта с двигателями, подвешенными на пило-
нах (б)
для установки вынесенных агрегатов ЛА
(крыла, двигателя) или крепления внеш
грузов (баков, вооружения и т п ) Наибо
лее распространенные формы П — трапеция,
параллелограмм или близкие к ннм фигу-
ры Конструкция П может быть моноблоч
ной, ферменной с несиловой обшивкой или
смешанной
ПИЛОТ (франц pilote, от piloter — вести
самолёт)—то же, что летчик В нашей стране
термин «П » обычно применяют к лицам, уп-
равляющим гражд самолётами и вертолё-
тами или воздухоплават ЛА (аэростатами,
дирижаблями)
ПИЛОТАЖ (франц pilotage, от piloter —
вести самолёт) — пространственное манев-
рирование ЛА с целью выполнения фигур
в воздухе По степени сложности П делят
на простой П, сложный пилотаж и выс-
ший пилотаж, по числу участвующих в по
лёте ЛА — иа одиночный н групповой пи
лотаж К фигурам простого П относят
вираж, горизонтальную восьмерку, змейку,
боевой разворот, спираль, скольжение, пи
кирование и горку с углами наклона
траектории полёта к горизонту до 45°
П осуществляется в спортивных целях,
для тренировки лётчиков маневрированию а
возд бою и атакам наземных целей
ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБО-
РУДОВАНИЕ — обеспечивает решение за
дач навигации и управления летательным
аппаратом Объём задач, решаемых П ио
зависит от типа ЛА, его назначения и ус-
ловий применения К осн задачам отно
сятся определение пилотажно-навнгац па
раметров, в т ч текущего местоположе-
ния ЛА, определение отклонений от задан
ной траектории полета, формирование ко
манд управления движением центра масс
ЛА на заданной траектории, формирование
команд управления движением ЛА относи
тельно центра масс, индикация пнлотажио-
навигац параметров, формирование и выда-
ча сигналов предупреждения о возможности
выхода ЛА иа крнтнч режимы полёта и об
отказах аппаратуры Для решения этих
задач необходима след информация па
раметры движения центра масс ЛА — ко
ординаты, вектор скорости, высотно-ско
ростные параметры, характеризующие дви-
жение ЛА относительно воздуха, пара
метры движения ЛА относительно цент
ра масс — угловая ориентация осн осей
ЛА относительно земной системы коорди
нат (углы крена, тангажа и курс) и угле
вая ориентация ЛА относительно векто-
ра скорости (углы атаки, углы сколь-
жения, сноса), параметры относительного
движения ЛА (относительно наземных ори
ентиров, др ЛА и т п ) В табл при-
ведены осн средства измерения пилотажно
навигац параметров
Рост интенсивности возд движения, не
обходимость повышения безопасности, регу
лярности и экономичности полётов, а так
же повышения эффективности боевого при
менення ЛА во всё усложняющихся уело
виях полётов потребовали значит рас
ширения ф ций, решаемых П и о их ав
томатизации, повышения точности надёж
ностн, контролеспособности Необходимость
416 «ПИД»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Контур пнлотажно навигационного оборудования
решения этих задач привела к созданию
пилота ж но навигац комплексов (ПНК),
представляющих собой функционально и
структурно законченные сложные ннфор-
мац -управляющие системы, построенные на
основе взаимодействия датчиков пилотаж
но навигац информации, средств индика-
ции, сигнализации и исполнит устройств
с использованием ЭВМ
Информационное обеспечение
ПНК Надёжное решение задач в разл
условиях полёта достигается использова
Табл—Пилотажно-навигационные параметры и средства их измерения
Г руппы параметров	Измеряемый параметр	Приборы и датчики	Информационные системы
Параметры движения			
центра масс ЛА	Координаты текуще- го местоположении		Радиотехническая система ближней навигации радиотех ническая система дальней на вигации астроориентатор инерциальная система слут никован система навигации
	Высота полета	Высотомеры	Система воздушных сигналов
	Путевая скорость	—	Доплеровский измеритель инер циальная система
	Воздушная скорость	Указатели истинной воздушной и прибор ной скоростей н числа Маха	Система воздушных сигналов
	Вертикальная ско рость	Вариометр	Система воздушных сигналов инерциальная система
Параметры движении относительно центра			
масс	Курс	Авиационный компас (магнитный), гиропо лукомпас астроном пас	Курсовая система курсоверти каль инерциальная система
	Креи тангаж	Авиагоризонт	Гировертикаль, курсовертикаль инерциальная система
	Углы атаки сколь жения	Указатели поворота и скольжения датчик упа атаки	
	Угловые скорости	Датчик угловой ско рости	Бесплатформенная ннерциаль пая система (БИНС)
Параметры отиоситель			
ноге движения ЛА	Курсовой угол даль	Радиополукомпас ав	Радиолокатор, радиотехниче
	иость отклонение	тематический радио	сине курсо-глиссадные средст
	от заданной линии снижения	компас дальномер	ва посадки, радиотехнические средства меЖсамолСтНОЙ нави гации
Время	Полетное время	Часы	Бортовая система хранения вре мени
ннем автономных и неавтономных датчи-
ков, а также применением алгоритмов
совм комплексной обработки избыточной
информации Совм использование всей
имеющейся на борту пилотажно-навнгац
информации позволяет достигнуть макс
точности в полёте по маршруту, при вы-
воде ЛА в заданный р н или в точку за-
хода на посадку, при посадке, в низко
высотном полёте и полете строем, а так
же повышает помехоустойчивость и конт-
ролеслособность П -н о
Структура ПНК Принцип построения
ПНК основан на создании резервированных
и полностью контролируемых трактов на
чиная от датчиков информации и кон-
чая исполнит элементами, что обеспечи
вает требуемую надёжность и отказобезо-
пасность (см Контроль бортового обору-
дования, Резервирование) Для наиболее
ответственных с точки зрения безопасности
режимов система строится, как правило,
двухотказной, а для менее ответственных —
одноотказной При этом частота возник-
новения отказа любой системы, приводя-
щего к катастрофич ситуации, не должна
превышать I0-’ на I ч полёта
В ПНК используются три способа уп
равлеиия автоматический (с помощью
средств автоматики без участия лётчика),
директорный (стабилизация центра масс
Л А осуществляется летчиком по директор
ным командам, индицируемым на пило-
тажных приборах) и ручной (управление
самолётом осуществляется лётчиком по ин
формации, выдаваемой пнлотажно навигац
индикаторами) В общем случае для каж-
дого способа процесс управления может
быть представлен с помощью контура ко
роткопериодич движения, обеспечивающего
управление движением относительно центра
масс, н контура траекторного длиннопе
риоднч движения, обеспечивающего управ-
ление движением центра масс ЛА на за
данной траектории (см рис ) При этом
контур короткопериоднч движения выпол-
няет команды, формируемые контуром тра
екторного движения, путём воздействия на
управляющие пов-сти См также Автома-
тическое управление, Директорное управ-
ление, Ручное управление
Особенность ПНК — сочетание высокого
уровня автоматизации с сохранением учас
тия экипажа в выполнении наиболее от
ветств задач, ф-ций контроля и управления
в аварийных режимах Поэтому одновре
менно с автоматизацией (прежде всего та
Ких задач, как штурманские расчёты и по
садка) требуется обеспечить эффективное
взаимодействие экипажа с оборудованием
Необходимые условия автоматизации - на
лич не вычислит средств и обеспечение от-
казобезопасности автоматич режимов Вза
имодействие экипажа с оборудованием осу
ществляется с помощью системы отобра-
жения информации, системы сигнализа-
ции внутрикабинной и пультов управления
Общность задач, решаемых П -и о на
самолётах разл классов, позволяет осу
ществить разработку типовых унифицнр
комплексов Осн факторы, определяющие
состав П и о дальность и время поле
та, оснащёниость трасс и аэродромов по-
садки В соответствии с этим для дальних
магистральных самолётов требуются боль-
шая степень резервирования датчиков и
вычислителей и дополнит средства оп-
ределения местоположения J1A Унифика-
ция и стандартизация оборудования обес-
печивает его взаимозаменяемость и сни-
жение стоимости
Осн направления дальнейшего развития
П и о повышение степени автоматиза-
ции, интеграция (см Интеграция борто-
вого оборудования), применение бесплат
форменных инерциальных систем, спутни-
ковых систем, экстремальной навигации ло
физ полям Земли, использование электрон
них индикаторов, мнкромнниатюрнза
ция оборудования, применение цифровой
техники, использование более эффективных
методов техн обслуживания на основе раз-
вития автоматизир полётного и после-
полётного контроля	О В Виноградов
ПИЛОТАЖНЫЙ СТЕНД комплексное
техн средство для моделирования процес
сов пилотирования с участием летчиков
27 Авиация
www.vokb-la.spb.ru
С амол ётПИЛЮ/	W 417
Пилотажным стенд UAI И
(экипажей) в наземных условиях В отли
чие от тренажера, иа к-ром обеспечивается
обучение и тренировка экипажей одного
конкретного типа ЛА, П с является более
универсальным средством, предназначен-
ным для проведения прежде всего иссле
довательских работ по проектируемым или
опытным ЛА
Осн элементами 1] с являются имита
торы условий работы лётчика (макет ка-
бины с пилотажно навигаи приборами, ры
чагами управления, имитаторами загрузки
этих рычагов, внеш визуальной обстанов-
ки, перегрузок, угловых ускорений и акус
тич воздействий), матем модель динамики
ЛА и работы его систем в реальном масшта-
бе времени, к рая реализуется на ЭВМ,
а иногда во взаимодействии с реальными
элементами систем управления, пульт уп-
равления работой Пси ходом экспери
мента, средства регистрации и обработки
эксперим данных
Находясь в кабине П с , лётчик полу
чает информацию о движении ЛА и ра-
боте его систем по показаниям приборов,
картине внеш визуальной обстановки на
экране П с , а также по воздействиям
от др имитаторов условий полета и аы
лолняет соответствующие управляющие дей-
ствия рычагами управления и селекторами
(кнопками, тумблерами и т п) Сигналы
об управляющих Действиях лётчика посту-
пают в модель динамики ЛА и его систем,
в к рой вычисляются текущие параметры
движения ЛА (координаты, скорости и ус
корення) и состояния элементов его систем
На основании этих параметров соответст-
вующие имитаторы II с производят изме
нение показаний пилотажно-навигац при
боров, картины визуальной обстановки, пе-
регрузок, угловых ускорений и др фак
торов полета Т о , на П с в реальном
масштабе времени реализуется модель
замкнутой системы управления «самолёт-
лётчик» (см в ст Летчик), в к-рой натур
ным элементом является лётчик
Для имитации визуальной обстановки
используют разл средства телевиз ими-
таторы, в к-рых изображение с макета ме’~
стности снимается перемещаемой над ним
оптич системой с передающей телевиз
камерой, теневые имитаторы, в к-рых
изображение на экране создается путём
просвечивания подвижного макета мест-
ности или Диапозитива точечным нсточни
ком света, и др На совр П с все боль-
ше используются имитаторы, на экранах
к-рых синтезируется изображение визуаль
ной обстановки с помощью ЭВМ Воз-
можности таких имитаторов, во многом оп
ределясмые быстродействием используемых
ЭВМ непрерывно возрастают вместе с
развитием вычислит техники
Перегрузки и уровне ускорения, дейст-
вующие на летчика, моделируются преим
перемещениями кабины летчика На нек-рых
П с пределы перемещений достигают ±45®
по угловым степеням свободы и ±10 м —
по линейным Находят применение также
такие средства и способы имитации пе-
регрузок и угловых ускорений, как центрифу
га, наддув противоцерегруточного костюма,
натяжение привязных ремней, сдавливание
детчнка спец подушками на кресле и др
Рычагов управления )агру<ка моделируется
либо с помощью натурных элементов
системы управления, либо с помощью
имитатора со следящим приводом, к рый
перемещает рычаг управления на рассто
яние, определяемое по прикладываемому
летчиком усилию со|ласно необходимому
закону за1рузки
Для достаточно полного моделирования
динамики ЛА П с оснащаются быстро
действующей ЦВМ Для обеспечения вы-
сокого качества моделирования полёта с
миним затратами П с , как правило, соз
даются специализированными, предназна-
ченными для решения определ круга задач
При этом воспроизводятся лишь те фак
торы, к-рые существенно влияют иа резуль-
таты решаемых на стенде задач
П с применяются для изучения но-
вых путей обеспечения устойчивости и уп
равляемости ЛА, для разработки общих
требований к пилотажным хар кам и мето
дов исследования динамики ЛА В про
цессе проектирования с помощью моде
жирования на П с проверяется степень
соответствия пилотажных хар-к ЛА воз
можностям летчика и производится уточ-
нение хар к планера, двигателя, систем
управления и пилотажно-навигационного
оборудования При проведении лётных ис-
пытаний ЛА П с дают возможность
выбрать для исследования в полете ре
жимы и предварительно их проанализиро
вать Тем самым П с позволяют су шест
венно сократить сроки и затраты на соз-
дание ЛА, повысить ею эффективность и
безопасность полёта Часто 11 с явлн
ются единственно возможным средством
решения возникающих задач, напр при
анализе лётных происшествий или при
разработке ЛА, не имеющих близких про
тотипов	В В Родченко
ПИЛОТИРОВАНИЕ летательного ап-
парата— целенаправленное выдерживание
углово| о положения и параметров траек-
тории полета ЛА летчиком для обеспе
чения решения целевой задачи В ка
честве целевой задачи II может задавать-
ся приведение ЛА в р н аэродрома посад-
ки, заход на посадку, дозаправка топли
вом в воздухе, полет строем и др П ЛА
может выполняться в ручном, полуавтома-
тич либо автоматич режимах, а также по
командам с земли (см Ручное управление
Директорное управление Пилотирование
по приборам. Автоматическое управление
Дистанционно-пилотируемый летательный
аппарат) |] осуществляется путем приведе
ния текущих значений координат угловом,
и траекторного движений ЛА к их знач<
ниям, определяемым целевой задачей
Информацию о параметрах углового дви
жения ЛА летчик получает визуально или
с помощью гироскопич датчиков и инди
катаров углов и угловых скоростей, перс
। рузок, углов атаки и скольжения, ин
формацию о параметрах траекторного дви
жения и местоположения ЛА —с помощью
приборов системы навигации (см Пилотаж
но-навигационное оборудование)
Для осуществления П самолета исполь-
зуются аэродинамич рули, возд щитки и
тормоза (см Органы управления), устрой
ства для непосредственного управ-
ления подъемной и боковой силами тяга
силовой установки и др На С ВВП и возд -
космич ЛА дополнительно используются
реактивные управляющие системы (см
Газодинамическое управление) На верто-
летах в качестве осн средств создания
управляющих сил и моментов служат нс
сущий винт и рулевой винт
Вместо термина «П » часто употребляют
термин «управление»	В И Кобзев
ПИЛОТИРОВАНИЕ ПО ПРИБОРАМ-
пилотирование ЛА, выполняемое в \сло
виях полета, когда пространств поло
жение ЛА и его местоположение не мо
гут быть определены визуально или в тех
случаях, когда визуальная ориентировка не
обеспечивает точности, необходимой для
осуществления безопасного полета К ia-
ким условиям относятся полеты ночью, в
тумане (т е при отсутствии видимости
горизонта) При полете по приборам для
пространств ориентации применяются авиа
горизонты и указатели курса Выдержи
вание заданной скорости и предотвраще
ние выхода ЛА на опасные режимы по
лета обеспечиваются с помощью указателей
текущих и предельных значений прибор
ной скорости. Маха числа М и угла ата-
ки Приборы, индицирующие барометрии
и геом высоту полета, позволяют выдер
живать заданную высоту полета и пре
дотвратить столкновение с землей при
полётах на малых высотах и при захо
де на посадку При полетах в сложных
Рис 1 Контрольно пилотажный прибор
Рнс 2 Навк| ацноино-плановын прибор
418 ПИЛОТИРОВАНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Н А. Пилюгин
Ю. И Пионтковский.
метеоусловиях и ночью для определения
местоположения используются навигац. при-
боры, показывающие координаты ЛА или его
положение относительно линии заданного
пути.
Осн. особенность процесса пилотирова-
ния при отсутствии видимости заключает-
ся в том, что положение и движение ЛА
воспринимаются пилотом опосредствован-
но — путём получения необходимой инфор-
мации от пидотажно-навигац. приборов.
Такой процесс усложняет работу лётчика и
приводит к более длит, времени опреде-
ления параметров полёта, чем при визу-
альной ориентировке В связи с этим
развитие пилотажно-навигац. приборов
идёт по пути создания средств индика-
ции, позволяющих пилоту быстро воспри-
нимать и обобщать необходимую инфор-
мацию. Для этой цели пилотажно-навигац.
приборы комбинируют по принципу их
совм. использования, размещая, напр, в
одном корпусе указатели скорости и чис-
ла И, указатели курса, курсового угла
и пеленга радиостанции. При нормальных
режимах полёта стрелки комбинир. прибора
располагаются в легко запоминаемой кон-
фигурации. Центр- приборами на доске
пилота являются командно пилотажный
(рис. 1) и навигационно-плановый (рис. 2)
приборы, в к-рых совмещена вся необ-
ходимая информация для пространств, ори-
ентировки и определения местоположения
ЛА относительно заданной траектории.
В центре командно-пилотажного
прибора (КПП) расположен авиагори-
зонт (стилизов. изображение самолёта) и
планки (желтые линии) директорного уп-
равления (вертикальная — по курсу, гори-
зонтальная — по вертикали); индикатор сле-
ва указыаает отклонение скорости ЛА от
заданной (AV), а справа — заданной вы-
соты полёта или глиссады (по вертикали),
зелёный индекс указывает на боковое и
вертик. (при снижении ЛА индекс прибли-
жается к горизонту) отклонение ЛА от ВПП;
по ниж. шкале отсчитывается угол крена-
«шарик» внизу - индикатор наличия сколь-
жения.
В центре навигационно-планово-
го прибора (НПП, часто его назы-
вают навигационно-пилотажным) разме-
щены курсовая (вертикальная) и глис-
садная (горизонтальная) планки, индици-
рующие отклонение ЛА от заданной ли-
нии пути (в т. ч от глиссады) по курсу и
по высоте. Вращающаяся внутри шкала —
индикатор курса ЛА; отсчёт текущего
курса по центральному индексу вверху.
По этой же шкале отсчитывается угол
сноса ЛА (в приведённом на рис слу-
чае индекс сноса справа) Разрезная
чёрно-белая широкая стрелка на шкале
курса — индикатор задатчика путевого
угла (ЗПУ); крамальера задатчика — спра-
ва внизу, на Индикаторе справа ввер-
ху — значение заданного путевого угла
Счётчик слева вверху указывает расстоя-
ние до промежуточного пункта маршру-
та. Разрезная жёлтая стрелка — указа-
тель курсового угла приводной радио-
станции, отсчёт по внеш, шкале. Так
же, как на КПП. красные флажки по-
являются при запрете на использование
индикации курса («КС»), отсутствии кур-
совой («К») и глиссадной («Г») инфор-
мации. Широкие возможности получения
экипажем интегральной информации о ре-
жиме полёта обеспечивают электронные
индикаторы, использующие многоцветные
электронно-лучевые экраны.
Л. М Бондаренко
ПИЛЮГИН Николай Алексеевич (1908 —
82) — сов. учёный в области автоматики
и телемеханики, акад. АН СССР (1966;
чл.-корр. 1958), с 1967 чл Президиума
АН СССР, дважды Герой Соц. Труда
(1956, 1961). Окончил МВТУ (1935), ра-
ботал в ЦАГИ (1934—41), рук. ряда н--и-
орг-ций, с 1948 гл. конструктор, с 1969
заведующий кафедрой Московского ин-та
радиотехники, электроники и автоматики
(проф. с 1970). Под рук П создана тео-
рия проектирования прецизионных систем
управления ЛА, разработаны методы анали-
за и синтеза сложных динамич систем,
широко применяющиеся при проектировании
систем управления, созданы основы проек-
тирования систем управления с вычислит,
машинами и разработаны науч методы и
технич. комплексы их эксперим. отработ-
ки Деп. ВС СССР с 1966. Ленинская
пр. (1957), Гос. пр. СССР (1967) Награж-
дён 5 орденами Ленина, орденом Октябрь-
ской Революции, медалями. Бронзовый бюст
в Санкт-Петербурге.
ПИОНТКОВСКИЙ Юлиан Иванович
(1896—1940)—сов. лётчик-испытатель. В
Кр. Армин с 1917. Участник Гражд. вой-
ны. В 1918 окончил Моск, воен школу
лётчиков. Работал лётчиком, лётчиком-ин-
структором, ком. авиаотряда Воен -возд
академии РККА им. проф. Н- Е- Жуковс-
кого. С 1927 лётчик-испытатель. Провёл
лётные испытания более 50 типов и моди-
фикаций самолётов конструкции А. С Яков-
лева (от АИР-1 до Як-|). Участвовал
в испытаниях тяжёлых штурмовиков ТШ-1
и ТШ-2, 2-местного истребителя ДИ-4, пу-
шечного истребителя И-Z, самолётов-па-
рабол типа БИЧ Б. И Черановского и
др , осуществил ряд перелётов на легко-
моторных самолётах, в т ч Севастополь —
Москва (1927). Летал на самолётах св. 300
типов и модификаций. Погиб при испытании
самолёта Як-1 Награждён орденами Ле-
нина, Красной Звезды
ПИТО ТРУБКА {по имени изобретателя —
франц, учёного А Пито (Н. Pitot)]—при-
ёмник полного давления в потоке жид-
кости (газа), представляющий собой Г-об-
разную трубку, обращённую своим отаер-
стием навстречу потоку. Измерение пол-
ного давления с помощью П. т основано
на полном торможении потока Значение
воспринимаемого П. т. давления зависит
от угла между направлением потока и осью
приёмной части П. т. Степень этой зави-
симости определяется формой головной
(приемной) части П. т , отношением диа-
метра приёмного отверстия к анеш. диа-
метру трубки и в меньшей степени ско-
ростью набегающего потока и др. факто-
рами Наибольшей чувствительностью к
углу скоса потока обладают П. т-, имеющие
хорошо обтекаемую форму головной части
(сфернч-, конич-, оживальиую), оиа зна-
чительно меньше у П. т- с прямым срезом
Наименьшей чувствительностью к скосу
потока обладают П. т. с протоком (см.
рис.), к-рые обеспечивают измерение с пог-
решностью, не превышающей 1% при
угле скоса до 50°. П. т. применяются гл.
Трубка Пито с протоком: I — набегающий ио-гок:
2 — к чувствительному элементу.
обр. при определении потерь энергии в
разл. каналах. Используются также для из-
мерения скорости полёта ЛА (см. Приём-
ник воздушных давлений) или потока газа
или жидкости (при этом с помощью др.
средств одновременно измеряются статич.
давление и температура торможения) -
ПЛАВУЧЕСТЬ САМОЛЕТА — способность
самолёта плавать на воде при заданном
весе, имея при этом определ. ватерлинию,
называемую грузовой. Положение грузоаой
ватерлинии определяется из условия равен-
ства гидростатич- силы и веса и отсутствия
эксцентриситета между ними.
Различают плавучесть гидросамолётов и
плавучесть сухопутных самолётов, соверша-
ющих аварийную посадку на воду. Пла-
вучесть гидросамолёта обеспечивается во-
доизмещением его лодки и поплавков. Пла-
вучесть сухопутного самолёта обеспечива-
ется водоизмещением агрегатов, сохраня-
ющих герметичность при аварийной посад-
ке на воду (гермокабина, топливные баки
и др. гермоотсеки). Для обеспечения бе-
зопасности плавания каждый самолёт дол-
жен обладать запасом плавучести (в %),
под к-рым понимают:
г-В
К-----р-----100.
Г Г|
где Кн — водоизмещение, соответствующее
посадочному весу, V — водоизмещение, со-
ответствующее погружению сухопутного са-
молёта до уровня входных дверей или ава-
рийных люков без опасности заливания
водой объёмов, создающих плавучесть;
для гидросамолёта V — водоизмещение
полного объёма лодки. Обеспечение П. с.—
расчётный случай для дальних пасс, са-
молётов.
Способность самолёта сохранять плос-
кость действующей ватерлинии (не опроки-
дываться) после прекращения действия на
него возмущающей силы характеризует
его остойчивость. Самолет остойчив, если
метацентрическая высота положительна.
Лит.: Косоуров К- Ф. Гидросамолеты,
нх мореходность и расчет, Л.—М., 1935, Жу-
ковский Н. Е , Теоретическая механика, 2
изд . М —л _ [952.	В. А Максимов
ПЛАЗОВО-Ш АБЛОНИЫЙ МЕТОД (ПШМ)
обеспечения взаимозаменяемое-
ти— метод зависимого образования форм
и размеров сопрягаемых элементов конст-
рукции ЛА и технол. оснастки, необходи-
мой для изготовления и сборки этих эле-
ментов. Метод основан на перенесении
форм и размеров деталей и оснастки с
единого эталона форм и размеров, к-рым
является чертёж изделия в натуральную
величину с проекциями и сечениями — тео-
ретич. плаз.
С теоретич. плаза методом фотокон-
тактного копирования переносят на конст-
руктивный плаз информацию о теоретич.
контурах сечений агрегатов по месту уста-
новки плоских и пространств, узлов ЛА с
27*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт cboiim£I{IA3\QB!O 419
целью геом. увязки и согласования форм
и размеров всех входящих деталей. В
качестве заготовки конструктивного плаза
используют преимущественно спец, чисто-
вой прозрачный материал Внутри теоре-
тич. контура узла тушью вычерчивают тол-
щины, сечения элементов, контуры и эле-
менты всех деталей, включая заклёпки и
болты. На конструктивный плаз наносят
информацию о контрольцо-фиксирующих
и технол отверстиях с целью технол. увяз-
ки заготовок деталей, формообразующей,
контрольной и сборочной оснастки
Форму и размеры деталей ЛА и осна-
стки воспроизводят и контролируют с по-
мощью комплекта увязанных между со-
бой жёстких металлич. шаблонов, ско-
пированных цо отд. сечениям с теоретич.
плаза. Шаблоны делятся на основные и
производственные. Осн. шаблоном служит
контрольно-контурный (ШКК), обработан-
ный по теоретич контуру и полностью
повторяющий конструктивный плаз ШКК
является вторичным эталоном по отноше-
нию к теоретич. плазу, предназначен для
геом- увязки, обработки и контроля комп-
лекта производств- шаблонов на деталь,
узел ЛА и оснастку С помощью комп-
лекта производств шаблонов форма и раз-
меры ШКК переносятся па технол оснаст-
ку. К производственным относятся шабло-
ны контуров, развёртки деталей, заготов-
ки, фрезерования, гибки и др. На шаблонах
наносят информацию, необходимую для из-
готовления деталей и оснастки.
Для обеспечения взаимозаменяемости аг-
регатов ЛА по стыкам применяют калиб-
ры разъёмов каждого агрегата — жёсткие
пространств конструкции, увязывающие
сопряженные пов-сти агрегатов и узлы их
стыковки. При произ-ве ЛА небольших
размеров взаимное расположение отд плос-
ких сечений пов-сти агрегатов ЛА и его
разъёмов обеспечивают с помощью монтаж-
ных эталонов агрегатов (МЭА) — комплек-
та шаблонов и калибров разъёмов агре-
гата, соединённых в единую конструкцию
Увязку пов-сти ЛА в целом Осуществляют
с помощью макетов пов-стей агрегатов.
Макеты представляют собой МЭА со сплош-
ной, точно обработанной пов-стью При изго-
товлении крупных самолётов вместо МЭА
применяют координатные стенды (КС),
к-рые обеспечивают многократную и иден-
тичную установку шаблонов и калибров в
пространстве. При установке комплекта
шаблонов и калибров с помощью КС пред-
варительно вскрывают взаимоувязанные ба-
зовые отверстия. Для этого Применяют
плоские КС, наз. также плаз-коидуктора-
ми. Межзаводскую взаимозаменяемость при
произ-ве ЛА обеспечивают с помощью
стационарных жёстких и прочных контр-
калибров и коитрэталонов.
ПШМ используются при изготовлении об-
шивок и каркаса планёра самолёта Рас-
положение элементов бортовых систем внут-
ри планёра определяют с помощью плос-
ких плазов. Окончательную пространств,
увязку делают на полноразмерном объём-
ном макете или эталоне, к-рым является
Отд. экз- ЛА, если ЛА имеет небольшие
размеры, либо отд. технол. агрегаты (ка-
бина экипажа, приборный отсек и т. п.),
если ЛА крупногабаритный. На технол.
ЛА или агрегатах отрабатывают распо-
ложение элементов бортовых систем и соз
дают вторичные эталонные элементы систем,
к-рые подобно шаблонам используют как
жесткие носители форм и размеров. В раз-
витие этой системы увязки сформировался
метод объемной увязки элементов планёра
и бортовых систем ЛА на основе базового
эталона агрегата. По созданным эталонам
делают технол. оснастку, необходимую для
проведения монтажно-сборочных работ.
ПШМ совершенствовался по мере раз-
вития конструкций ЛА, методов их произ-ва,
а также с внедрением вычислит- техники
и оборудования с ЧПУ. ГШ1М имеет серь-
ёзные недостатки, обусловл. самой его сущ-
ностью К ним относятся: длит, цикл и
значит, трудоёмкость технол. подготовки
произ-ва из-за последовательного, связан
ного переноса формы и размеров с перво
источников; необходимость изготовления
большой номенклатуры жёстких носителей
форм и размеров для обеспечения геом
увязкн, невозможность перехода на авто-
матизир. технол. процессы изготовления
взаимоувязанных деталей и оснастки. Поэ-
тому область применения ПШМ всё более
сокращается и в ближайшей перспективе
будет включать 15% общей номенклатуры
увязываемых элементов конструкций ЛА
и оснастки. ПШМ вытесняет-ся методом
независимой увязки элементов ЛА с исполь-
зованием матем. моделирования поверх-
ностей JIA и воспроизведения их на обо-
рудовании с ЧПУ. В независимом методе
изготовления деталей ЛА и технол ос-
настки применяются известные принципы
обеспечения взаимозаменяемости, прн этом
он базируется па аналитич. методах зада
ння аэродинамич пов-стей агрегатов ЛА,
средствах создания геом образов деталей
в памяти ЭВМ и широком применении
станков, управляемых or ЭВМ или сис-
тем с ЧПУ. И И. Белянин. Б. К БЬнчаров.
А А Смоляр.
ПЛАНЕР (франц, planeur, от planer —па-
рить)— 1) безмоторный ЛА тяжелее воз-
духа с неподвижной несущей пов-стью —
крылом для создания аэродинамич. подъ-
емной силы. В свободном полёте П. летит
со снижением (планирует) по наклонной
траектории под действием собств. веса.
Горизонт, полёт или полёт с набором вы-
соты наз. парением и осуществляется бла-
годаря использованию энергии восходя-
щих потоков воздуха (см. Парение пла-
нёра) .
По назначению П. подразделяются на
спортивные (рис 1), экспериментальные
(рис. 2) и транспортно-десантные. Спор-
тивные П. могут быть одно- и двухмест-
ными, стандартного (размах крыла до 15 м),
открытого (без Ограничений) и клубного
классов. В зависимости от назначения раз-
личают учебные (рис 3), пилотажные.
Рис. I. Стеклопластиковый планер ЛАК-12 (СССР)
Рис. 2. Экс н ер имен и л ьцый ила пер-бес хвост ка
«Дискоолан II» конструкции М. В. Суханова
(СССР).
Рис. 3. Планёр первоначального обучения Л А К-14
(СССР)
Рис. 4. Мотон лачер МАК-1 о МП конструкции
М А Кузакова (СССР)
Т абл — Характеристики одноместных с ii i> р т и в н ы х и л а н с р о п
Планер	Страна, год создания	Ра крыла, м	Площадь крыта VI2	Удлинение Kpi.| 'Id	Взлетная масса кг	Масса п устого планёра. К[	Цаксимадрное аэродинами- ческое качест- во (К|ПЗ\?	Скорость полёта при Км/Ч
ЛАК-12 «Литва»	. .	СССР, Ю7Ч	21) 42	14.03	28,5	650	340	48	I 13
SZD 42 «Янтарь 2» .	...	Польша. |976	20.5	14.24	29.2	450	250	48	90
«Hhm6vc-3D» .	ФРГ, 1986	24 6	16.85	36.0	750	400	57	125
JP-15/38 «Кармам»	Франция, 1979	15,0	Н,0	20.6	420	210	38	100
MG-3-151. «Кондор»	Италия 1979	15.0	11.25	20.0	5(0	340	42	115
SCJIEMPP-N1RTH «VENTUS»	ФР1 1987	15.0	9.49	23.6	430	215	44	95
420 ПЛАНЕР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тренировочные н рекордные П. Аэродинамич.
компоновка (I. (подобно самолётной) мо-
жет быть различной (моноплан, биплан,
«летающее крыло», бесхвостка и т. п.).
Существуют также т. н. балансирные П.
(управление осуществляется перемещением
тела пилота, см. также ст. Дельтаплан).
Для взлёта и посадки П. оборудуется
лыжным илн колёсным шасси (у рекорд-
ных П убираемым). Для взлёта П. ис-
пользуют резиновые амортизаторы, назем-
ные мотолебёдкн, автомобили, а также
самолёты (наиболее распространённый спо-
соб). Балансирные и сверхлёгкие П. взле-
тают после разбега пилота с возвышен-
ности Существуют мотопланёры, для авто-
номного старта к-рых применяются мало-
мощные порш, или реактивные двигатели
(рис. 4). Для изготовления П, использу-
ется дерево, дуралюмин, стеклопластики
и углепластики. Спортивные П. строят в осн.
из пластиков. Осн. хар-ки нек-рых спортив-
ных П. приведены в табл.
Историческая справка. Создание
П. и осуществление управляемых полё-
тов на них предшествовали первым удач-
ным полётам самолёта. Эксперименты с П
проводил Дж. Кейли в 1809—53, опыт-
ные полёты на змеях-П. на расстояние до
30 м были осуществлены франц, моряком
Ж М. Ле Бри в 1857—68 и А. Ф. Можай-
ским в !876 Важное значение для разви-
тия авиации имели полёты на планёрах
О. Лилиенталя, построившего ряд удачных
П. балансирного типа. Большой вклад в
совершенствование конструкции П. внесли
П Пилчер (Великобритания) и О. Шанют
(США). Братья О. и У. Райт, снабдив
несколько увелич. копию своего удачно ле-
тавшего [1. аэродинамич. рулями и лёг-
ким двигателем, получили самолёт, на к-ром
совершили первый полёт в 1903. В дорев.
России конструкции П. разрабатывали
Н. Е. Жуковский. А. В. Шиуков. С П Доб-
ровольский.
Широкий размах планёростроение полу-
чило в СССР в 20—30-х гг. Лучшие П. в
этот период были созданы конструкторами
О. К- Антоновым, К- К- Арцеуловым,
В. К. Грибовским, Г. Ф. Грошевым, В. И.
Емельяновым, С. В. Ильюшиным, С. П. Коро-
лёвым, В. С. Пышновым, М. К- Тихонра-
вовым, Б, Н. Шереметевым, А. С. Яковле-
вым и др. П. И, Гроховскому принадлежит
идея использования П. для десантных целен.
В 1932 был построен первый в мире 18-мест-
ный десантный П. «Яков Алкснис» конст-
рукции Б. Д. Урлапова. В ОКБ Грохов-
ского в 1935 был построен надувной ре-
зиновый одноместный П. Во время Вел.
Отечеств, войны для десантирования и
для снабжения партизан применялись П.
А-7 конструкции Антонова, Гр-29 — Гри-
бовского, КН-20 — Д. Н. Колесникова и
П. В Цыбина. В 1942 Антоновым был
разработан П- КТ («Крылья танка») для
транспортировки лёгких танков. Во время 2-й
мировой воины в США, Великобритании,
Германии и Японии также использовались
десантные многоместные П. После войны
десантные П. строились и были на воору-
жении во мн. странах (в СССР — Ил-32,
йк-14, Ц-25). С появлением тяжёлых трансп
самолётов и вертолётов десантные П. утра-
тили свою роль
В 60—70-х гг. широкое использование
ламинарных профилей крыла и появление
новых полимерных материалов позволило
резко улучшить лётно-техн, данные спор-
тивных П (конструкций Антонова, Б. О. Кар-
вялиса, Б. И. Ошкиннса). Первый в СССР
стеклопластнковый П БК-7 был создан
Карвялисом в 1972.
2) Конструкция ЛА (без двигателей,
оборудования, вооружения).
Лит. Шереметев Б Н, Планеры, ДО,
1959; Костенко И. К., Сидоров О А ,
Шереметев Б Н., Зарубежные планеры,
М, 1959, Замятин В М., Планеры и пла-
неризм, М, 1974; Красильников А П, Пла-
неры СССР, М , 1991
А. А Еадягин. Ю. В. Макаров
ПЛАНЕРНЫЙ СПОРТ один из видов
авиационного спорта, соревнования на пла-
нёрах в скорости, дальности полёта и
прохождении спец, заданной дистанции.
Соревнования могу г проводиться как на
одноместных, так и на двухместных планё-
рах стандартного (с размахом крыла до
15 м) и открытого (без ограничений)
классов.
Планеризм в России возник в начале 20 в .
когда стали организовываться первые круж-
ки (организатором одного из них был
К- К- Арцеулов—пилот-паритель № I)
и проводиться соревнования планеристов.
Энтузиастами планеризма были Н Е. Жу-
ковский, П. Н. Нестеров, Н. Б. Делоне,
С. П. Добровольский. В 1908 на планёре
собств. конструкции совершил полёты
А. В. Шиуков. С полётами на планёрах
связано начало творческой деятельности
известных учёных и конструкторов А Н. Ту-
полева, О, К. Антонова, А, С- Яковлева,
В. М. Мясищева, В П, Ветчинкина.
Б. И- Юрьева. На планёре собств. кон-
струкции летал С. П. Королёв. Массовое
развитие I]. с. связано с деятельностью
Общества друзей воздушного флота и Осо-
авиахима Призыв ОДВФ «От модели к
планёру, от планёра — к самолёту» способ-
ствовал не только увеличению числа соз-
данных энтузиастами ЛА, но и активиза-
ции спортивной жизни, проведению сорев-
нований планеристов. В 1923 в Крыму в
пос. Коктебель (ныне пос Планёрское) сос-
тоялись I-е Всесоюзные планёрные состя-
зания, к-рые затем стали проводиться еже-
[одно. Неуклонно росли мастерство и дости-
жения сов. планеристов. К 1941 из 18 ми-
ровых рекордов, зарегистрированных ФАИ,
13 принадлежало спортсменам СССР. Ре-
кордсменами мира были С- Н. Анохин,
И. М. Сухомлин, В. М. Ильченко, М. К Ра-
ценская, В. Л. Расторгуев, И. А Карта-
шов, В. А. Степанчонок, Е. И. Зеленко
и Др.
В послевоен. юды 11. с. получил даль-
нейшее развитие. В 1948 создана всесо-
юзная секция П. с (с 1966 Федерация
планёрного спорта СССР). С 1949 П. с.
включён в Единую всесоюзную спортивную
классификацию В 1964 в Орле открыт Центр,
планёрный аэроклуб, ставший осн, уч -мето-
дич- базой планеризма.
Руководство П. с. в стране осуществ-
лял ДОСААФ СССР Подготовка спорт-
сменов проводилась в планёрных школах,
кружках, юношеских планёрных школах
(ЮПШ), но гл. обр в аэроклубах ДОСААФ,
имевших планёрное звено и располагав-
ших необходимой материальной базой —
цланерамн, самолётами-буксировщиками,
спец, имуществом (парашюты, барографы,
трансп тележки для эвакуации планёров с
площадки и др.). Осн. аппаратами бы-
ли «Янтарь-стандарт» (стандартный класс),
ЛАК-12 (открытый класс), уч.-трениро-
вочный «Бланик» и ЛАК-16 (для ЮПШ).
Программа соревнований может вклю-
чать полёты: по замкнутым маршрутам
через один или неск. поворотных пунк-
тов; в цель и на открытую дальность
через один или неск. поворотных пунктов;
в цель с возвращением к месту старта. Наз-
начаемая дистанция 150—750 км. Сорев-
нования могут проводиться в моноклассе
(спортсмены выступают в одном классе
планёров) или в смешанном классе (в
этом случае для каждого типа планёра
устанавливается спец. коэф, его качества).
[ 1за перисты готовятся к лотету
Буксировка пзанера самозеточ
Маршруты полётов на всех классах планё-
ров для мужчин и женщин должны быть
раздельными.
В 1990 проведён 52-й чемпионат СССР по
П. с. (высшая лига — 28 мужчин, 13 жен-
щин). В том же году состоялся 5-й ро-
зыгрыш первенства СССР по П. с. среди
юношей (14 —16 лет), в программу к-рого
входили 2 полёта на выс I м и 3 полёта
на выс. до 5 м С целью выявления силь-
ных и перспективных планеристов с 1983
ежегодно (с января по ноябрь) во всех
орг-циях, занимавшихся П. с., проводились
всесоюзные заочные соревнования. К учас-
тию в них допускались спортсмены, имев-
шие квалификацию не ниже 1-го спортив-
ного разряда. В программу этих сорев-
нований входили полёты: на открытую даль-
ность; в цель, в предписанном р-не; по
треугольному маршруту на дальность и
с числом облётов не более трёх. Миним. дис-
танция маршрута 150 км.
За рубежом П. с. наиболее развит в ФРГ,
США, Франции, Великобритании, Швеции,
Новой Зеландии Чемпионаты мира и Евро-
пы проводятся один раз в 2 года. Первый
чемпионат мира состоялся в 1937 (Гер-
мания). Сов. планеристы впервые приня-
ли участие в 7-м чемпионате мира (ПНР,
1958). По состоянию на I янв. 1991 из
70 мировых рекордов, регистрируемых ФАИ,
4 принадлежали сов. планеристам (США —
12, др. страны - 54).
С сер. 70-х гг. за рубежом получило раз-
витие стр-во планёров с небольшими дви-
гателями (мотопланёры), проводятся са-
мостоят. соревнования на таких аппаратах.
www.vokb-la.spb.ru - С амол ёт своГМ!	421
ведется отд учет рекордов С 1988 П с
олнмпниский вид спорта
Г П Поляков Л1 Н Смальков
ПЛАНИРОВАНИЕ — полет ЛА со сииже
нием по наклонной траектории с углом
наклона менее 20° с выключенными или
работающими с малой тягой движнтелями
При установившемся П (при полете с пост
скоростью) Силы действующие на ЛА
находятся в равновесии при этом тяга
движителей всегда меньше сопротивления
аэродинамического (см также Пикиро
вание) Практически все самолеты М01ут
совершать посадку из режима П
ПЛАТНАЯ НАГРУЗКА см в ст Наг
рузка летательного аппарата
ПЛАТОНОВ Константин Константинович
(1906—84)—сов психолог один из осно
воположников отечеств авиац психологии
др мед (1953) и психологии (1972)
наук проф (1954) засл деятель науки
РСФСР (1967) Окончил Харьковский ин т
нар образования (1929) Ленинградский
гос ии т мед знаний (1930) В 1936
возглавил филиал Ин та авиац медици
иы им акад И П Павлова при Качин
ской авиашколе Проводил исследования
в области психологии летного обучения
психологии анализа и рационализации ме
тодов наземной тренировки отбора кан
дидатов для летного обучения Участник
Вел Отечеств войны В 1947— 59 прово
Дил исследования психологии летиого труда
(создал для этого спец самолет лабора
торию) оборудования кабины ЛА проблем
летных способностей и структуры лич
ности и др Награжден орденами Красного
Знамени Отечеств войны 2 н степ 2 Ор
девами Красной Звезды медалями
ПЛЕНОЧНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ повер
х ности—способ тепловой защиты при
к ром охлаждающее в во (газообразное
или жидкое) вдувается в высокотемпе
ратурный поток газа через щель или про
ннцаемый участок пов сти (перфорирован
ный или пористый) и охлаждает не толь
ко область вдува охладителя ио и рас
положенный за ней участок пов сти у
к рой создается тонкий слой (пленка) отно
сительно холодного газа (жидкости) В зо
не вдува темп ра защищаемой ццв сти приб
лизительно равна темп ре вдуваемого газа
по мере удаления от зоны вдува темп ра
пов сти повышается приближаясь к темпе
ратуре равновесной без вдува Длина
защищаемого участка пов сти возрастает с
увеличением расхода охлаждающего газа
Обычно используется серия последователь
но располож зон вдува охлаждающего
газа П о вдувом газа применяется для
тепловой защиты камер сгорания и сопел
ВРД — для этого обычно используется воз
дух отбираемый из тракта двигателя
перед камерой сгорания Конвективно пле
ночное охлаждение применяется для лопа
ток турбин авиац ГТД (см Охлаждение
двигателя)
П о вдувом жидкости используется для
охлаждения и защиты от эрозии стенок
камер сгорания н сопел ЖРД при высо
ких темп рах когда внеш охлаждение сте
нок оказывается недостаточным В качест
ве охладителя обычно используется горю
чее к рое подается на поверхность че
рез щели или серию отверстий Жидкость
образует на пов сти тонкую пленку ув
лекаемую вследствие трения потоком га
за По мере движения жидкость испаряет
ся поглощая теплоту Пары жидкости пос
тупая в пограничный слои действуют на
него так же как газ вдуваемый через по
ристую пов сть — увеличивают толщину
слоя и уменьшают теплоотдачу При дос
таточно большом значении Рейнольдса чис
ла Re определяемом по толщине пленки
скорости жидкости и ее вязкости на иен
образуются волны и часть жидкости у ио
сится в виде капель не реализовав теп
лоту испарения
Лит Основы тепloniредачи в авиационной и
ракетно космическом технике под ред В К Кош
киш М 197а Полежаев Ю В Юре
вич Ф Б Тептовдя зашита М 1976
В Я Боровой
ПЛЕЧО ОПЕРЕНИЯ летательного ап
парата длина проекции на продольную
ось ЛА отрезка соединяющего заданную
точку на САХ крыла (обычно в диапазо
не центровок ЛА) с точкой лежащей на
'/i САХ оперения ЛА В расчетах часто
пользуются относительным П о — П о
выраженным в долях САХ или размаха
крыла П о —один из осн параметров
определяющих эффективность оперения
(см напр Эффективность органов управ
ления)
ПЛОСКОПАРАЛЛЕЛЬНОЕ ТЕЧЕНИЕ
плоское течение течение в к ром
частицы газа движутся параллельно нек рои
фикснр плоскости при этом в соответст
венных точках всех плоскостей парал
дельных данной газодинамич переменные
имеют одинаковые значения В декарто
вон системе координат с осью OZ направ
теннои перпендикулярно к данной фик
сир плоскости газодинамич переменные
П т не зависят от координаты г и удов
летворяют ур ниям с двумя независимыми
переменными х и у
ПЛОТ НАДУВНОЙ—спасат средство
предназначенное для поддержания на пла
ву вне воды и защиты от окружающих не
благоприятных гидрометеоусловнй одного
или неск человек (см рис ) П н имеют

Шести честный cnataie г ныи надувной шот
одноместное или многоместное исполнение
обычно выполняются из двух (редко одной)
надувных камер плавучести днища и за
шнтвого тента Камеры плавучести а часто
и днище надуваются от автономного источ
ника сжатого газа II н входят в состав
аварийно спасательного оборудования ЛА
и как правило оснащаются комплектом
средств жизнеобеспечения сигнализации
и оказания цервой помощи а также ава
рииным радиомаяком (или радиостанцией)
ПЛОТНИКОВ Павел Артемьевич (р 1920)—
сов летчик ген майор авиации (1966)
засл воен летчик СССР (1966) дважды
Герой Сов Союза (1944 1945) В Сов
Армии с 1938 Окоичил 3 ю Новосибирс
кую воен авиац школу (1940) Высшую
офицерскую летно тактич школу (1945)
Воеи возд академию (1951 ныне им Ю А
Гагарина) Воен академию Генштаба Во
оруж Сил СССР (I960) Участник Вел Оте
честв воины В ходе войны был летчиком
ком звена и ком эскадрнльн бомбардиро
вечного авиаполка Совершил 343 боевых
вылета После войны на командных и
штабных должностях в войсках и цент
ральном аппарате МО СССР Награждён
орденом Ленина 3 орденами Красного
Знамени орденом Александра Невского
2 орденами Отечеств войны I и степ
орденом Красной Звезды медалями Брои
зовый бюст в Барнауле
Лит [] А Ппотников в кн Боевая става
Аиая 3 изд Барнаул 1978 Кузнецов И И
ДжогаИ М ПА Плотников вилки Зо
лотье Звгзлы Алтая Барнаул 1982
ПЛОЩАДЕЙ ПРАВИЛО в аэроднна
м и к е волновое сопротивление тонкого
тела при нулевой подъемной силе в транс
или сверхзвук потоке идеального газа
определяется распределением 5(х) площади
поперечного сечения тела вдоль его оси и
имеет то же значение что и сопротив
ление тела вращения (эквивалентного те
ла) имеющего аналогичное распределение
SjKB(x) площади поперечного сечения Вол
новое сопротивление тонкого тела можно
вычислить применяя импульсов теорему к
нек рой (контрольной) пов сти располо
жен нои на достаточно большом расстоя
нии от него На таких расстояниях поле
течения согласно правилу эквивалентности
(см Тонкого тела теория) не зависит от
формы поперечного сечения тела является
осесимметричным и соответствует полю те
чения около эквивалентного тела вращения
^то и приводит в результате к П п
П п справедливо и для комбинации
тонкого тела (фюзеляжа) с тонким кры
лом малого удлинения При трансзвук об
текании это следует из принципа эквнва
лентности к рый выполняется для кон
фигурации рассматриваемого типа и S>llB
равна полной площади ее поперечного се
чения При сверхзвук скоростях S9KB вы
числяется несколько иначе Напр в слу
чае осесимметричною фюзеляжа она опре
деляется суммой S3KF=S0+SKp 1де 5ф—
площадь поперечного сечеиия фюзеляжа
SKp — площадь проекции на поперечную
плоскость сечения крыла плоскостью сое
тавляющей угол Маха (см Маха конус) с
направлением избегающего потока
Тела вращения обладающие миним вол
новым сопротивлением при разл условиях
имеют достаточно плавные обводы (см Осе
симметричное течение) Тогда из П п еле
дует что волновое сопротивление можно
уменьшить путем обеспечения по возмож
ности более гладкого и близкого к опти
мальному распределения площадей попе
речного сечения Напр для комбинации
«крыло — фюзеляж» с этой целью в месте
расположения крыла у фюзеляжа должно
быть предусмотрено сужение компенсн
рующее увеличение полной площади сече
ния за счет крыла
Эксцерим данные подтверждают П п
и оио успешно применяется при разработке
компоновок ЛА для уменьшения их вол
нового сопротивления
Лит Эшаи X Лэнда а М Аэродинамика
крьпьев и корпусов аетатетьиых аппаратов пер
с а иг а VI 1969	В Н Голубкин
«ПЛОЩАДКА» — ограниченный заданным
временем участок прямолинейного горизонт
полета ЛА с постоянной скоростью и за
данными режимом работы силовой уста
новки и конфигурацией ЛА Понятие «П»
используется в летно испытат практике
ПЛОЩАДЬ КРЫЛА — площадь проекции
крыла на его базовую плоскость (см Cue
темы координат) при нулевом угле атаки
(см рис ) По геом признаку различают
площадь трапециевидной части крыла (иног
да — треугольной) без учета наплывов
крыла полную П к —с учетом наплывов
422 ПЛАНИРОВАНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
rh
I J I
6
Площадь крыла a — трапециевидной част, б —
полная, в - несущая, г — омываемой части
□о передней и задней его кромкам; несу-
щую П. к. — с учётом подфюзеляжной
его части; омываемую часть крыла,
находящуюся р потоке (равна полной пло-
щади крыла за вычетом его подфюзе-
ляжной части). П. к. (полная н трапецие-
видная} включает площади закрылков,
предкрылков, элеронов, элевонов, тормоз-
ных Щитков, интерцепторов. К II. к. не отно-
сят площадь вертик. законцовок крыла (см.
Шайбы концевые), устанавливаемых для по-
вышения аэродинамич. качества самолёта и
закрепляемых на концевых нервюрах крыла.
По конструктивному признаку П. к. под-
разделяют на центропланную часть, впи-
санную, как правило, в обводы фюзеляжа
(иногда частично выступает за его об-
воды) и консольную часть. У нек-рых са-
молётов крыло не имеет центроплана (под-
фюзеляжной части).
ПМ-1 (пассажирский с двигателем «Май-
бах»)— один из первых сов. расе, самолётов
(см. в ст. Поликарпова самолёты).
По-2 — см. в ст. Поликарпова самолёты.
ПОВЕРХНОСТИ РУЛЕВЫЕ —см. Рули
управления.
ПОВЕРХНОСТНЫЕ СЙЛЫ — силы, при-
ложенные к пов-сти элементарного объё-
ма сплошной среды н обусловленные взаи-
модействием с частицами среды в соседних
элементарных объёмах. Поскольку П. с.
возникают при непосредств. механич- кон-
такте между взаимодействующими элемен-
тами, их иногда наз. также контактны-
ми силами П. с- зависят от локаль-
ных свойств и характера движения среды.
П. с. характеризуются вектором напря-
жения р„, представляющим собой предел
отношения главного вектора П. с. к пло-
щади выделенной элементарной площадки
dS при стремлении её к нулю, В общем слу-
чае вектор рл не совпадает с направле-
нием внеи|- нормали л к dS. зависит от её
ориентации и выражается через векторы
р,, Рк. Р*, определяющие напряжения на
плошадках, ортогональных соответственно
осям х, у, г:
Р п— Р «СО S<pjr+ Р jjCOS (ру 4- РгСОЙГр г,
где %, <рь — углы между п и осями х, у и
z Каждый из векторов рх, р>; рг имеет вид:
Ра""* lp<« + jpay + крог,
где а — х. у, г—декартовы координаты,
I, j, к — соответствующие единичные орты,
и, следовательно, компоненты этих век-
торов определяют собой напряжённое сос-
тояние среды в рассматриваемой точке поля
течения (см. Тензор напряжений). При этом
величины р*,, руу, Ргг НЭЗ. ИОрмЗЛЬНЫ-
ми напряжениями, a pxv, р™, pv„
Руг, ргх. Pm — касательными напря-
жениями. В идеальной жидкости касат.
напряжения равны нулю, а норм, напря-
жения одинаковы по значению и не зави-
сят от ориентации элементарной площадки.
Понятие о П. с является одним из фун-
дам. в механике сплошных сред и исполь-
зуется при выводе ур-ний, описывающих
её Движение.	В А Башкин
ПОВЕРХНОСТЬ ТОКА — пов сть в поле
течения, в каждой точке к-рой вектор ско-
рости расположен в плоскости, касательной
к этой пов-сти в этой точке в данный момент
времени П. т. позволяют наглядно пред-
ставить структуру потока около обтекаемого
тела. Поскольку на П. т., согласно оп-
ределению, выполняется условие непротека-
ния, то при течении идеальной жидкости
любую П. т. можно заменить твёрдой
пов-стью — т. и. принцип затверде-
вания. В аэро- и гидродинамике этот прин-
цип используется, напр , при построении
решений источников и стоков методом
для «вырезки» из течений тел сложной
конфигурации (напр. волнолётов). к-рые
сравнительно просто рассчитываются.
ПОВОРОТ НА ГОРКЕ, ранверсман,—
фигура пилотажа, состоящая из горки, раз-
ворота ЛА на 180й без поворота вокруг про-
дольной оси и пикирования в направлении,
обратном направлению горки (см. рис j
повторно-статАческие испыта-
ния авиационных конструкций —
разновидность усталостных испытаний, При
к-рых все переменные нагрузки, возникаю-
щие в процессе эксплуатации ЛА, включая
высокочастотные нагрузки, заменяют экви-
валентным действием переменных нагрузок
низкой частоты, сформнров. в виде програм-
много блока, эквивалентно отражающего
как функциональные, так и перем, нагруз-
ки- Программный блок нагрузок воспроиз-
водят в лаб. условиях при помощи мно-
гоканальной системы нагружения с управ-
лением от ЭВМ, к-рая осуществляет: син-
хронное формирование изменений нагруз-
ки по каждому из каналов нагружения,
воспроизведение их при помощн следящих
электрогидравлич. приводов; контроль за
нагружением и аварийную разгрузку в слу-
чае превышения заданного значения нагруз-
ки. Результаты П.-с.и. используются для
определения ресурса ЛА.
ПОВТОРЯЕМОСТЬ НАГРУЗОК в эксплу-
атации ЛА — интегральная характерис-
тика числа нагружений ЛА или его отд.
частей в период эксплуатации, определяе-
мая числом возникающих нагрузок, равных
и больших заданного уровня на 1 ч по-
лёта (Ft) или на единицу пути (FL).
П. н. для посадки ЛА определяется числом
нагрузок на одну посадку. П н. представ-
ляется в форме кривых повторяемостей
(рис 1), к-рые получаются по результа-
К К Платонов
П А Плотников.
там статистнч. измерений нагрузок в
эксплуатации ЛА или в ходе спец, лётных
испытаний. П. и. прн манёврах самолётов
характеризуется функцией Ft числа перег-
рузок п, при полёте в неспокойном воз-
духе — повторяемостью Ft эффективных
порывов ветра (рис. 2). Повторяе-
мость манёвренных перегрузок зависит от
типа самолёта и ограничения перегруз-
ки; для положит, и отрицат приращений
перегрузок типична асимметрия кривых
Ft (см. рис. I). Повторяемость за-
висит от высоты полёта, времени года и геогр.
р-на эксплуатации самолёта; повторяемость
положит- и отрнцат 1Г,ф одинакова. П. н.
Рис. I. Кривые иовюряемосгн манёвренных пере-
грузок
Wаф. м/с
Рнс. 2. Кривые повторяе-
мости эффективных поры-
вов ветра U7.,,,, на 100 км
пути для различных высот
Н I — меньше 3000 м;
2 — от 6000 до 9000 м;
3 — 01 12000 до 15000 м
при взлётах и посадках в значит, мере
зависит от хар-к взлётно-посадочных уст-
ройств
П. н. используется для определения числа
действующих нагрузок (перегрузок) разл.
уровня при установлении ресурса самолёта
ио условиям сопротивления усталости; при
www.vokb-la.spb.ru - СамоТЬ 423
этом число перегрузок JV в интервале
(п—Ьп/2, п-|-Ап/2) на I ч полёта опре-
деляется соотношением N=^Ft(n—Ал/2) —
—F/(rt4-An/2), где Лп = п— 1 —приращение
перегрузки. П. н. также используется для
определения функции распределения экст-
рем. значений Ф[[|11Х внеш, нагрузок при оп-
ределении эксплуатац. нагрузок в расчетах
статич. прочности: Ф||МЧ = exp (— Fit ), где
t — время эксплуатации (в ч) каждого са-
молёта	в. М. Чижов
ПОГОДА — состояние атмосферы Земли в
рассматриваемом месте в определ. момент
или за огранич. промежуток времени (сут-
ки. месяц, год). П характеризуется атм
давлением, темп-рой, влажностью воздуха,
скоростью и направлением ветра, кол-вом
и формой осадков, облаками и др. атм
явлениями. С развитием авиации возникло
понятие о П в свободной атмосфере, воз-
росло значение такого элемента, как метео-
рологическая дальность видимости
II. в любой точке земного шара непре-
рывно изменяется в течение не только су
ток, но и неск. минут. Часть этих изме-
нений носит периодич. характер в зави
симости от действия солнечной радиации
и вращения Земли вокруг своей оси (су-
точные изменения) или вокруг Солнца (го-
довые изменения). Непериодич. изменения
П. связаны с атмосферной циркуляцией
и зависят от восходящих и нисходящих
движений воздуха. С высотой интенсивность
иецернодич изменений П. уменьшается,
однако в верх, тропосфере бывают рез-
кие усиления ветра и атмосферной тур-
булентности. связанные со струйными те-
чениями, учёт к-рых важен для авиации.
Наиболее существ, значение для авиации
имеют дальность видимости и высота об-
лачности в р-не аэродрома (см. Минимум
погодный)
ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОЙ — тонкий по
сравнению с характерным линейным раз-
мером тела слой жидкости или газа, при-
легающий к твёрдой пов-сти, в к-ром гра-
диенты газодннамич. переменных в нор-
мальном к стенке направления столь вели-
ки, что инерц силы и силы треиия имеют
здесь один и тот же порядок 11. с обра-
зуется при больших Рейнольдса числах
Re =	где V — характерная скорость,
L — характерный линейный размер, ц, — ха-
рактерная динамич вязкость, Q, •— хара-
ктерная плотность.
Понятие П. с. для анализа движения
жидкости при больших числах Рейнольдса
было предложено Л. Прандтлем (1904)
Согласно Прандтлю задача об обтекании
тела потоком вязкой жидкости распадает-
ся на две самостоят. задачи: задачу об
обтекании тела потоком идеальной жидкос-
ти, к-рая описывается Эйлера уравнениями.
и задачу о движении вязкой жидкости в
П. с., к-рая описывается ур-ниями П. с
(ур-ниями Прандтля). При этом, чтобы
получить ур-ния ламинарного погранично-
го слоя, используют ур-ния Навье—Стокса,
ур-Ния же турбулентного пограничного слоя
получают нз ур-ний Рейнольдса. В обоих
случаях ур-ния П. с имеют одинаковую
структуру и для стационарного плоскопа-
раллельного течения принимают вид.
±. + i_0; —1-^=0;
дх ду	q ду
ди	ди	1 др 1 дт
и---1- v-------— -|--—
дх	ду	о дх q ду
где х, у — криволинейные ортогональные
координаты (координатная линия у = 0 лежит
на обтекаемой пов-сти), и, v —проекции
вектора скорости на координатные линии х
и у соответственно, р — давление.
ди
т = (Ит +	—
ду
— касательное напряжение трения, ц, — тур-
булентная динамич. вязкость. Решение этой
системы ур-ний удовлетворяет условиям при-
липания и иепротекання на обтекаемой
пов-сти: u = v = 0 при у — 0 и условию сра-
щивания с внеш невязким потоком: и-*-ие
при у-*-ео. где — скорость потока на
внеш, границе П. с. В отличие от ур-ний
Навье—Стокса и Рейнольдса, полученная
система ур-ний относится к параболическому
типу, при её интегрировании величины
ыг(х) и р(х) — известные ф-ции, пред-
ставляющие собой распределения соответ-
ствующих величин вдоль пов-сти тела
при обтекании его потоком идеальной жид-
кости. Вследствие этого значительно упро-
щается матем. анализ задачи
Праидтль получил ур-ния П. с. для ла-
минарного течения около прямолинейной
стенки путём оценки обусловленных вязко-
стью и инерционностью членов, входящих
в ур-ния Навье—Стокса, и сохранением толь-
ко гл членов. Он показал, что толщина
П. с S~O(e), u~O(1), ц~О(е), где £=
= Re ’ . В 1927 нем. учёный Р. Мизес (R. Mi-
ses) дал более формализованный, ио вместе
с тем и более строгий вывод ур-ний П. с.
Рассматривая плоскопараллельное ламинар-
ное течение жидкости около криволинейной
пов-сти, он записал ур-ние неразрывности
и ур-ния Навье—Стокса в безразмерном
видс_ и произвёл преобразования: у = еГ,
v=ev. Если в преобразов, ур-ииях совер-
шить Предельный переход е-Н), то полу-
чаются ур-ния П. с., т- е. они являются
предельной формой ур-ний Навье—Стокса,
получающейся в определ. условиях при
Re-*oo. В последующие годы была уста-
новлена более глубокая, аснмптотич. при-
рода такого подхода к решению задачи.
Ур-ния плоского П. с. после нек-рых пре-
образований могут быть приведены к ин-
тегральному соотношению Т. Кармана
(1921).
dfi**	. duf Tw
—-----h (6* + 26**)uf~l—- = —7
dx	dx pu*
6*=So (I—
"=Jo (a/ue)(l —u/ue)dy
(здесь тк — касат. напряжение трения иа
пов-сти тела). Величины 6’ и 6” имеют
размерность длины, являются интеграль-
ными хар-ками П. с. и играют важную роль в
теории П с Величина 6“ наз. толщи-
ной вытеснения и представляет со-
бой расстояние по нормали к обтекае-
мой пов-сти, к-рое определяет смещение
линий тока вследствие вытесняющего дей-
ствия П с Величина 6" иаз толщиной
потери импульса и характеризует из-
менение кол-ва движения массы жидкости,
протекающей через рассматриваемое се-
чение П с вследствие действия сил трения.
В последующие годы были получены ин-
тегральные соотношения высших порядков:
энергетич. соотношение (Л С Лейбен-
зон, 1935), ур-ние моментов Jb-го порядка
А>1 (В. В Голубев. 1936); при этом ур-иие
моментов 1-го порядка совпадает с энерге-
тич. соотношением.
Для исследования нелинейных ур-ний
II. с используются разл. подходы, связан-
ные с введением новых зависимых и неза-
висимых переменных. Несмотря на всё их
многообразие, можно выделить три принци-
пиально различных подхода.
1-	Решение задачи в переменных подобия,
когда в качестве искомой ф-ции выбира-
ется функция тока ф(х, у) и вводятся пре-
образования
4V. y) = (2^)l/2f(t п);
£=$ovMx; T] = ufy/(2g)’/2,
в результате к-рых ур-ния П, с. сводятся
к ур-нию
Г" + ft” + ₽(1 - Г2)=г
с граничными условиями
f^,0) = f'(i, 0)=0, ru, оо)=1.
Здесь 0 = 2£(duc/dg)/«c, и штрих обозна-
чает дифференцирование по т]. В точке
g = 0 (х = 0), где начинает формироваться
П. с., ур-ние в частных производных вы-
рождается в обыкнов. диф. ур-нне, решение
к-рого определяет собой нач условие для
исследуемой задачи. Переменные подобия
впервые были введены нем. учёным Г. Бла-
зиусом (Н. Blasius, 1907); эти переменные
очень удобны для числ. анализа и ши-
роко используются в’практике инж. расчё-
тов.
2.	Решение задачи в переменных Мизеса,
когда в качестве независимых переменных
выбираются ф-ння тока ф и координата
х. а в качестве искомой ф-цни—£(х,ф) =
— Р/с + “2/2- В результате этих преобразо-
ваний ур-ния П. с. записываются в сле-
дующем виде:
дх	q дф
с граничными условиями
g(x, 0) - p/q, g(x, оо) = p/q 4- u2/2.
Переменные- Мизеса наиболее чётко рас-
крывают матем природу ур-ний П. с. как
ур-ний параболич типа. Вместе с тем их
использование для числ. анализа несёт
определ. трудности, поскольку на пов-сти
тела решение в общем случае является
сингулярным (д2^/дф2-*-оо при ф-»-0).
3 Решение задачи в переменных Л. Крок-
ко(1946), когда в качестве независимых пе-
ременных берутся х и и, а в качестве за-
висимой переменной — напряжение тре-
ния т. В результате соответствующих пре-
образований приходим к ур-нию
д2т	бр дт	дт
tv+h-)——-о
ди	dx ди	дх
с граничными условиями
дт	dp
т = 0 при и—Up, т—— = р— при и — 0.
ди	dx
В переменных Крокко порядок ур-ния по-
нижается на единицу, а независимые пе
ременные изменяются на конечном интер-
вале Всё это делает очень привлекатель-
ным применение этих переменных для
числ. анализа. Вместе с тем их использо
ванне накладывает ограничения на класс
рассматриваемых течений в силу необхо-
димого условии монотонности профиля ско-
рости и (следствие требования взаимоод-
нозначного соответствия физ и преобразов
плоскостей). Кроме того, на внеш грани
не П. с. решение теряет аналитичность:
дт/ди-*-<х> при u-^-Up Но эти ограничения
не препятствуют широкому применению
переменных Крокко для исследования прак
тич. задач.
Ур-ния П. с. явились мощным и эффек-
тивным инструментом исследования прик-
ладных задач; с др. Стороны, развитие те
ории П. с. происходило под влиянием зап-
росов практики, в первую очередь со сто-
424 ПОГОДА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
роны авиации. Примерно до нач 40-х ir.,
когда скорости движения самолётов были
относительно невелики и можно было не
учитывать сжимаемость воздуха, осн вни-
мание уделялось исследованию несжимае-
мого П. с. Поскольку внимание акценти-
ровалось на аэродинамику крыла, а са-
молёты имели крылья большого удлинения,
рассматривался преим. двумерный II. с-
В силу слабого развития вычислит техни-
ки применялись гл. обр приближённые ме-
тоды анализа (точные методы использо-
вались для решения частных задач, ког-
да ур-ния П с сводятся к обыкнов.
днф. ур-нию — автомодельные решения).
Большая группа приближённых методов
основана на использовании инте1 рального
соотношения Кармана, когда несущественна
«тонкая» структура Пси необходимо оп-
ределить с приемлемой для практики точ-
ностью сопротивление трения. Для этого
профиль скорости и аппроксимируется
нек-рым выражением (напр., с помощью
интеграла ошибок = erf{a(x)i/}, к-рое
после удовлетворения граничным условиям
содержит неизвестную ф-цию от х. Если
аппроксимирующее выражение подставить
в интегральное соотношение Кармана, то
после выполнения всех операций получает-
ся обыкнов. днф. ур-ние для определения
неизвестной ф-ции Это ур-ние интегриру-
ется к.-л- известным способом. Среди ме-
тодов этой группы наиболее известен метод
Кармана - Польхаузена, осн на исполь-
зовании П- с. конечной толщины и на ап-
проксимации профиля скорости полиномом
четвёртой степени Использование интег-
ральных соотношений высших порядков
позволяет аппроксимировать профиль ско-
рости выражением, к-рое содержит боль-
шое число неизвестных ф-ций. Это Приво-
дит к повышению точности расчёта с од-
новрем. увеличением трудоёмкости вычис-
лений
В период 2-й мировой войны скорости по-
лёта значительно возросли; при расчёте аэ-
родинамич. хар-к самолётов возникла
необходимость учитывать сжимаемость сре-
ды, и поэтому стала интенсивно развивать-
ся теория сжимаемого П. с. (в осн. при-
менительно к совершенному газу). Здесь
большую роль сыграло преобразование
А А. Дородницына (1942), к-рое ур-ния
сжимаемого II. с приводит к виду, очень
близкому к ур-ниям несжимаемого П. с. В
этц же время усилился интерес к осесим-
метричному П с., поскольку носовые части
фюзеляжей самолётов стали выполняться
в виде осесимметричных тел. В теории осе-
симметричного П. с важную роль сыг-
рало преобразование Манглера (1945) —
Степанова (1947), с помощью к-рого ур-ция
осесимметричного П. с. сводятся к ур-нию
плоского П с., и, следовательно, эти два
разных типа течения можно исследовать по
одной и той же методике. В последующие
годы в связи с выходом на сверхзвук,
скорости полёта и применением крыльев
малого удлинения стало много внимания
уделяться исследованию трёхмерного П с ;
успехи в этом направлении во многом
обусловлены появлением и быстрым разви-
тием ЭВМ и разработкой точных методов
чнсл. анализа.
При сверхзвук скоростях движения са-
молётов и др. ЛА имеет место аэродина-
мическое нагревание, обтекаемой пов-сти,
к-рое также исследуется в рамках теории
П. с. В связи с этим началась интен-
сивная разработка теории и методов ана-
лиза П. с. для сложных моделей движу-
щейся среды: газ с пост, молекулярным
весом и перем, удельными теплоёмкостями,
равновесно диссоциирующий газ и др. При
этом большую роль начинают играть разл.
эффекты (излучение, явление поглощения
энтропийного слоя в П. с нт. д.), к-рые
не встречались при дозвук. скоростях дви-
жения или их значение было несущественно.
Однако наличие мощных ЭВМ и эффектив-
ных методов числ. анализа позволяет ус-
пешно решать все возрастающие по труд-
ности прикладные задачи.
В рамках ур-ний П. с можно эффектив-
но исследовать др типы течений, напр. ис-
течение жидкости или газа из отверстий
и насадков, течение в дальнем следе за
телом и Др
Лит Шлихтинг Г . Теория пограничною
слоя, пер с нем, М, 1974, Лойцянскнй Л Г,
Механика жидкости и газа 6 изд , М , 1987
Н А Ьашкин
ПОДВЕСНОЙ КОНТЕЙНЕР стандарт
ный жёсткий корпус обтекаемой формы с
отсеками (иногда герметичными) внутри,
предназначенный для внешней подвески к
ЛА с целью транспортировки груза, обо-
рудования, вооружения. П. к. крепится к
ЛА на унифицир. замках, а его обору-
дование подключается к бортовым системам
питания и дистанц. управления. Впервые
П. к. разработал н применил на самолёте
ТБ-1 II, И. Гроховский (1931, СССР)
Под самолёт подвешивалось одиннадцать
П к. для транспортировки десант Пиков или
грузов В 1949 был разработан 11 к для
самолёта Ту 4. Два И. к. под крыльями поз-
воляли транспортировать два автомобиля.
Подвесной контейнер с пушкой к нет ребителю
Р 190 (США)
Совр. П к. — сменные подвесные уст-
ройства к воен. ЛА — служат в осн для
повышения их боевой эффективности В П.
к размещают неуправляемые ракеты, пуле-
мётно-пушечное вооружение (см. рис), кас-
сетные бомбы, радиолокап или фоторазве-
дыват оборудование
ПОДВЕСНОЙ ТОПЛИВНЫЙ БАК —СМ
в ст. Топливный бак.
ПОДКРЫЛОК — элемент механизации кры-
ла, предназначенный для увеличения подъ-
ёмной силы путем изменения площади и
профиля крыла. П представляет собой
[[одкры.ткн. а -
Фаулера; б —
ЦАГИ
несущую пов-сть крыльевого профиля, от-
клоняемую вниз со смещением назад за кон-
тур задней кромки крыла с образованием
профи лир щели между крылом и верх, частью
П. (см. рис.). В нейтральном положении П.
помещается под крылом (отсюда назв.)
в углублении хвостовой части вдоль разма-
ха и расположен только снизу его пов-сти,
не выступая на пов-Сть крыла сверху (в
отличие от закрылка). П. обычно бывает
щелевым, действие его аналогично действию
подвесною закрылка. П. использовались в
40 е гг
ПОДЛ ЕТ — вид испытаний самолёта, обыч-
но предшествующий вылету первому опыт-
ного образца, элемент подготовки экипажа
и ЛА к лётным испытаниям Включает
разбег, подъём на небольшую вы оту (не
более 1 м в первом П и не более 1,3— 2 м
в последующих), полёт на этой высоте -1ро-
должительностью до 8—10 с, приземление
на ВПП и пробег с использованием всех
штатных тормозных устройств (тормозов,
парашюта, устройств реверсирования тяги).
Режим работы двигателей форсажный илн
максимальный По результатам Г]. оконча-
тельно уточняются условия проведения пер-
вого вылета опытного самолёта.
ПОДОБИЯ ЗАКОНЫ в аэродинамике,
Включают: а) ограничения на Класс рас-
сматриваемых движений газа, форму тел и
условия на их пов-сти (обеспечивающие
однозначную зависимость хар-к течения
от т. н. определяющих параметров); 6) спо-
соб масштабирования хар-к течения (вид
переменных подобия), в) подобия критерии.
Осн. содержанием П з является совпа-
дение количеств, хар-к течений, записан-
ных в переменных подобия, при равенстве
числ. значений критериев подобия
Наиболее общие П. з могут быть полу-
чены с помощью теории размерности без
рассмотрения ур-ний движения газа, если
для течения выбранного класса известна
полная совокупность определяющих пара-
метров При этом вид переменных подобия
может быть достаточно произвольным, удов-
летворяя одному условию: масштабирован-
ные характеристики течения должны быть
безразмерными; для масштабирования
выбираются любые входящие в задачу
параметры, но, как правило, так, что-
бы безразмерные величины имели порядок
единицы. Критериями подобия является
любой полный набор независимых безраз
мерных степенных одночленов, составлен
ных из определяющих параметров. Иллю-
страцией может служить П. з. для случая об-
текания покоящихся тел однородным стацио-
нарным потоком вязкого совершенного
газа при следующих дополнит, ограниче-
ниях на класс течения: а) теплопровод-
ность газа пропорциональна вязкости (Х =
= cjx), а зависимость вязкости р. от темп-ры
Т степенная. рсзТ'" (с, о> — нек-рые посто-
янные); б) скорость газа на пов-сти тел
равна нулю (условие прилипания), а темп-ра
газа у пов-сти совпадает с темп-рой пов-сти
тела (Гк, =const); в) тела геометрически
подобны, углы натекания на тела невозмущ.
потока фиксированы; г) излучением и мас-
совыми силами можно пренебречь. Выбран-
ный класс течений зависит от десяти опре-
деляющих параметров: термодинамич. кон-
стант газа (постоянных с, to, уд. теплоёмкос-
тей газа ср, си), параметров набегающего по
тока (скорости 1’^,, давления р^, плотности
goo и вязкости характерного размера L и
темп-ры тела. Безразмерные степенные од-
ночлены, составленные из определяющих
параметров, образуют шесть критериев
подобия: Маха число М, Рейнольдса чис-
ло Re, Прандтля числа Рг, показатель
адиабаты у, показатель степени ы, отношение
темп-р тела и набегающего потока (темпера-
турный фактор). Один из осн. выводов П. з.:
при выполнении условий подобия аэродина-
мические коэффициенты тел одинаковы, из-
меняясь в случае нестационарности те-
чения с характерным периодом времени,
пропорциональным значению L/V
П. з., следующие из теории размерности,
основаны лишь на наиболее общих соот-
ношениях между хар-ками течений, не свя-
занных с конкретными особенностями со-
ответствующих ур-ний движения Ис-
www. vokb-la.spb.ru - Самолёт свои
«ПОДОБИЯ
42S
пользование особенностей ур-ний движения
позволяет в ряде случаев получить П з
с меньшим числом критериев подобия или
сиять нек рые ограничения на класс рас
сматриваемых течений Как правило такие
П з относятся к более частным видам те
чений, к-рые могут быть описаны упрощ
ур-ниями Примером может служить П з
для случая стационарного обтекания тон
ких тел сверх- и юперзвук однородным
потоком идеального газа (под тонкими по
нимаются тела, имеющие малые углы нак
лона т пов-сти к вектору скорости набе
тающего потока	характерный vioji
наклона т<£ I) Дополнит ограничения
массовыми силами и излучением можно
пренебречь, тела подобны, отличаясь двумя
характерными масштабами — масштабом L
в направлении и масштабом, пропор
циоиальным tL в плоскости, перпендику
лярной вектору Линеаризация ур-ний
движения при сверхзвук скоростях и от
брасывание членов порядка т5 при гипер
звук скоростях после перехода к безраз
мерным соотношениям при т н аффинном
преобразовании геом координат приводят к
П з, содержащему критерий подобия
I)1 П з, полученный в преды-
дущем примере, при тех же ограничениях
на класс течений содержит два критерия
подобия (Мж, т), требуя геом подобия
обтекаемых тел (или же введения допол-
нит критерия подобия т) Один из осн
выводов из полученного П з для тон
кнх тел при выполнении условий подобия
коэф давления ср = (р—р„) / (q„V'L/2)
в соответственных точках поля течения
пропорционален т2 [обратно пропорциона
лен величине (М^ — I)], здесь р— давле
ине в рассматриваемой точке
П з нашли широкое применение в прак
тике аэродинамич исследований Они яв
ляются основой методов моделирования на-
турных течений при режимах обтекания,
достижимых в лаб условиях Обработка
результатов эксперимента в переменных
подобия и учёт параметрич зависимости
полученных хар к от критериев подобия поз
воляют сократить число необходимых нс
пытаний
Лит Бир к соф Г, Гидродинамика «ер с
англ, М 1963 Коут Дж Методы возм^
щеиий в лриктадиой математике лер с анп
М, 1972 Седов Л И Методы подобия и раз
мерности в механике 10 изд М 1987 Лой
цянский Л Г Механика жидкости и газа
6 изд М |987	В В Михаилов
ПОДОБИЯ КРИТЕРИИ, подобия пара
метры,— безразмерные независимые ф ции
от определяющих течение параметров (напр ,
скорости, плотности и давления невозмущ
потока, размера тела и т п ) Фиксиро
вание значений указанных ф-ций обеспе
чивает подобие соответствующих этим зна-
чениям движений газа задавая необходи
мые связи между определяющими пара
метрами Подобными наз течения, к-рые
разнятся лишь масштабами одноименных
количеств хар к Путем масштабирования
числ значения хар к подобных течений
должны приводиться к единому виду, что
является необходимым и достаточным ус-
ловием подобия
П к существуют для классов течений,
однозначно зависящих от значений опреде-
ляющих параметров, и могут быть найдены
с помощью того или иного способа масш-
табирования, приводящего хар ки течения
к безразмерному виду Безразмерные оп
ределяющие параметры, полученные при
указанном преобразовании, согласно опре
делению, могут быть выбраны в качестве
П к Число П к не может превышать
максимально возможного числа п—пг не
зависимых безразмерных степенных одно
членов, составленных из п определяющих
параметров (tn — число определяющих
параметров с независимыми размерности
ми) Вид П к достаточно произволен
Напр, любые алгебраич комбинации, сос
тавленные из П к, будут также П к при
условии взаимно однозначного соответствия
числ значений исходных и преобразован
ных П к Т о , число П к при выбранном спо
собе масштабирования неизменно Для те-
чений наиболее общего вида ур-ния, связы-
вающие хар-ки течений, допускают масшта
бирование приводящее лишь к максимально
возможному числу П к , равному п—m В
этих случаях в качестве П к использу
ются, как правило, независимые безразмер
ные степенные одночлены из определяющих
параметров, входящие в коэф безразмер
иых ур-ний движения и краевых условии
Часть II к такого вида, имеющих чет-
кий физ смыст названа именами выда
ющихся учёных Абс значение указанных
И к позволяет суДить о степени влияния
на течение тех иди иных эффектов, напр
вязкости газа (Рейнольдса число), сжимае
мости (Маха число), нестационарности
(Струхала число) и т п Число П к может
быть и меньшим значения п—m для нек рых
частных случаев течений опиёываемых
существенно упрощёнными приближ ур нИя-
ми (см также Подобия законы)
В В Михаилов
ПОДОГРЕВАТЕЛЬ в аэроДинамичес
кой трубе элемент гиперзвук аэроди-
намической трубы для подогрева рабо
чего газа до темп ры, предотвращающей
конденсацию газа в ее рабочей части или
более высокой При использовании возду
ха в качестве рабочего газа с полным
давлением р0 = 5МПа подогрев необходи
мо производить уже при Маха числе М>4,
при М = 10 темп-pa подогрева достигает
значения Го=ЮОО К При тепловом мо
делировании, когда становится существ
влияние реального газа эффектов, нужно
подогреть поток до неск тыс К В гипер
звук аэродинамич трубах непрерывного
действия используются П самого раз
нообразного устройства Для подогрева
газа до —1100 К применяют омические
П , насадка к рых выполняется из элект
ропроводящего жаропрочного материала
(нихрома и др ) Для подогрева газа до
2000—2500 К используются омические
I р а ф и то в ы е П, регенераторы с керамич
насадкой, к рая предварительно разогре
вается продуктами сгорания природною
газа или керосина электрич разряд в
замкнутом объеме и адиабатич сжатие
Для получения потока газа с темп рой,
превышающей 2000 К, обычно применяют
э л е к т р о д у го в ы е П (ЭДП), в к рых
газ нагревается в электрич дуге Сущест-
вует ряд конструктивных схем ЭДП с про-
дольным и поперечным обдувом дуги рабо
чим газом в к-рых стабилизация положе-
ния дуги осуществляется аэродинамич ,
электрич и эл магн силами В качестве
электродов используются теплопроводные
термостойкие материалы (медь, вольфрам,
графит и др ) Потребляемая мощ-
ность П изменяется от неск кВт до де
сятков МВт	А Л Искра
ПОДСАСЫВАЮЩАЯ СИЛА — сила, к рая
возникает на передней Кромке тонкого про
филя при его движении в жидкости (га-
зе) под углом атаки и совпадает по нап
равлению со скоростью его движения В слу
чае безотрывного обтекания идеальной нес
жимаемон жидкостью плоской пластины под
углом атаки скорость течения на передней
кромке обращается в бесконечность, и, со
гласно Бернулли уравнению, здесь возникает
бесконечно большое отрицат давление (раз
режение) приводящее к появлению сосре
доточ силы, к-рая направлена вперёд по
движению и наз П с Эта сила благо
приятно воздействует на аэродинамич хар
ки уравновешивая противоположно направ
ленную проекцию сил гидродинамич давле
ния, приложенных к обтекаемой пов сти
пластины В результате лобовое сопротив-
ление обращается в нуль (Д’Аламбера—
Эйлера парадокс) Если передняя кромка
имеет малый (но отличный от нуля) радиус
кривизны, то суммарное действие пониж
давлений на такую кромку будет эквива
лентно сосредоточенной П с Возникает
П с при обтекании профиля дозвук потоком
юза При переходе к сверхзвук скоростям
картина обтекания принципиально меняет
ся — область сильного разрежения в окрест
ности острой передней Кромки не образуется,
и П с отсутствует Однако в реальной
жидкости (газе) влияние вязкости может
привести к существ перестройке течения
в частности к срыву потока с передней кром
Ки Из-за этого благоприятный эффект
П с проявляется лишь частично или исче
зает совсем	В Н Го губкин
ПОДХВАТ — увеличение угла атаки и нор-
мальной перегрузки (самопроизвольное при
полете с фиксир ручкой управления или
Чрезмерно большое при её перемещении лет
чиком) вследствие значит уменьшения про
дольной устойчивости самолёта В разл
степени проявляется на всех сверхзвук са
молётах при торможении в трансзвук диа
пазоне скоростей полета В отд случаях
когда напр, неблагоприятны аэродинамич
хар-ки ЛА или хар ки его систем управ-
ления П может возникнуть из за местной
неустойчивости по перегрузке на больших уг
лах атаки вследствие инерционного взаимо-
действия (см также Инерционное враще-
ние) при превышении критич значения ско
рости крена Наиболее эффективным путем
устранения П является применение автома
тики в системе управления ЛА Однако при
проектировании автоматич систем управ
1ения необходимо учитывать чго П может
возникать и в результате выхода на огра-
ничение сигналов датчиков обратных связей
по параметрам движения самолёта
ПОДЪЕМНАЯ СИЛА — проекция гл некто
ра аэродинамич сил (см Аэродинамические
силы и моменты), приложенных к обте
каемой пов сти тела, на нормаль к напра
влению его движения Объяснение меха
иизма образования и определение П с (так
же, как и сопротивления аэродинамического)
являются фундам проблемами аэродинами
ки, в разработку к рых внесли вклад многие
выдающиеся ученые мира
Появление П с К при обтекании про
фнля и крыла потоком несжимаемой жидкое
ти объяснил Н Е Жуковский (1906), свя
зав её с образованием вихрей в потоке,
П с К профиля связана с циркуляцией
скорости Г вокруг него соотношением (см
Жуковского теорема)
Y=pVoaV,
где р — плотность жидкости, — скорость
набегающего потока Поскольку возннКнОве
ние вихрей в потоке идеальной жидкости
невозможно, то появление их и, следова
тельно, П с есть результат проявления
неидеальных свойств среды — действия сил
трения Несмотря на это, механизм обра
зования П с моделируется в рамках теории
идеальной жидкости путем введения Цирку
ляции скорости. Значение к рой определяется
на основе Чаплыгина—Жуковского условия
(постулата) о конечности скорости на зад
ней кромке профиля и крыла При вы
полнении этого условия около профиля реа
лизуется такое поле течения, при к-ром на
его верхней стороне имеет место разреже
ние, а на нижней — повышение давления,
426 ПОДОБИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
этот перепад давлений определяет П. с.
профиля.
В сжимаемом дозвук. потоке существует
такой же механизм образования П. с,
к-рый также моделируется в рамках тео-
рии идеального газа. Для тонких профилей
обычно используется линеаризиров. теория,
согласно к-рой для заданного профиля зна-
чения П. с. для сжимаемой (Усж) и несжи
маемой (Гк) жидкостей с одинаковыми па-
раметрами на бесконечности связаны между
собой соотношением (см. Прандтля — Гла-
уэрта теория).
где Мте< I —Маха число полёта.
Такой механизм образования П. с. обусло-
вил типичную конфигурацию дозвук, самолё-
та, в к-рой чётко разделены ф-ции между
крылом и фюзеляжем, крыло — для получе-
ния 11. с., фюзеляж —для размещения эки-
пажа, оборудования и полезной нагрузки.
При сверх- и гиперзвук, скоростях полё-
та (Мж>1) механизм создания П. с. иной.
При этих скоростях на наветр. стороне про
филя образуется область повыш. давления
(Рив>Р«.) из-за сильного торможения пото-
ка в скачках уплотнения, а на подветр,—
область разрежения (p«,>P11BSO; рвв, рпв,
—соответственно давления на наветр.
и подветр. сторонах и в набегающем пото-
ке) С увеличением числа Маха вклад под-
ветр. стороны в создание П. с. быстро
уменьшается. Этот механизм образования
П с. также моделируется в рамках теории
идеальною газа. Кроме того, он в общих
чертах соответствует теории «ударного» воз-
никновения давления при обтекании тела,
к-рую предложил И. Ньютон (см. Ньютона
теория обтекания), что и обусловило широ-
кое применение ф-лы Ньютона, связывающей
давление с местным углом наклона пов-сти
к направлению набегающего потока, для
оценки аэродинамич хар-к гиперзвук. ЛА.
Др. механизм образования П. с. при
сверхзвук скоростях полёта привёл к изме-
нению конфи! урации сверх- и гиперзвук.
ЛА, у к-рых уже нет строгого разделения
ф-ций между крылом и фюзеляжем, и, по
существу, вся его наветр. сторона прини-
мает участие в создании Г1. с. В связи с
этим рассматривается даже спец, класс
ЛА — волнолёты, П. с. к-рых создаётся за
счёт сжатого слоя за ударной волной.
Всплывную силу также часто наз. П. с.
В А Башкин
ПОДЪЕМНИК ШАССИ — механизм убира-
ния и выпуска шасси ЛА. При появлении
первых конструкций убираемого шасси ис-
пользовался П. ш. с ручным приводом
(напр., на самолёте-амфибии Грумман JF-1).
Затем ручной привод применялся лишь в
аварийной системе выпуска шасси. Электро-
привод П. ш имеет недостаточную надёж-
ность, поэтому большинство совр. ЛА обо-
рудованы гидроприводом как в основной,
так и в аварийной системах убирания и
выпуска шасси. Осн. требованием, предъяв-
ляемым к П п1 , кроме надёжности работы
и миним массы, является быстродействие,
т. к. быстрота убирания шасси влияет на
повышение скороподъёмности ЛА.
ПОДЪЕМНО-МАРШЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(ПМД)—авиац. ГТД, отличающийся воз-
можностью использования вертик. состав-
ляющей его тяги для обеспечения вер-
тик. взлёта и посадки (а также «висения»)
или сокращения потребной длины ВПП.
ПМД предназначены для установки на СВВП
или СК.ВП и в зависимости от схемы
силовой установки самолёта могут обеспе-
чивать весь полёт (включая взлёт и посад-
ку) как самостоятельно, так и в комбина-
ции с подъёмными двигателями, работаю-
щими только на режимах взлёта и посад-
ки. Помимо создания вертик. составляющей
тяги (при взлёте, посадке и малых скорос-
тях полёта) ПМД участвует в обеспечении
стабилизации положения самолёта в воздухе
и управления им в тех случаях, когда
обычные аэродинамич. рули неэффективны.
Изменение направления тяги ПМД дости-
гается поворотом одного, двух или четы-
рёх реактивных сопел. Эксплуатация СВВП
при вертик. взлёте и посадке связана с
неравномерным попаданием на вход в ПМД
горячих газов, отражённых от пов-сти аэрод-
рома или палубы корабля, что вызывает
необходимость обеспечения повыш. запасов
газодинамич. устойчивости двигателя и вер-
тик. составляющей тяги. В 80-х п. ПМД
использовались на зарубежных и сов. СВВП
[напр., «Пегас» фирмы «Роллс-Ройс» на са-
молёте «Харриер». Р27В-300 (см. ст- ДМ)
на Як-38]. К ПМД следует отнести и дви-
гатели. не имеющие поворотных сопел, но
устанавливаемые в поворотные мою гондолы
ЛА (напр., на преобразуемом аппарате
XV-15 фирмы «Белл»).
Лит. Пономарев Б А, Двухконтурные тур-
бореактивные двигатели, М.. [973, Нечаев Ю В.,
Федоров Р М, Теория авиационных газотур-
бинных двигателей, т 2,М , [978; Павленко В. Ф.,
Силовые установки с поворотом вектора тяги в
полете, М . 1987	О. Н Фаворский.
ПОДЪЕМНЫЙ ГАЗ—более лёгкий по
сравнению с атм. воздухом газ, к-рым на-
полняют оболочку воздухоплават. ЛА (аэро-
статов, дирижаблей) для создания аэроста
тич. подъёмной силы (см. Аэростатика,
Всплывная сила). Характеризуется удельной
подъёмной силой f=g (qb—уг), где qb,
рг— плотности воздуха и П. г., g — ускоре-
ние свободного падения. Значения ег и f
для нашедших применение П. г. приведены
в табл, для стандартных атм. условий на
уровне моря (темп-ра 288 16 К. давление
101 325 Па, (>в= 1,225 кг^мд. Там же ука-
заны относит, значения f в долях от уд
подъёмной силы водорода — наиболее лёгко-
го П. г.
Табл.—Пара метры подъёмных газов
Подъемный газ	[,г> кг/м’	/, Н/м’	t
Воздух. нагретый до 100 °C	0,946	2.74	0,245
Воздух. нагретый до 150 °C . .	0.834	3,83	0.343
Водород	0.0852	11,18	1
Светильный газ	0,427 -	7,83 —	0,7-
	0,635	5,79	0,518
Гелий	0,169	10,36	0.927
Из указанных П. г. наиболее предпоч-
тительным является гелий, к-рый имеет вы-
сокие несущие свойства и более надёжен в
эксплуатации по сравнению с пожаро- и
взрывоопасным водородом. Однако широкое
применение гелия сдерживалось его высо-
кой стоимостью.
ПОДЪЕМНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — авиац. дви-
гатель. создающий вертик. тягу для обес-
печения подъёма СВВП без разбега и по-
садки без пробега Такие двигатели могут
быть использованы также на СК.ВП. В этом
случае создаётся только часть силы в до-
полнение к аэродинамич. подъёмной силе
для отрыва самолёта на меньшей скорос-
ти, а следовательно, и при меньшей дли
не разбега; на посадке из-за наличия вер-
тик. тяги самолёт может иметь меньшую по-
садочную скорость, а следовательно, и мень-
шую длину пробега. П. д. является частью
составной силовой установки СВВП, к-рая
состоит из маршевых двигателей или подъ
ёмно-маршевых двигателей и П. д, В ка-
честве П. д. наиболее распространены ТРД.
в т. ч- двухконтурные с передним или
Ствкло- М|Дуралю-в|Т(1таи
“^•пластик ^™мин
Сталь ^Нимоник
Подъёмный турбореактивный двигатель: 1 — ше-
стиступенчатый осевой компрессор; 2 — кольцевая
камера сгорания; 3 — одноступенчатая газовая тур-
бина, 4 — выходное устройство; 5 — патрубок под
вода сжатого воздуха на лопатки турбины для
пуска двигателя; 6 — форсунка для подачи топлива
в камеру сгорания.
задним расположением компрессора (венти-
лятора) второго контура. П. д., как прави-
ло, устанавливаются вертикально в фюзе-
ляже самолёта и работают только на взлёте
и посадке. В обычном полёте они выклю-
чаются и являются «мёртвым» грузом, поэ-
тому при заданной тяге должны иметь
миним. массу, размеры и объём. Требова-
ния к экономичности П. д. из-за кратковре-
менности их работы не столь высоки. Вы-
бираются малые значения степени повыше-
ния давления воздуха в компрессоре (4—8),
поэтому и небольшое число ступеней компрес-
сора (4—8). Для П. д. характерны малая
длина камеры сгорания, одноступенчатая
Газовая турбина, короткое выходное сопло,
2—3 подшипниковые опоры ротора турбо-
компрессора. Пуск П. д, как правило,
осуществляется подачей сжатого воздуха иа
лопатки его турбины. Масляная система от-
крытого типа (масло, пройдя подшипники,
выбрасывается в атмосферу). Для умень-
шения массы II. д. в нём широко исполь-
зуются компо.чиц материалы, титан, дур-
алюмин и др. лёгкие материалы (см. рис.).
В результате масса П д. в 2,5—3 раза
меньше массы обычных ТРД при одинако-
вой тяге.
Из выполненных образцов П. д. известны
ТРД фирмы «Роллс-Ройс» (Великобритания)
RB.108 с тягой 11,3 кН, RB.162 и его мо-
дификации с тягой 20—27 кН. П. д. RB.108
применялся на эксперим. СВВП Шорт SC.1
(Великобритания) и Дассо «Бальзак* (Фран-
ция). П. д. RB.I62 устанавливался на экспе-
рим. самолёте Дассо «Мираж» III-V (Фран-
ция) Одна из модификаций RB.162-81
с охлаждаемыми рабочими лопатками турби-
ны предназначалась для истребителя-бом-
бардировщика VAK-I91B (ФРГ).
427
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт с

Лит. Павленко В. Ф., Самолеты вертикаль-
ного взлета и посадки, М, 1966, его же, Силовые
установки летательных аппаратов вертикальною
взлета и посадки, М , 1972	В Ф. Павленко.
ПОИСК и СПАСАНИЕ ВОЗДУШНЫХ
СУДОВ — система мероприятий, направлен-
ных на обнаружение возд судов, терпящих
или потерпевших бедствие, оказание помощи
пассажирам и экипажам таких возд судов,
обеспечение их выживания и эвакуации
П, и с. в. с. осуществляются органами
поисково-спасат службы (ПСС). к-рая соз-
даётся гос-вом для поисково-спаеат обес-
печения (ПСО) полётов в пределах своей
территории. В открытом море, в границах
р-нов, определяемых на основе региональ-
ных аэронавигаи соглашений, одобренных
Советом Междунар. орг-ции гражд. авиации
(ИКАО), ПСО обеспечивается прибрежными
гос-вами, добровольно принявшими на себя
соответствующие обязательства
Для осуществления ПСО определяются
р-ны П и с. в. с. В кяждом р-не создают-
ся органы ПСС: координац центр поиска
и спасания (КЦ), При необходимости
вспомогат, центры, посты аварийного опове-
щения и спасат команды. Для гос-в —
чл. ИКАО миним. кол-во сил и средств,
необходимых для ПСО в пределах каждого
р-на, согласовывается на аэронавигац. сове-
щаниях и указывается в региональных аэро-
навигац. планах. К поисково-спасат. опера-
циям могут привлекаться возд. и надвод-
ные суда, местные органы и средства, к-рые
не являются частью ПСС
КЦ поддерживает пост, связь с органами
обслуживания возд. движения, на к-рые
возложено аварийное оповещение о возд.
судах, нуждающихся в поиске и спасании
(см. Обслуживание воздушного движения}.
Получив сообщение о возд. судне, терпя-
щем или потерпевшем бедствие, КЦ вводит
в действие органы ПСС и спасат. коман-
ды. Он несёт ответственность за коорди-
нацию поисково-спасат. операций. Свою дея-
тельность он координирует также с КЦ
др. р-нов поиска и спасания.
В Российской Федерации поиск и спаса-
ние осуществляются общепринятым поряд-
ком в соответствии с международными
стандартами и рекомендуемой ИКАО прак-
тикой. Для орг-ции и проведения П. и
с. в, с. территория страны разделена
на зоны ПСО полётов, границы к-рых соот-
ветствуют зонам и р-иам управления воз-
душным движением, и р-ны IIСО полётов вой-
сковых частей, пр-тий (аэропортов) и
орг-ций Состав сил и средств, перечень тех-
ники и снаряжения, права и обязанности
должностных лиц ПСС определяются спец,
актом, утверждённым полномочными орга-
нами воен, и гражд. авиации. В целях ПСО
Организуется круглосуточное дежурство
Руководство поисково-спасат работами в
зоне возлагается на территориальные орга-
ны управления воен, и гражд. авиацией,
а в р-не — на руководителей войсковых
частей, пр-тий (аэропортов) и орг-ций.
Проведение аварийно-спасат. работ в р-не
аэродрома осуществляется силами и средст-
вами пр-тий и орг-ций, в ведении к-рых
находится соответствующий аэродром При
необходимости к проведению' поисково-
спасат- работ могут привлекаться возд.,
наземные, радиотехн, и др. средства пр-тий
и орг-ций, в р-не деятельности к-рых по-
терпело бедствие возд. судно. Работы по
поиску и спасанию возд судов, их пасс, и
экипажей проводятся безвозмездно. Помощь
иностр, возд. судам, пасс, и экипажам ока-
зывается иа равных основаниях с российс-
кими.
В тех случаях, когда усилия по поиску
возд. судна, потерпевшего бедствие, не дали
результатов и было установлено, что Даль-
428 ПОИСК
нейщий поиск не приведёт к обнаружению
его, лица, уполномоченные на то законом,
принимают решение о прекращении поиска.
Возд судно, поиск к-рого официально
прекращён, если не установлено место-
нахождение судна или его обломков, считает-
ся пропавшим без вести.
В 80-х гг. разработана междунар. спут-
никовая система «Коспас-Сарсат» для опре-
деления в аварийных ситуациях координат
«радиобуев», установленных на судах и са-
молётах «Коспас»— часть системы, разра-
ботанная СССР, «Сарсат»— часть системы,
разработанная США, Канадой, Францией.
Система включает ИСЗ на околополяр-
ных круговых орбитах, аварийные радиобуи
на судах и самолётах, пункты приёма ин-
формации- В зоне видимости спутника опре-
деляются координаты не менее 20 радиобуев,
работающих одновременно. А И. Котов
ПОИСКОВО-СПАСАТЕЛЬНЫЙ ЛЕТА-
ТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ — предназначается
для ведения поиска и эвакуации экипажей и
пассажиров самолётов, вертолетов, морских
судов и г. п.. терпящих бедствие, а также
экипажей спускаемых космич кораблей.
П.-с. л а. (самолёт, вертолёт) оснащён ра-
диопелеигац и др. поисковой радиотехн. ап-
паратурой Его экипаж обучен приёмам поис-
ка пострадавших и оказания им первой мед
помощи. На борту П.-с. л. а. находятся врач,
спасатели-парашютисты, а также аварийио-
спасат. имущество и снаряжение. С помо-
щью вертолёта Эвакуация терпящих бедствие
и пострадавших осуществляется путём его за-
висания над местом бедствия. Для подъёма
людей используются верёвочные лестницы,
лебёдки с тросами, С самолётов на место
бедствия сбрасываются спасатели-парашю-
тисты. надувные плоты, продовольствие
ПОКИДАНИЕ АВАРИЙНОЕ — процесс ос-
тавления экипажем ЛА в полёте, на земле
и на воде в случае аварийной ситуации.
На пасс, и трансп. ЛА осуществляется
также эвакуация пассажиров после аварий-
ной посадки ЛА иа сушу или на воду.
Способы П. а определяются типом ЛА На
воен, самолётах применяются катапультные
кресла (см также Катапультирование}. При
этом обеспечивается спасение экипажа как в
условиях нулевой высоты, так и практически
во всём диапазоне лётных режимов само-
лёта. На нек-рых многоместных самолетах
с целью экономии времени на П а осу-
ществляется последоват. принудит покида-
ние ЛА всеми членами экипажа с мини-
мально допустимой задержкой во времени
между катапультированием отд. членов эки-
пажа. Более эффективны схемы с приме-
нением одноврем. попарного катапультиро-
вания в сочетании с боковым разведением
траекторией кресел Для исключения их соу-
дарения в возд. потоке.
П а экипажем расе, и трансп. само-
лётов и вертолётов в период лётных испы-
таний, как правило, осуществляется с по-
мощью парашюта. Для облегчения П. а.
на ЛА обеспечиваются условия, повышаю-
щие безопасность подхода к аварийным
выходам и совершения прыжка. П а или эва-
куация экипажей и пассажиров J1A на зем-
ле и на воде производятся с использова-
нием спец, аварийных выходов и средств
эвакуации (трапы одно- и двухдорожечиые,
спасат. канаты, жилеты спасательные).
Состав средств аварийного покидания и
жизнеобеспечения, число и размеры аварий-
ных выходов, аварийное освещение во время
эвакуации и т. п. для пасс. ЛА каждо-
го типа регламентируются Нормами лёт-
ной годности.	Ю А. Винокур.
ПОКРЫТИЯ МЕТАЛЛОВ в авиастрое-
нии. В изделиях авиац. техники практи-
чески на все металлич. детали и узлы на-
носятся те или иные покрытия в целях
защиты их от коррозии, действия высо-
ких темп-p и придания требуемого декора-
тивного вида Наибольшее применение полу-
чили лакокрасочные покрытия (ЛКП). Учи-
тывая жёсткие условия эксплуатации, для
обеспечения макс, адгезии лакокрасочных
слоёв широко используются в качестве пред-
варительного подслоя анодно-оксидные и
хим- конверсионные покрытия-
Алюм. сплавы обычно подвергаются анод-
ному оксидированию (анодированию) в раст-
воре серной или хромовой к-ты. В качестве
подслоя под ЛКП анодирование применяет-
ся и для деталей из магниевых спла-
вов; его проводят обычно в растворе биф-
торида аммония или смеси на его основе
В отд случаях анодирование металлов ис-
пользуется как самостоят. покрытие, напр.
твёрдое анодирование деталей из алюм. и
титановых сплавов. Замена анодно-оксидных
покрытий хим. конверсионными покрытиями
исключает снижение выносливости- Практи-
чески применяются 2 процесса: хроматиро-
вание в смеси хромового ангидрида и фтор
силиката натрия и хроматное фосфатиро-
вание в смеси ортофосфорной к-ты, хро-
мового ангидрида и фтористоводородной
к-ты. Для магниевых сплавов хим. кон-
версионные покрытия являются осн видом
подготовки пов-сти под ЛКП Обычно приме-
няют хроматирование (напр., в смеси дву
хромовокислого калня, азотной к-ты и хло-
ристого аммония), к-рое заменяется анодиро-
ванием или фторидным фосфатированием
при нанесении органнч. покрытий, работаю-
щих при повыш темп-рах,
Хим. конверсионные покрытия достаточ-
но широко используются и при подго-
товке пов-сти разл. сталей под ЛКП. В
этом случае применяется фосфатирование в
растворах, содержащих монофосфат цинка и
азотнокислый цинк. Подготовка пов-сти ста-
лей под ЛКП проводится и путём галь-
ванич. кадмирования с последующим пасси-
вированием или фосфатированием, а также
металлизацией пинком или сплавом алю-
миний — цинк На углеродистые и низколе-
гир. стали ЛКП могут также наноситься
после механич зачистки электрокорундом,
дробью или металлич. щётками. Коррозион-
ностойкие стали покрываются ЛКП после
обработки пов-сти электрокорундом, гидро-
пескоструйной обработкой или травлением
и обязательной пассивации (напр., в 30%-
иом растворе азотной к-ты или смеси её с
бихроматом)
Правильный выбор системы подготовки
пов-сти — гл. фактор в обеспечении адгезии
ЛКП. Важными факторами являются также
регламентация перерывов между подготов-
кой и окраской и соблюдение технол. режимов
нанесения грунтовочных, промежуточных и
окончат, слоёв. Выбор той или иной ла-
кокрасочной системы (см Лакокрасочные
материалы) для защиты разл. деталей уз-
лов и агрегатов ЛА, а также Для окон
чат- окраски всей его пов-сти определяется
прежде всего характером контактирующих
сред и темп-рой эксплуатации В общем
случае при воздействии атмосферы разл.
агрессивности при темп-ре эксплуатации до
Ю0°С используются перхлорвиниловые эма-
ли, нанесённые по акриловым или феноль-
но-масляным грунтам, до 200°С — эпоксид-
ные эмали по акриловым или эпоксидным
грунтам, до 300°С — глифталевые эмали по
глифталевым грунтам, до 400°С--кремний-
органнч. эмали. Лакокрасочные системы вы
бирают исходя из того, что ЛА эксплуа-
тируются в самых разнообразных клкматнч.
условиях. При отсутствии непосредств. кон-
тактов с водой внутр, набор планёра ЛА,
выполненный нз алюм сплавов, во мн, мес-
тах защищается только грунтами. Исполь-
зование одних грунтов, однако, исключается
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
там, где возможны разл рода загрязнения,
а также в труднодоступных местах если
сплавы, из к-рых изготовлены конструкции,
чувствительны к расслаивающей коррозии
Особое внимание уделяется защите закле-
почных и сварных соединений
Для отделки внутр салонов пасс само
лётов наряду с ЛКП нашли применение
пластиковые покрытия Отделка производит-
ся т н алюмопластом, т е листами из
алюм сплавов, на к-рые заранее приклеена
перхлорвиииловая плёнка
Гальванич покрытия получили в авиа
строении большое распространение для за-
щиты и придания спец свойств пов-стям
стальных деталей Кадмирование и цинко
ванне применяются для защиты деталей, ра-
ботающих при ср темп-pax (до 300°С) Эти
виды покрытий являются эффективным сред
ством предотвращения контактной коррозии
при соединении деталей из разнородных ме-
таллов Покрытия наносятся в цианистых,
сернокислых или хлористоаммонийных элек
тролитах Меднение чаще используется в ка
честве подслоя для нанесения др гальва-
иич покрытий — таких, как оловянистые и
никелевые, проводится в цианистом, пиро
фосфатном или сериокпслом электролитах
Никелирование применяется для защитно
декоративной отделки и в качестве подслоя
при выполнении иек-рых более сложных
и термостойких (до 500°С) систем (никель —
медь — никель, никель — кадмий) и прово-
дится в кислых растворах, содержащих
сернокислый никель и хлористые или фторис
тые соли Для повышения износостойкости
и стойкости к окислению при цовыш
темп-pax применяется хроматирование, осу
ществляемое в кислых растворах на основе
хромового ангидрида Оловянирование (лу
жение) используется для защиты токо-
ведуших и подлежащих пайке деталей Во
всех гальванич процессах важной опера
цией, особенно при обработке высокопроч
ных сталей, является обезводороживание,
к-рое осуществляется путём нагрева в спе-
циально регламентированных (в зависимое
тн от вида наносимого покрытия) условиях
Эта операция позволяет исключить водород
ное охрупчивание в эксплуатации
Наряду с гальванич и металлизацион-
нымн покрытиями в авиастроении получи-
ли распространение и др виды металлич
покрытий Прокат из алюм конструкцией
ных сплавов защищается путем плакнрова
ния технически чистым алюминием или алю
минием с цинком Плакирующий слой имеет
более отрицат потенциал и за счет электро
хим защиты существенно тормозит разви
тне таких опасных видов коррозии, как кор-
розионное растрескивание и расслаивающая
коррозия Для повышения жаростойкости
жаропрочных материалов, используемых в
авиац двигателях при темп-pax выше
1000°C, применяются такие методы форми
роваиия покрытий, как электронно лучевое
напыление, термодиффузионная обработка
и нек рые другие
См также Абляция
Лит Чеботаревский В В Кендра
шов Э К Технология лакокрасочных покрытии
в машиностроении М. 1978, Коррозии Спрнвоч
ннк пер с а игл М . 1981	ВС Синявскии
ПОКРЫШЕВ Петр Афанасьевич (1914 —
67)— сов лётчик, ген -майор авиации (1955),
дважды Герой Сов Союза (дважды 1943)
В Сов Армии с 1934 Окончил Одес
скую воен школу пилотов (1935), Высш
воен академию (1954, позже Воен акаде-
мия Генштаба Вооруж Сил СССР) Участ
ник сов финл и Вел Отечеств войн В хо
де войны был иом эскадрильи, ком истре-
бит авиаполка Совершил ок 300 боевых вы-
летов, сбил лично 22 и в составе группы
7 самолётов противника После войны до
[961 в войсках ПВО Деп ВС СССР н
1950—54 Награждён орденом Ленина, 3 ор
денамн Красного Знамени орденами Алек
сандра Невского, Отечеств войны 1 й стен
2 орденами Красной Звезды, медалями Брон-
зовый бюст в г Голая Пристань Херсон
ской обл
Лит Попова Л VI Дважды Герои Советского
Союза П А Покрышев VI 1953 Ба узин Е II
Сын неба Л 1968
ПОКРЫШКИН	Александр Иванович
(1913—85) — сов военачальник маршал
авиации (1972), канд воен наук (1969),
трижды Герой Сов Союза (дважды 1943.
1944) В Сов Армин с 1932 Окончит Перм-
скую воен авиац школу авиатехников
(1933), Качинскую воен авиац школу лет-
чиков им А Ф Мясникова (1939) Воен
академию им М В Фрунзе (1948), Высш
воен академию (1957, позже Воен академия
Генштаба Вооруж Сил СССР) Участник
Вел Отечеств войны В ходе войны ком
эскадрильи, ком истребит авиаполка, ком
истребит авиадивизии Совершил св 600
боевых вылетоа, сбил лично 59 самолётов
противника После войны в войсках ПВО
Зам главнокоманД войсками ПВО (1968 —
71), пред ЦК ДОСААФ СССР (1972—81)
Деп ВС СССР в 1946 84 Чл Президиума
ВС СССР в 1979—84 Награждён 6 орде
нами Ленина, орденом Октябрьской Рево
люции, 4 орденами Красного Знамени, 2 ор
денами Суворова 2 и степ , орденом Оте
честв войны 1-й степ, 2 орденами Красной
Звезды, орденом «За службу Родине в Во
оружейных Силах СССР» 3 й степ , медаля-
ми, а также иностр орденами Бронзовый
бюст в Новосибирске
С оч Крылья истребителя М 1948 Небо вой
ны, 7 изд , Новосибирск, 1988
Лит Денисов Ц Н Карпович Ч Д
Трижды Герой Советского Союза А И [Ъкрыш
кин М 1948 Хорунжии А М Орлиные
крылья М 1966 Водопьянов М В Три Зо
лотые Звезды в его кн Hi6o начинается с
земли, М 197b Покрышки ня М К Жизнь
отданная небу VI 1989
ПОЛБИН Иван Семенович (1905—45) —
сов лётчик, дважды Герой Сов Союза
(1942, 1945, посмертно), ген-майор авиа
ции (1943) В Кр Армии с 1927 Окон
чил Оренбуртскую воен школу летчиков
(1931) Участник боев в р не р Хадхнп
Гол, Вел Отечеств войны В ходе вой
ны был ком бомбардировочных авиаполка,
авиадивизии, авиакорнуса < овершил 157
боевых вылетов Потиб при выполнении
боевого задания Награжден 2 орденами
Ленина 2 орденами Красного Знамени,
орденами Суворова 2 й стен, Богдана
Хмельницкого 1 й сип, Отечеств войны
1 й степ , Красной Звезды, медалями
Имя П присвоено Оренбургскому высшему
воен -авиац уч щу летчиков Бронзовый
бюст в с Полбиио (рацее Ртиптево Камен
ка) Ульяновской обл
Лит Дырин L Ф На боевом курсе
Ульяновск 1952 Дынин И М Генерят ||<>1
бин Саратов 1981
ПОЛЕ ТЕЧЕНИЯ пространство, а к ром
происходит движение сплошной, среды В
аэро- и гидродинамике П т используется
при эйлеровом подходе к исследованию те
чений жидкости и газа согласно к рому
изучается изменение в каждой точке прост
ранства газодинамич переменных (скорости,
давления и т п ), т е изучаются поля газо
дииамич переменных Если П т явно зави-
сит от времени, то оно наз неу становив-
шимся или нестационарным, в ином
случае — установившимся или ста
циоиарным
ПОЛЕТ в авиации и воздухопла
ванин—движение ЛА в атмосфере под
воздействием аэродинамич (аэростатич ) и
гравнтац сил и тяги силовой установки
П А Покрышев
4 И Покрышкин
И (. Попбнн
Н Н Поликарпов
или под воздействием только аэродинамич
(аэростатич ) и гравнтац сил (при без
моторном полете) В практич деятельности
П часто рассматривается как совокупность
последоват этапов, необходимых для вы
пплнеиия целевого задания, в этом смысле
в понятие П включаются также разбег ЛА
при взлете и npo6ei после посадки Кллссифи
кацця П проводится по след осн призиа
кам область выполнения, р н выполнения,
назначение число ЛА, время суток, условия
выполнения, высота П , режим II , тип траек-
тории П , вид управления, наличие и тип
силовой установки, состояние ЛА Опреде-
ления нек рых видов II приведены ниже
Аварийный - П, при выполнении
к рою произошло авиационное происшествие
Автоматический — П, в ходе к рого
управление ЛА осуществляется САУ без вме
шательства экипажа Может аыполняться
как с экипажем на борту ЛА, так и без
него
Автономный П, в ходе к-рого все
задачи П решаются экипажем и (или) бор-
товыми системами ЛА без помощи назем
ных или возд пунктов управления
Атмосферный — П в пределах агмос
феры Земли или атмосфер планет
Аэродромный — П в пределах аз род
ромного узла Может выполняться с посад
кои как на аэродроме вылета, так и на др
аэродроме, входящем в данный аэродромный
узел
Баллизтнческий— П под действием
гравнтац сил и енл сопротивления атмос
феры Земли или атмосфер др планет,
движение ЛА происходит по баллистической
траектории
Боевой — П с целью выполнения боево
го задания, напр противодействие и унич-
тожение авиации противника, подавление и
уничтожение его наземных и надводных
(подводных) сил, разрушение пром объек-
тов и трансп коммуникаций, разведка,
трансп операции и связь иа театре воен
действий
Боком—1) прямолинейный II самолё-
та при крене 90°, является фигурой выс
шего пилотажа 2) П вертолета с посту
пат скоростью в направлении поперечной
оси его связанной системы координат
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими p/lQfl? J
429
Б ре ю щ и й (разг.), и а предельно ма-
лой высоте,— низковысотный П. на ис-
тинной высоте полёта менее 100 м- Ис-
пользуется для скрытого подхода к цели,
преодоления зоны ПВО и ухода из-под ата-
ки истребителей противника.
Визуальный — П,, выполняемый в усло-
виях видимости закабинного пространства
(см. Обзор из кабины экипажа). Прост-
ранств. положение ЛА и его местоположе-
ние при этом определяются по естеств. го-
ризонту и наземным ориентирам
Внеаэродромный— П. с выходом за
границы аэродромного узла, но с посадкой
на аэродроме вылета или др. аэродроме,
входящем в данный аэродромный узел; мо-
жет быть зональным, межзональным н
районным.
Вывозной — П. с целью обучения лёт-
чика или экипажа в целом пилотирова-
нию нового для них типа ЛА.
Высотный — П. на стандартной баро-
метрической высоте более 4000 м.
Гиперзвуковой — П. с гиперзвуко-
вой скоростью.
Групповой — совместный П. неск. ЛА
в составе оргаиизов. формирования (груп-
пы) под рук. одного командира. Группа мо-
жет иметь жёсткую конфигурацию — строй
ЛА или гибкую, меняющуюся в зависимос-
ти от обстановки,— боевые порядки,
Дневной—П в период времени суток
между восходом и заходом Солнца.
Д о во до ч и ы й — испытательный II., вы-
полняемый для оценки проведённых на ЛА
доработок.
Дозвуковой — П- со скоростью, мень-
шей скорости звука.
Дрейфующий — П. дрейфующего аэ-
ростата.
Заводской — испытательный П- по про-
грамме сдаточных испытаний, проводимый
непосредственно после изготовления нли
ремонта ЛА, как правило, экипажем и на
аэродроме завода-изготовителя или ремонт-
ного з-да.
Зональный — внеаэродромный П, в
возд. пространстве зоны управления возд.
движением.
Инспекторский — П. с целью инспек-
торской проверки готовности экипажа или
авиац. подразделения (части, соединения) к
выполнению возложенных на них задач,
Проводится лётчиками- или специалистами-
инспекторами из состава авиац. инспекций
нли др. орг-ций,
Испытательный—П. по программе
лётных испытаний. Испытат. П. проводятся
на опытных и эксперим. ЛА (в т. ч. на ле-
тающих лабораториях и на свободислетаю-
щих моделях), а прн эксплуатац., сдаточ-
ных и контрольных испытаниях — и на се-
рийных ЛА.
И сследо вател ьск н й — П. по прог-
рамме лётных исследований.
Квалификационный — П. с целью оп-
ределения (оценки) качества ЛА или уровня
подготовки экипажа.
Контрольный—I) П. с целью конт-
роля готовности техники и (или) экипажа
ЛА к предстоящему выполнению задания.
2) П. с целью проверки состояния ЛА и
(или) функционирования его систем после
ремонта, доработки, дооборудования, рас-
консервации и др. работ. 3) П. с целью
подтверждения установленных хар-к (напр.,
контрольный П. на дальность). 4) П. по
программе контрольных испытаний се-
рийных ЛА-
Крейсерский — П. на крейсерском
режиме полёта.
Машущий — П„ при котором подъём-
ная сила создаётся машущими движени-
ями несущих поверхностей ЛА (см. Махо-
лёт).
Межзональный — внеаэродромный П.
в возд, пространстве двух и более зон
управления возд. движением.
Местный — внутр, П. по местным воз-
душным линиям.
На висении — П. с нулевой поступат.
скоростью по всем осям связанной систе-
мы координат объекта, относительно к-рого
выполняется висение.
На малой высоте —П- на истинной
высоте менее 1000 м,
На предельных режимах — П. при
крайних значениях параметров движения
ЛА, соответствующих его лётным ограни-
чениям в данной конфигурации (напр.,
ограничениям по скорости и высоте П., пе-
регрузкам, скорости и крену, углам ата-
ки и скольжения, вертикальной скорости
снижения, посадочной скорости, боковой или
попутной составляющим ветра и др.).
На сваливание — нспытат. П. с выхо-
дом иа большие углы атаки до сваливания
ЛА.
Ннзковысотный — П, на истинной вы-
соте менее 200 м.
Ночной — 11. в период времени суток
между заходом и восходом Солнца.
Парящий — П. с нулевой тягой, при
выполнении к-рого сохранение или набор
высоты происходит благодаря восходящим
потокам воздуха. Методика парящего П. ши-
роко используется планеристами для полу-
чения макс, значений продолжительности
и дальности П, (см. Парение планёра).
Перевёрнутый — П. при угле крена
180° (вверх колёсами). Может выполнять-
ся в испытательных или спортивных целях,
а также в возд. бою.
Пикирующий — П. с большими углами
снижения и большими отрицат. углами тан-
гажа. Является фигурой пилотажа (см- Пи-
кирование) .
Планирующий — П. с углами сниже-
ния меиее 20° и небольшими углами тан-
гажа (см. Планирование).
По кругу — П. над аэродромом по
уста но вл. для данного аэродрома схеме
(маршруту). Для организации П. над аэро-
дромом устанавливаются: малый круг для
визуального захода на посадку и большой
круг (большая ИЛ1) малая «коробочка») для
выхода в зоны пилотажа, на маршрут,
полигон и для возвращения на аэродром.
Высота П. по кругу устанавливается в за-
висимости от вида ЛА (самолёт илн вер-
толёт) или типа самолёта и наличия пре-
пятствий вблизи аэродрома. Она одновре-
менно является высотой перехода и ука-
зывается в Инструкции по произ-ву по-
лётов в районе аэродрома. Если над аэрод-
ромом установлено неск. высот П. по кругу,
высота перехода определяется по наиболь-
шей из них.	,
«По п о то л к а м>—крейсерский П. при
оптимальных, сохраняемых пост, значениях
числа М (см. Маха ч,исло) и угла атаки,
соответствующих минимальным километро-
вым расходам топлива, с переменной (воз-
растающей) по мере выгорания топлива
высотой П.
Приборный (инструментальный)—П.,
в ходе к-рого пространств, положение и
местонахождение ЛА полностью нли час-
тично определяется по пилотажно-навигац.
бортовым приборам. К приборным относятся
П.: в сложных метеорол. условиях, с за-
шторенным фонарём кабины экипажа, ноч-
ной.
Рейсовый — П-, регламентированный по
времени и по маршруту (трассе) распи-
санием регулярных П.
Сверхзвуковой — П. со сверхзвуко-
вой скоростью.
Свободный — 1) П. ЛА нли к.-л. объек-
та после отделения от носителя. 2) П.,
происходящий без вмешательства лётчика
или оператора в управление ЛА. 3) П. сво-
бодного аэростата.
С дозаправкой — П„ в ходе к-рого
производится дозаправка ЛА в воздухе
топливом от ЛА-заправщика.
Сертификационный — П. с целью оп-
ределения лётной годности возд. судна (сер-
тификации гражд. ЛА) или его систем.
Слепой (разг)—П. при отсутствии ви-
димости закабинного пространства (см, Сб-
зор из кабины экипажа).
Суборбнтальный — П. на траектории,
включающей активный участок (с работаю-
щими двигателями) с достижением задан-
ной конечной скорости, к-рая меньше 1-й
космической, и участки полёта по баллис-
тнч. траектории, торможения в плотных сло-
ях атмосферы н спуска.
Тарнровочный — П., имеющий целью
определение поправок к показаниям борто-
вых приборов.
Трансзвуковой — П. с трансзвуко-
вой скоростью (см, Околозвуковая ско-
рость) .
Т рансмерндионал ьиый — П., в ходе
к-рого пересекаются два или неск земных
часовых поясов.
Установившийся — П. с пост, посту-
пат. и угловой скоростями по всем трём
осям нормальной земной системы коорди-
нат лет а тел ь но го аппарата.
Чартерный — П. по договору иа арен-
ду всего ЛА илн его части на определ,
рейс или срок (см. Чартер воздушный).
А. А Ману чиров.
Особенности нек-рых видов П. и их влия-
ние иа организм. Особенности высот-
ных П. определяются разреженностью ат-
мосферы (низким барометрнч. давлением
воздуха), большой скоростью П., специ-
фикой пространств, ориентировки, оптич,
свойствами окружающего пространства,
Вследствие отражения света от облаков
в условиях разреж. атмосферы создаётся
контрастность освещённости в кабине.
Малые угловые размеры видимых наземных
объектов, изменение их цветности и конт-
растности затрудняют визуальную ориен-
тировку лётчика. Трудности возникают и
при оценке удалённости ориентиров из-за
отсутствия привычных в масштабном отно-
шении объектов наблюдения. Отдалённость
от земной пов-сти и отсутствие привычных
ориентиров пространств, положения ЛА
иногда способствуют возникновению иллю-
зорных ощущений. Скорость П, не оказы-
вает непосредств. влияния на организм. Од-
нако необходимость ориентации в П. и осо-
бенности пилотирования вызывают повыш,
уровень напряжённости жизненно важных
функций организма. Этому способствует и
высотное снаряжение лётчика, всегда в из-
вестной мере ограничивающее свободу дви-
жений, вносящее нек-рые трудности при
работе с внутрикабинным оборудованием.
Высотные П. требуют грамотной эксплуа-
тации высотного снаряжения, знания воз-
действий на организм пониженного атм.
давления, профилактики иллюзий простран-
ственного положения в полёте, знания оп-
тич. условий П.
Специфич, особенности П. на малых
высотах—непрерывный контроль за вы-
сотой П., более тщательное соблюдение кур-
са и скорости ЛА, воздействие турбулент-
ных потоков воздуха, влияние перегрузок
при огибании рельефа местности, необходн
мость более строгого распределения внима-
ния между визуальным контролем за земной
пов-стью и показаниями приборов, опозна-
вание наземных ориентиров в короткие
интервалы времени. Массовое освоение та-
ких П. стало возможным в результате специ-
ально разработанной и научно обоенов,
430 ПОЛЕТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
системы подготовки лётного состава При
тренировках по определению местонахожде
ния используются комплексные пилотажные
тренажеры Особенно эффективно обучение
пилотированию на тренажерах с одноврем
просмотром кинофильма местности, сня-
того на малой высоте П Фильм дает пред
ставление о характере изменения внекабин
ных ориентиров при П с большой ско
ростью приучает к правильному чередова-
нию взглядов на приборы и на внека
бнниые объекты, вырабатывает пснхол
готовность к П Большие возможности ус
корения процесса опознавания наземных
ориентиров раскрывает метод обучения ха
рактерным признакам объектов наблюдения
В период освоения П существ значение
имеет нормирование летной нагрузки, стро
гое соблюдение принципа обучения — от
менее сложного к более сложному полет-
ному заданию постепенное снижение вы-
соты П
Существ особенность П в сложных
метеорологических условиях (от
носится к приборным П)—опосредован
ная пространств ориентировка, т е ориен
тировка по приборам Приборы, как пра-
вило, выдают информацию в виде усл
кода Лётчик трансформирует ее в опре
дел зрит образ Сложность такой ориен
тнровкн в том, что кодовые сигналы отд
приборов должны быть обобщены и отне
сены к определ привычным 1рит пред
ставлениям При отсутствии видимых назем-
ных ориентиров осн критерии местополо
жения ЛА — скорость, курс, время П , ско
рость н направление возд потока В этом
случае задача летчика носит сложный вы-
числит характер При нек рых условиях П
может возникать рассогласование сигналов
отд систем пространств ориентировки лег
чика, а также показаний приборов и ощу
щенки летчика Это ведет к возникновению
иллюзий пространств положения При под
готовке к П в сложных метео рол уело
внях лётчики должны ознакомиться с прин-
ципами и особенностями опосредованной
пространств ориентировки, с видами воз
никающнх в П иллюзий, их причинами,
со способами освобождения от них
Для безошибочного восприятия в ноч
ном П показаний приборов и слабых све
товых сигналов летчику необходимы хоро
шая острота сумеречного зрения и высокий
уровень световой чувствительности глаза
Уровень ночного зрения снижается в резуль
тате переутомления, низкой освещеннос-
ти внутри кабины недостатка витаминов в
организме, разл степени кислородного го
лодания Летчики с пониж функциями ноч
него зрения в ночных П испытывают за
труднения при зрит ориентировке При появ-
лении таких признаков необходимо провести
профилактич витаминизацию летчика и его
обследование с последующим решением о
допуске к ночным П
Среди особенностей трансмеридно
кальных П наибольшее значение имеют
смеиа поясов времени, длительность П ,
смеиа климатич зон в конце П Длитель
иая вынужд поза летчика, воздействие шу
ма в течение П , нервно-эмоциоиальное нап-
ряжение усугубляют влияние смены поясов
времени в месте приземления, приводят к
нарушению привычного распорядка време-
ни работы и отдыха Развивается чувст
во усталости нарушается сон, снижается
работоспособность Продолжительность та
кого состояния зависит от числа поясов
времени, к рые сменились за время П Пе
риодичность деятельности функцион систем
организма в значит мере определяет пе-
риоды нормальной работоспособности и об
шее состояние человека Резкая смена вре
мени суток приводит к нарушениям харак-
тера привычных суточных биоритмов жиз-
ненно важных систем организма При мно
гократных нарушениях в сочетании с недо
статочной профилактикой могут возникать
стойкие ухудшения самочувствия и состоя-
ния здоровья лётчика Поэтому при транс-
меридиональных П требуются их регламен
тация и тщательное мед наблюдение за лет
ным составом в т ч и в предполётный
период Разработаны мед рекомендации,
учитывающие число поясов времени, пере
секаемых ЛА направление П (запад, вое
ток), указывающие продолжительность от-
дыха в месте приземления
Особенности испытательных П —
возникновение аварийных ситуаций и их
преодоление, выяснение возможностей и не
достатков испытываемой техники Летчик
испытатель должен обладать способностью
мгновенно оценивать ситуацию, быстрой ре
акцией, хладнокровием, выдержкой, мужест
вом Методы мед и психол отбора кан
дидатов для спец подготовки к профессии
летчика испытателя общая и спец физ
подготовка, тщательный мед контроль
за состоянием их здоровья, регламентация
полетных заданий и отдыха, достаточные
знания летчиками вопросов авиац ме
дицнны позволяют сохранять в хорошей фор
ме на длит срок ценные летные кадры
Характерные особенности П на верто-
летах - повыш уровень шума на рабочем
месте, наличие вибраций (т н резонанс
ных частот), нек рые особенности в прост-
ранств ориентировке и постоянно требую
щееся внимание' пилота к балансировке
аппарата Шум в кабинах вертолетов часто
превышает шум в кабинах самолётов из за
более близкого расположения к креслу лет
чика силовой установки и трансмиссии
передачи мощности к винту Спектр шума в
кабине вертолёта лежит в осн в области
120—240 Гц Применение противошумов осо
бенно эффективно в П на вертолетах Виб
рации вертолета также отличаются от само
лётных Максимум их частотной хар ки нахо-
дится в пределах 6—20 Гц Нек рые состав
ляющие общего частотного спектра иног
да совпадают с собств частотами внутр
органов человека, что вызывает неприятные
ощущения При длит воздействии вибра-
ций, направленных по вертик оси тела,
наступает утомление околопозвоночных
мышц, ослабляющее их тонус, снижается
амортизация перегрузок Для профилактики
этих воздействий сиденье кресла снабжает
ся разл прокладками используются перчат
ки, снижающие передачу вибраций через
руки, применяются спец конструкции кресел
При П наблюдаются нек рые особенности
в пространств ориентации, осложняющей-
ся высокой маневренностью вертолета, быст-
рым изменением направления движения как
по вертикали, так и по горизонтали
Лит Теория и практика авиационной меди
цииы 2 изд М 1975 Авиационная медици
и а (руководство) М 1986	П К Исаков
ПОЛЕТНОЕ ВРЕМЯ - время от начала
взлёта ЛА до окончания его посадки
ПОЛИГОН ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ (от греч
polygonos — многоугольный)— специально
отведённая территория (акватория) со сво
бодным возд пространством над ней, пред
назначенная для всесторонней проверки и
оценки экспериментальных опытных (реже
серийных) образцов (систем и комплексов)
авиац техники в условиях, близких к ее
боевому применению П и оснащаются
ВПП, системами наблюдения и управле
ния движением в воздухе, наземными сред
ствами трассовых измерений и регистрации
параметров движения J1A и авиац оружия,
средствами приёма бортовой радиотелемет
рич информации и ее обработки с помощью
ЭВМ и 1 д
ПОЛИКАРПОВ Николай Николаевич
(1892—1944)—сов авиаконструктор, д-р
техн наук (1940), Герой Соц Труда (1940)
По окончании Петрогр политехи ин та и кур-
сов авиации при нем (1916) работал на Рус-
ско-Балтийском вагонном заводе, где под
рук И И Сикорского участвовал в построй-
ке самолета «Илья Муромец» и проекти-
ровании истребителей РБВЗ С 1918 рабо-
тал на з де &Дукс» а впоследствии на
др з дах (в Москве, Горьком. Химках);
с 1940— гл конструктор В 1923 под рук
П созданы первый сов истребитель И-1
(ИЛ-400) и разведчик Р-1, в 1927—ист-
ребитель И-3, в 1928— разведчик Р 5 (по-
лучил широкую известность в связи со спа-
сением экспедиции парохода «Челюскин»),
уч самолёт У 2 (По-2) Был необоснованно
репрессирован и, находясь в 1929—31 в
заключении, работал в ЦКБ 39 ОГПУ, где в
1930 совм с Д П Григоровичем раз-
работал истребитель И 5 В последующие
годы были созданы истребители И 15,
И 16, И 153 «Чайка», составившие основу
сов истребит авиации в предвоен годы
В 1938—44 сконструировал ряд опытных
воен самолетов И 180, И 185, ТИС, ВИТ,
СПБ, НБ и др Всего П было разрабо-
тано св 80 самолётов разл типов На его
самолётах совершен ряд дальних пе-
релетов, установлен мировой рекорд высо-
ты П одним из первых расчленил проектиро-
вание самолетов на специализир части Под
рук П работали А И Микоян, Д Л То-
машевич, М К Янгель, А В Потопалов,
В К Таиров и др специалисты, ставшие
впоследствии видными конструкторами ави-
ац и ракетно-космич техники С 1943
П — проф МАИ Деп ВС СССР с 1937.
Гос пр СССР (1941, 1943) Награждён
2 орденами Ленина, орденом Красной Звез-
ды Памятники П установлены в Москве,
Орле, Ливнах В с Калинино Орловской
обл открыт музей П Его именем назван
пик на Памире См ст Поликарпова са-
молёты Портрет см на стр 429
Лит Магид А Большая жизнь, М 1968,
Стражева И Полета вольное упорство И,
1986
ПОЛИКАРПОВА САМОЛЁТЫ Н Н Поли-
карпов, работая с 1918 на моек з-де
«Дуке», руководил подготовкой рабочих
чертежей для произ-ва самолетов Де Хэвнл-
ленД DH-4, DH 9 и DH 9а При этом ему
приходилось вносить в чертежи существ
изменения в соответствии с имевшимися
в то время в России авиац материалами
и производств базой Так появились оте-
честв аналоги самолётов DH-4 и DH-9 Это
были самолёты разведчики DH-4 с ПД
«ФИАТ» А 12 (выпускался в 1920—21,
построено 20 экз ), Р I (DH 9) с ПД
«Даймлер» (выпускался в 1922—23, построе-
но ок 100 экз ) н Р 2 (DH 9) с ПД «Сндлн-
Пума» (выпускался в 1923, построено 130
экз ) В этот период сформировалось руко-
водимое Поликарповым КБ (Фактически
Поликарпов создал два КБ первое, сущест-
вовавшее до его ареста в 1929, и второе,
сформиров в нач 1933 ) Используя полу-
ченный опыт работы, Поликарпов создаёт
в 1923 первый сов серийный самолёт
Р I Создание этого самолета и истребите-
ля И 1 (см ниже), видимо, и следует счи-
тать началом деятельности КБ Поликар-
пова, под рук к-рого в дальнейшем было
разработано св 80 самолётов — разведчи-
ков, истребителей, бомбардировщиков, учеб-
ных и пассажирских См табл
Р 1 (рис 1 и рис в табл X)—двух-
местный самолёт-разведчик, биплан с ПД
Af 5 Конструкция самолёта деревянная с
полотняной обшивкой крыльев, оперения и
хвостовой части фюзеляжа и фанерной
обшивкой передней и ср частей фюзе-
www.vokb-la.spb.ru - СамолёЯОЛИКД^£ЬОВА 431
ляжа Вооружение — один синхронный и
два турельных пулемёта ПВ-1, 250 кг
бомб. Шесть серийных Р-1 успешно север
шили в 1924 перелёт Москва — Кабул, пре-
одолев горный хребет Гиндукуш на выс
5000 м, а в 1925 был проведён перелёт
Москва— Улан Батор— Пекин, в к-ром на-
ряду с др. типами самолётов участвовал н
Р-1, показавший свои высокие лётно экс-
ллуатац. качества (два самолёта Р-1, пи-
лотируемые М. М. Громовым и М. А, Вол
ковойновым, продолжили перелет до Токио).
В 1926 сов. летчики на Р-1 совершили
два перелёта: Москва — Тегеран — Москва
и Москва — Анкара — Москва. Р 1 на
ходился в серийном произ ве в 1924—31.
Построено 2800 экз.
МР-1— мор. разведчик на базе Р 1 (на
поплавках). Построено 124 экз.
Р-2—двухместный самолёт разведчик. От
Р I отличался кабинами и двигателем
(«Сидли-Пума»). Участвовал в перелёте
Москва — Улан-Батор— Пекин (1925).
Р 5 (рис 2 и рис. в табл. XI)—двух
местный самолёт-разведчик, полутораплан с
ПД М 17 Конструкция самолета деревян-
ная с фанерной обшивкой фюзеляжа и полот
няной обшивкой крыльев и оперения Воору
жение. в варианте разведчика — один син-
хронный и два турельных пулемёта ПВ 1,
бомбы до 250 кг на внеш, подвеске; в ва
рианте штурмовика — пять пулемётов ПВ-1
(один синхронный и четыре на нижнем
крыле), спаренный пулемёт ДА на турели.
до 500 кг бомб на внеш, подвеске. Для
своего времени лучший самолёт подобного
типа, включивший всё передовое, чем рас-
полагали сов. наука, технология серийного
произ ва, опыт предыдущих разработок и
эксплуатации самолётов. На междунар.
конкурсе разведчиков-бомбардировщиков
в 1930 в Тегеране, в к ром участвовали так
же самолётостроит. фирмы Великобритании,
Франции и Нидерландов, Р-5 занял пер-
вое место. Нашёл применение как развед-
чик, ближний бомбардировщик, штурмовик,
торпедоносец, мор. разведчик, трансп. и пасс,
самолёт (под маркой П 5). Получил широ-
кую известность во время спасения экспе
диции парохода «Челюскин». В разл. мо-
дификациях, отличавшихся вооружением.

Табт Самолеты Н Н Поликарпова
Основные тайные	Ра зведчики		Истребители					
	Р 1	Р 5	И 1	2И Н1	И 3	И-5	И 15	И 15бис
Первый полет, год .	1923	1028	1923	1926	1927	1930	1934	1936
Начало серийного производства, год	1923	1928	1924	—	1928	1931	19.37	1937
Число, тип и марка двигателей	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД
	М 5	М 17, -176. -17ф	М 5	«Нэпир Лайон»	М 17	М-22	«Райт Циклон»	М-25В
Мощность двигателя, кВт . . .	331	500- 537	331	375	500	353	460	570
Длина самолета, м	9,24	10,56	7.32	9,75	8.08	G.78	6.1	6,275
Размах крыла, и	. .	14,02	15,5	10,8	12	11.08	10,24	9.75	10,2
Площадь крыла, мг . .	...	44 54	50,2	26,8	27,15	27.86	21,25	21,9	22,5
Взлётная масса, т .	2,2	2,9—3,35	1 53	1.7	1,846	1,355	1,373	1,73
Масса пустого са«одета, т	1.45	1.94 -2.33	1.13	1.153	1,4	0,943	0,965	1,31
Максимальная дальность полета, км	700	700—1000	650	800	585	660	790	530
Максимальная скорость полёта, км/ч	185	198-256	264	268	283	286	368	370
Время набора высоты 5000 м, мин	25,3*	17-23,5	—	13	12.6	10,1	6.1	6,7
Практический потолок, км	5	4.35—6,3	6	7 1	7,2	8.1	9,8	9,5
Экипаж, чел	2	2	1	2	1	1	1	1
• Время набора высоты 4О<ю
432 ПОЛИКАРПОВА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
двигателями и нек-рыми изменениями в
аэродинамике, строился в 1930—35 и нахо-
дился в эксплуатации в ВВС до 1944, а в
ГВФ —дольше. Построено 5645 экз
И-1, известный также под назв. ИЛ-400
(рис. 3 и рис. в табл X),— одноместный
истребитель, свободно несущий моноплан де-
рев. конструкции с ПД М-5. Вооружение —
два синхронных пулемёта ПВ-1. Первый
опытный экз.— ИЛ-400— потерпел аварию
на испытаниях вследствие, неблагоприятной
центровки. В процессе лётных испытаний
КБ столкнулось с проблемами продольной
устойчивости и штопора, теоретич- работы
по к-рым в то время Отсутствовали. Ре-
зультаты лётных испытаний послужили на-
чалом творч содружества КБ с учеными
ЦАГИ. Самолёт строился малой серией,
построено 33 экз.
2И-Н1	(ДИ-1) — двухместный истреби-
тель, полутораплан дерев, конструкции с ПД
«Нэпир Лайон». Впервые в СССР приме-
нён фанерный фюзеляж типа монокок. Воору-
жение — один синхронный и один турельный
пулемёты. По достигнутым скоростям пре-
восходил все одноместные отечеств, и за-
рубежные истребители. В двух испытат. по-
лётах принимал участие Поликарпов. По-
строен в одном экз.
И-3 (рис. 4 и рис в табл. XI)—одно-
местный истребитель, полутораплан дерев,
конструкции с ПД БМВ-VI (или с его ли
ценз, вариантом М-17). Построен с учётом
опыта работ по 2И-Н1 и аналогичен ему
по конструкции. Впервые на самолёте был
установлен регулируемый в полете стабили-
затор. Вооружение—два синхронных пуле-
мёта ПВ-1. Построено 399 экз.
И-5 (рис. 5 и рис. в табл. XI) — одно-
местный истребитель-полутораплан. Создан
в ЦКБ 39 ОГПУ (гл. конструктором к-рого
был Д. П. Григорович) По аэродинамич.
схеме и внеш, виду был близок к спроек-
тированному ранее Поликарповым истреби-
телю И-6 (развитие И-3), отличаясь от него
конструкцией, в первую очередь сварным
из стальных труб фюзеляжем с полот-
няной обшивкой На серийные И-5 ставился
ПД М-22 (на первых трёх опытных самолё-
тах были установлены др. двигатели). Воору-
жение— два —четыре синхронных пулемета
ПВ-1, до 40 кг бомб на внеш, подвеске
На И-5 В. А. Степанчонок впервые выпол-
нил перевёрнутый штоппр и отработал
методику его выполнения Находился на во-
оружении 9 лет. Построено 803 экз.
И-15, «Чайка», ЦКБ-3 (рис. 6 и рис. в
табл. XIII)—развитие схемы И-5 с улуч-
шенными (без существ, изменений габари-
тов планёра) аэродинамич формами. С це
лью уменьшения лобового сопротивления и
улучшения обзора лётчику вперёд и вверх
в схему самолёта было введено верхнее
крыло с центропланом типа «Чайка». Кон-
струкция смешанная — фюзеляж ферменный
сварной с обшивкой из полотна и алюм.
листов, крылья деревянные с полотняной
обшивкой. Самолёт успешно прошёл испыта-
ния, был принят на вооружение и запу-
щен в серийное произ-во. По своим лётно-
техн. хар-кам превосходил однотипные зару-
бежные истребители. На первых экз. уста-
новили ПД «Райт-Циклон» SGR-1820F-3,
затем — ПД М 22, позднее ПД М-25. Воору
жение — два—четыре синхронных пулемёта
ПВ-1 или два синхронных пулемёта БС,
40 кг бомб на внеш, подвеске. На об-
легчённом серийном И-15 В. К. Коккинаки
в нояб. 1935 достиг выс. 14 575 м, устано-
вив мировой рекорд. Построено 674 экз.
(в т. ч. 270 экз. с ПД М-25).
И-15бис. И-152 (рис. 7 и рис в табл.
XVI)—модификация И-15 с ПД М-25В,
закрытым капотом, нормальным центропла-
ном верхнего крыла и др. небольшими
изменениями. Создан под давлением быто-
вавшего, но не разделявшегося Поликар-
повым мнения, что с ростом скорости у
«Чайки» ухудшается путевая устойчивость.
В связи с возросшим (за счёт нового
капотирования, установки выпускного кол-
лектора, масляного радиатора и системы
подогрева воздуха) полётным весом лётно-
техн. хар кн остались практически прежни-
ми Вооружение — Два—четыре пулемёта
ШКАСл в перегрузочном варианте мог
брать до 150 кг бомб. Для усиления
огневой мощи при ведении штурмовых дейст-
вий специально Для И-15бис были отрабо-
таны подвесные пулемётные батареи. Пост-
роено 2408 экз.
И-153, «Чайка» (рис. 8 и рис. в табл.
XVI) —истребитель-полутораплан, раз-
витие И-15. Осн. отличие от И-15—уби-
рающееся в полёте шасси По результатам
проведённых совм с ЦАГИ исследований
на И-153 вновь было применено крыло
типа «Чайка». Первый полёт летом 1938 (с
ПД М-25). И-153 имел неск. серийных и
опытных модификаций, отличавшихся двига-
телями (М-25В, М-62, М-63), вооружением
(четыре синхронных пулемёта ШКАС или
БС либо две синхронные пушки ШВАК,
до 200 кг бомб на внеш, подвеске), нали-
Пр одолжение таблицы
Истребители
Основные данные	И-153	И-190	И-16 (ЦКЬ-12)	И-|6 (тип 24)	И-17 (ЦКБ-19)	И-180	И-|85 (эталон)
Первый полёт, год	1939	1939	1933	|939	1935	1938	1942
Начало серийного производства, год	1939	—	1934	1939	—	1939	—
Число, тип и марка двигателей	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд
	М-62	М-88	М-22	М-63	М-Ю0	М-88	М-71
Мощность двигатели, кВт	735	809	353	809	633	809	|470
Длина самолёта, м	6,|75	6.48	5.9	6.13	7,4	6.88	8,05
Размах крыла, м	10	10,2	9	9	10,1	10,09	9.8
Площадь крыла, м2	....	22,14	24.83	14,54	14,54	17,65	16,11	15,53
Взлётная масса, т .	1,847	2,112	1.345	1,879	1.915	2,675	3,735
Масса пустого самолета, т .	1 348	1.761	0,967	1.373	—	2,046	3,105
Максимальная дальность полёта, км .	740	—	720	700*				900
Максимальная скорость полёта, км/ч	444	490	359	489	500	585	680
Время набора высоты 5000 м, мин	5.8	5	9.4	5,15	5	—	4,7
Практический потолок, км	|0,7	12,4	7.|3	10,8	9,7	11,05	11
Экипаж, чел .	....	1	1	1	1	1	1	1
* С подвесными бензобаками
Продолжение таблицы
Основные данные	Бомбардировщики			Самолет первоначального обучения По-2 (У-2)	Пассажирский самолёт ПМ-1
	ВИТ-2	СПБ	НБ		
Первый полег, год	1938	1939	1943	1928	1925
Начало серийного производства, год	1939	1940	—	1928	1925
Число, тип и марка двигателей	2 ПД	2 ПД	2 ПД	1 пд	1 пд
	М-103	М-105	АШ-82ФНВ	М-11	«Майбах*
Мощность двигателя, кВт	809	809	|360	80,9	|91
Длина самолёта, м	12,25	11,|8	10.25	8,17	11,1
Размах крыла, м . . .	1 6.0	10,2	21.52	И,4	16
Площадь крыла, м2	40.76	42,93	58,1	33,15	—
Взлетная масса, т	6,302	6,85	13.8	0,9—1.1	2.37
Масса пустого самолёта, т	4.032	4,48	8,843	0.64—0,66	1,6
Максимальная дальность полета, км	1000	2200	3400	—	—
Максимальная скорость полёта, км/ч	5|3	520	510	152,5	170
Время набора высоты 5000 м, мин	6.8	7,5	15	39,07*	—
Практический потолок, км	8.2	8,2	9.5	5,12	—
Экипаж, чел. . .	2	2	5	2	1
* С подвесными бензобаками
28 Авиация
f
www.vokb-la.spb.ru -	433
чием гермокабины. Был одним из осн. ист-
ребителей ВВС в предвоенные годы. Пост-
роено 3437 экз.
И-190— истребитель, аналогичный по схе-
ме и габаритам И-153, с ПД М-88. Воору-
жение — четыре синхронных пулемёта
ШКАС или два синхронных ШКАС и две
синхронные пушки ШВАК, до 200 кг бомб
на внеш, подвеске. На одном из экз. ус-
тановлена гермокабина. Последний из пост-
роенных Поликарповым и доведённый до
совершенства истребитель-биплан. Построе-
но 2 экз.
И-16 (рис. в табл. XVI)—одноместный
истребитель-моноплан со свободнонесущим
иизкорасполож. крылом, сильно развитым
горизонтальным оперением, убирающимся в
полёте шасси и одним ПД (устанавлива-
лись «Райт-Циклон* разл. модификаций
М-22, М-25, М-25А, М-25В, М-25Е. М-62.
М-63). Конструкция смешанная: фюзеляж —
дерев, монокок, выклеенный из шпона, на
дерев, каркасе, центроплан — металличе-
ский; консоли и оперение — металлические
с полотняной обтяжкой. Сзади лётчика впер-
вые установлена бронеспинка. Аэродинамич.
особенностью И-16 были малые размеры и
крайне малые моменты инерции вокруг всех
осей. Для своего времени лучший в ми-
ре истребитель в своём классе. Положил
начало широкому распространению схемы
моноплана в классе самолётов-истребителей.
Выпускался в 13 серийных (включая уч.-
тренировочные) и многих опытных моди-
фикациях, отличавшихся ростом мощности
двигателя, его капотированием, вооружени-
ем, нек-рыми конструктивными изменения-
ми и возрастанием массы самолёта при
сохранении размеров планёра. На И-16 впер-
вые в мире было применено убирающееся
лыжное шасси, впервые в СССР реализо-
вана синхронная стрельба из крупнокали-
берных пулемётов и установлены турбокомп-
рессоры для улучшения высотных хар-к дви-
гателя, впервые в боевых условиях (на р
Халхин-Гол) применены реактивные снаряды
РС-82 Для увеличения дальности 'полёта
специально для И-16 были разработаны
подвесные сбрасываемые бензобаки из неДе-
фицитных материалов. На И-16 В. П. Чкалов
впервые в мире выполнил восходящий што-
пор. В серийном произ-ве находился в 1934 —
4). Построено 9450 экз.
И-17— серин проектов и опытных истре-
бителей -монопланов смешанной конструкции
с иизкорасполож. тонким крылом, убира-
ющимся в полёте шасси, закрытой сдвижным
фонарём кабиной и ПД жидкостного охлаж-
дения Различались элементами конструк-
ции. двигателями с системой охлаждения и
вооружением. Среди них — ЦКБ-19 (рис. 9)
с ПД М-100. Шасси убиралось внутрь
центроплана. В системе охлаждения двига-
теля— два выдвижных сотовых радиатора
под крыльями. Впервые в СССР применён
водомасляный радиатор. Вооружение — че-
тыре пулемета ШКАС вне зоны винта и
пушка ШВАК со стрельбой через ось ре-
дуктора (впервые в СССР), до 100 кг бомб.
Показал хорошую устойчивость и управляе-
мость. Полу.чены полностью управляемый
штопор и хорошая прицельность мотор-пуш-
ки. Достиг скорости 500 км/ч.
И-180—серия опытных истребителей-мо-
нопланов, отличавшихся габаритами, кон-
струкцией и двигателями (М-88, М-87А,
М-87Б, М-88Р), развитие И-16 Спроек-
тированы с учётом опыта возд. боёв в
Испании. Построено 3 опытных лётных экз.
и неск. головных серийных образцов. Воору-
жение — два пулемёта ШКАС и два пуле-
мёта БС, впервые в СССР смонтированных
в виде одной батареи, стреляющей синх-
ронно между верх, цилиндрами двигателя
через трёхлопастной винт. Явились пере-
ходными самолётами к истребителям 40-х
гг. Во время испытаний произошли две
катастрофы. Серийная постройка прекраще-
на летом 1940.
И-185--дальнейшее развитие истребнте-
ля-моноплана с ПД возд. охлаждения. Был
доведён до совершенства с точки зрения
аэродинамики, конструкции и технологичнос-
ти произ-ва. Конструкция смешанная (де-
рев. фюзеляж, металлич. крыло, металлич.
оперение с полотняной обшивкой)- Единств,
по тому времени истребитель, способный нес-
ти на внеш, подвеске до 500 кг бомб или
восемь реактивных снарядов РС-82. Выпу-
щен в пяти вариантах, отличавшихся дви-
гателями, конструкцией и вооружением.
И-185(Р) спроектирован и построен в нач.
1940 под ПД М-90, к-рый по расчётам
должен был обеспечить самолёту макс, ско-
рость более 700 км/ч. Но в связи с не-
доведёцностью М-90 самолёт лётных испы-
таний не проходил.
И-185(РМ) — тот же И-185(Р), но с ПД
М-81; отличался формой капота с сильно
развитым коком. Первый полёт состоялся
8 апр. 1941. В ходе лётных испытаний
М-81 заменён двигателем М-71.
И-185 с ПД М-71 («04») начал летать
в окт. 1941. Совм. заводские и гос. испы-
тания состоялись в февр.— марте 1942 в
Новосибирске. Летом 1942 самолёт прошёл
войсковые испытания на Калининском фрон-
те, получив высокие оценки фронтовых лёт-
чиков
И-185(H) с ПД М-82А (рис. 10) отли-
чался удлинённым фюзеляжем, новой компо-
новкой винтомоторной группы (ВМГ), уве-
лич. вместимостью бензобаков, усиленной
механизацией крыла (установлены пред-
крылки), изменённым оборудованием, мощ-
ным стрелковым вооружением — три синх-
434 ПОЛИКАРПОВА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ройные пушки ШВАК Совм заводские и
гос испытания состоялись в 1942 Вместе
с «04» проходил войсковые испытания на
фронте
И 185 (эталон для серии) с ИД М 71
спроектирован и построен в нач 1942 Имел
капотирование форму фюзеляжа вооруже
ние и механизацию крыла как у И 185(И)
Отличался необычайно высокой по тому вре
мени нагрузкой на крыло 1 ос испытания
прошел в нояб 1942- янв 1943 По ре
зультатам испытаний признан «лучшим со
временным истребителем» и рекомендован к
серийной постройке к рая началась в янв
1943 и прекратилась осенью того же го
да в связи с развертыванием серийного
произ ва истребителей Ла 7 и Як 9, имев
шнх аналогичные с И 185 хар ки
ИТП (истребитель тяжелый пушечный) —
одноместный истребитель с одним двигатв
лем Конструкция смешанная — дерев фю
зеляж металлич крыло с мощной меха
иизацией Строился в двух вариантах —
ИТП (М I) и М 2
ИТП (М 1) с ПД ВК Ю7П спроекти
рован в янв — марте 1941 В марте — сент
1942 проходил в Новосибирске заводские
испытания осложненные недоведенностью
двигателя Вооружение — мотор пушка ка
либра 37 или 20 мм и две синхронные
пушки ШВАК бомбы до 400 кг или восемь
рС 82 Имел расчетные макс скорость
645 км/ч и дальность 1280 км
М 2— модификация под ПД первоначаль
но AM 37 а затем AM 39 Имел макс
расчетную скорость 690 км/ч После смерти
Поликарпова испытания были прекращены
ТИС (тяжелый истребитель сопровожде
ния)—двухместный самолет цельнометал
лич конструкции с мошной механизацией
крыла и разнесенным хвостовым оперением
Имел два варианта — ТИС (А) и МА
ТИС (А) с двумя ПД AM 37 спроекти
рован в кон 1940— нач 1941 Первый
полет состоялся в сент 1941 По ряду
причин испытания затянулись до 1943 и по
указанию НКАП самолет был модифицирован
под ПД AM 39 Вооружение для стрель
бы вперед — четыре пулемета ШКАС два
пулемета УБ две пушки ШВАК для стрель
бы назад — сверху ШКАС на турели сни
зу IUKAC на люковой установке до 1000
кг бомб на внеш подвеске Имел расчет
ные макс скорость 635 км/ч и дальность
до 1720 км
МА — модификация ТИС(А) под ПД
AM 39 (1944) Вооружение для стрельбы
вперед — две пушки ШВАК две пушки ка
либра 45 мм для стрельбы назад пу
лемет УБ на турели до 1000 кг бомб на
внешней подвеске Ввиду отсутствия ПД
AM 39 самолеты проходили испытания с
ПД AM 38Ф Были полностью подтверждены
расчетные данные Самолет в серии не
строился
ВИТ 2 (воздушный истребитель танков) —
пикирующий бомбардировщик с двумя ПД
М 105 (ВК 105 первоначально М 103)
цельнометаллич низкоплан с убирающимся
шасси и разнесенным хвостовым оперением
Имел спец хвостовой аэродинамич тормоз
как дополнение к торможению возд винтом
при пикировании Мог использоваться как
многоместный истребитель штурмовик раз
ведчик Проектировался по нормам прочности
для истребителей Будучи приспособленным
к ведению активного оборонит боя не ну ж
дался в истребителях сопровождения Пре
дусматривалось два варианта стрелкового
вооружения I) для стрельбы вперед —
пять пушек ШВАК и Два пулемета ШКАС
для стрельбы назад - ШВАК на турели
(впервые в СССР) 2) для стрельбы
вперед три ШВАК, две пушки калибра
37 мм для стрельбы назад—ШВАК на
турели для стрельбы вниз—два ШКАС
Бомбы — до 700 кг на внутр и 1000 кг
на внеш подвесках По конструкции и до
стигнутым летно техн хар кам был лучшим
среди самолетов данного класса Был принят
к серийному произ ву но в серии не стро
ился
СПБ (Д) — скоростной пикирующий бом
бардировщик цельнометаллич моноплан с
двумя ПД М 105 убирающимся шасси и
разнесенным хвостовым оперением Кон
струкцня была максимально приспособлена
для массового произ ва (широко использова
ны плазово шаблонный метод прессованные
профили открытая клепка литье штампов
ка) Вооружение в носу и на верх
турели — по пулемету УБ на ниж турели —
два пулемета ШКАС для стрельбы вниз
и назад до 800 кг бомб на внутр
и до 700 кг на внеш подвесках Были
построены пять головных самолетов серии
В ходе их испытаний произошли две ка
тастрофы Серийная постройка прекращена
в кон 1940
НБ (Т) «ночной бомбовоз» (так называл
самолет Поликарпов)— моноплан с двумя
ПД АШ 82А позднее АШ 82ФНВ (рассмат
рнвалась возможность установки др двйга
телей) с верхнераеполож крылом снабжен
ним предкрылками большого размаха и поса
дочными щитками разнесенным хвостовым
оперением Убирающееся в полете шасси
Конструкция смешанная (сталь дерево
дуралюмин) По сочетанию бомбовой на
грузки и летных данных не имел равных
в своем классе Вооружение для стрельбы
вперед — два пулемета УБ в носу фюзеля
жа для стрельбы назад— УБТ (иа турели)
и УБ в люковой установке до 3 т бомб
на внутр подвеске в разл комбинациях
(одна бомба могла быть массой 2 т).
28*
www.vokb-la.spb.ru - С амол	435
а в перегрузочном варианте — одна бомба
массой 5 т. После смерти Поликарпова
испытания самолёта прекратились. Построен
в одном экз.
Г1о-2 (рис. 11)—самолёт первонач. обу-
чения; двухместный биплан с ПД М-11.
Получил это назв. в 1944 после смерти
Поликарпова (до этого наз. У-2). К У-2
как учебному самолёту предъявлялись след,
требования: высокая надёжность, простота
в пилотировании, дешевизна в произ-ве,
технология изготовления, удовлетворяющая
массовому произ-ву Применение в кон-
струкции самолёта дефицитных материалов
исключалось. Первый Опытный экз. КБ
выпустило в 1927, но он не отвечал
предъявл. требованиям. В янв. 1928 был
передан на лётные испытания др. вариант
самолёта. Осн. конструкн. материалы — дре-
весина, полотно и металл Самолёт успешно
прошёл лётные испытания, был запущен
в массовую серию и строился в больших
кол-вах в 1928—53; в мастерских и иа
ремонтных базах ГВФ постройка продолжа-
лась до 1959. Построено ок. 40 тыс. экз.
Отличит- особенность самолёта — необычно
большой руль направления, что предохра-
няло самолёт от срыва в штопор; будучи
введённым преднамеренно в штопор, быстро
выходил из него при нейтральном положе-
нии ручки управления. Простота и высокая
живучесть сделали По-2 одним из самых
популярных в ВВС и особенно у начинаю-
щих лётчиков. На этом уч. самолете было
подготовлено ок. 100 тыс. лётчиков. Для
нар. х-ва страны был создан ряд вариантов
спец. назначения: трансп., санитарный,
связной, для с. х-ва и аэрофотосъёмки.
По-2 широко применялся в Вел. Отечеств,
войне. После проведения небольших кон-
структивных изменений был создан легкий
ночной бомбардировщик с бомбовой нагруз-
кой до 300 кг и пулемётом ШКАС в задней
кабине (рис. в табл. XVIII).
УТИ-4 — уч.-тренировочный истребитель,
предназначался для подготовки лётного
состава к полётам на истребителе И-16.
Представлял собой двухместный уч -боевой
вариант И-16. Особенность — наличие вто-
рой кабины и двойного управления- Само-
лёт имел высокие пилотажные качества. С
1935 находился в серийном произ-ве. Пост-
роено 1639 экз
В первые годы развития гражд. авиации
в СССР возникла необходимость создания
отечеств, гражд. самолётов для замены
применявшихся самолетов иностр, марок.
В нюне 1925 был передан на испытания
пасс, самолёт ПМ-i (рис. 12). Это семи-
местиый (пилот и шесть пассажиров)
биплан с ПД жидкостного охлаждения
«Майбах». Конструкция деревянная. Фю-
зеляж, выклеенный из берёзового шпона,
типа монокок, крылья и оперение имели
полотняную обтяжку. Лётные испытания про-
шли успешно. После неск. полётов и пере-
лётов был поставлен на междунар. линию
Москва — Берлин.
Лит. Беляков Р А, Н. Н Поликарпов
и современное авиастроение, н сб.. Исследования
по истории и теории развития авиационной и
ракетно-космической науки и техники. М., 198],
Шавров В Б, История конструкций самолетов
в СССР до 1938 г, 3 изд., М. ]985, его же.
История конструкций самолетов в СССР 1938—
1950, 2 изд , М , 1988
А В Коршунов, В. 3. Матюк, А М Савельев
ПОЛИПЛАН (от греч. polys — многочис-
ленный и лат. planum — плоскость), мно-
гоплан, мульти пл ан,— самолёт с че-
тырьмя и более главными, т. е. создаю-
щими осн. долю аэродинамич. подъёмной
силы, несущими пов-стями (планами), рас-
положенными одна над другой, возможно
с выносом, т. е. не строго по вертикали.
П. проектировались и строились в 1-й
Полиплаи- четырёхплан В. Ф. Савельева (19]6)
четверти 20 в., напр. испытывавшиеся в
полёте в 1916 (см. рис.) и 1923 че-
тырёхпланы конструкции В. Ф. Савельева.
Стремление увеличить число плоскостей
было обусловлено тем, что из-за недоста-
точной мощности двигателей, относительно
низкого уровня развития теории крыла
подъёмную силу можно было увеличить,
лишь увеличивая площадь (в осн. размах)
крыла. Увеличение же площади крыла
сдерживалось уровнем развития строит-
механики авиац. конструкций, отсутствием
соответствующих авиац. материалов. Однако
схема П. распространения не получила
в связи с отсутствием преимуществ перед
бипланом. Более того, в работах Л П рандтля
и др. учёных было показано, что увели-
чение числа планов при заданном размахе,
высоте самолёта н подъёмной силе при-
водит к увеличению индуктивного сопро-
тивления и, следовательно, к уменьшению
аэродинамического качества.
ПОЛНОЕ ДАВЛЕНИЕ потока, давле-
ние торможения, — давление р0 изо-
энтропически заторможенной жидкости или
газа. Физически П. д. характеризует собой
ту часть энергии потока, к-рая участвует
в обратимых процессах перехода между
кннетич- энергией и давлением. Эта вели-
чина играет важную роль в аэро- н гидро-
динамике, в особенности прн исследовании
установившихся а^иабатич течений идеаль-
ной жидкости. Для Стационарного течения
идеальной несжимаемой жидкости с потен-
циалом массовых сил П— gz вдоль линии
тока справедливо Бернулли уравнение.
Hgz + уС V2 + Р = С£?о + Ро = С,
где е — плотность, р ~ давление, V — мо-
дуль вектора скорости Если постоянная
Бернулли С одна и та же для всего
потока, то П. Д. постоянно в плоскости
г—const, но различно по значению для
разных плоскостей. В аэродинамике мас-
совыми силами обычно пренебрегают, поэ-
тому ур-ние принимает вид
ycV2 + P = Po=C.
Следовательно, П. д. постоянно вдоль линии
тока, но в общем случае изменяется при
переходе от одной линии тока к другой.
Если набегающий на тело поток одно-
роден, то П- д. одно н то же для всего
течения.
Для установившегося изоэнтропического
течения совершенного газа (т е для сжи-
маемой среды) в элементарной трубке
тока П. д. связано с галодинамич- пере-
менными потока ур-нием Бернулли, к-рое
в этом случае при отсутствии массовых
сил может быть записано в виде

т/(т - й
м2)
гДе "V — показатель адиабаты, М — местное
Маха число. Если рассматриваемая линия
тока пересекает ударную волну, то при
прохождении через неё П. д. уменьшается
и принимает новое значение, к-рое остает-
ся неизменным вдоль линии тока, пока она
вновь не пересечёт ударную волну. Это
изменение П. д. в ударных волнах и др
диссипативных процессах характеризуется
коэффициентом восстановления полного дав-
ления.
Понятие «П. д.» используется прн про-
ведении разл. газодннамнч- расчётов и при
анализе эксперим. данных. Так, напр.,
распределение значений р0 и р в потоке
может быть сравнительно просто измерено,
а на основе этих данных можно провести
определение локальных значений газодн-
намнч. переменных по двум последним
ф-лам для изоэнтропич. потока илн по
иным модифицир. ф-лам, учитывающим
потерн П Д в ударных волнах. В А Башкин
ПОЛОСА БЕЗОПАСНОСТИ — входит в со-
став лётной полосы аэродрома и пред-
ставляет собой специально подготовленный
участок земной пов-сти, примыкающий не-
посредственно к ВПП н предназначенный
для обеспечения безопасности самолёта в
случае возможного выкатывания за пределы
ВПП при взлёте или посадке.
П б. подразделяются на концевые (КПБ)
и боковые (БПБ) КПБ примыкают не-
посредственно к концам ВПП в направлении
продолжения её оси. БПБ примыкают не-
посредственно к боковым границам ВПП
по всей ее длине и располагаются по обе
стороны от неё. Пов-сти П б имеют
ограничения по уклону в местах сопряжения
ВПП и местностью для обеспечения плав-
ности перехода пов-стей. Пов-сти, как пра-
вило, грунтовые; на них не должно быть
ям, канав, рытвин, построек, столбов и др.
препятствий. Они должны обеспечивать
движение ЛА в аварийных случаях без
разрушения конструкций. Размеры П. б.
устанавливаются в зависимости от класса
аэродрома и хар-к ЛА и находятся в
след- пределах: длина КПБ 50—400 м,
ширина БПБ 50—100 м.
ПОЛОСУХИН Порфирий Порфирьевнч
(1910--71)—сов воздухоплаватель, пара-
шютист, засл, мастер спорта СССР (1949).
Окончил Высшую парашютную школу (1934),
Высшую воздухоплават. школу ГВФ (1935).
Разрабатывал методику прыжков с аэростата
с выс. 140—11 000 м. В 1938—49 совершил
прыжки с аэростата в кислородной маске
с выс. 8—11 км, подъёмы на свободных
аэростатах на выс. 9— 11 км для проведения
науч, исследований, оставаясь на этих вы-
сотах в открытой гондоле с кислородной
маской до 3—4,5 ч. Совершил (27 апр.
1949) прыжок с субстратостата с выс.
11668 м (всесоюзный рекорд), 22 июня —
ночной прыжок с самолёта с выс. 10 370 м
(мировой рекорд). П. выполнил св. 800
парашютных прыжков и ок. 200 полётов
на свободных аэростатах. Награждён ор-
денами Красного Знамени, Красной Звезды,
медалью. Портрет см. на стр. 439-
Соч : Записки спортсмена-воздухоплавателя и па-
рашютиста, 3 изд , М., 1958
ПОЛУБОЧКА — см в ст Бочка.
ПОЛУЖЕСТКИЙ ДИРИЖАБЛЬ — дири-
жабль с корпусом обтекаемой формы в виде
мягкой оболочки, наполняемой подъёмным
газом (гелием, водородом), к-рая обычно
подкрепляется металлич. каркасом. Разли-
чают два типа П. д. К первому отно-
сятся дирижабли с корпусом, состоящим
из оболочки с баллонетом и подкрепляющего
оболочку снизу каркаса. Каркас изготавли-
вается либо из плоских ферменных звеньев,
либо из килевой фермы треугольного или
многогранного сечения (дирижабли т. н.
обычного полужёсткого типа). Корпус П. д.
второго типа состоит нз наруж. и внутр,
оболочек. Внутренняя оболочка наполняется
подъёмным газом, к ней на внутр, подвеске
436 ПОЛИПЛАН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
крепится килевая балка треугольного се-
чения. Пространство между наруж. и внутр,
оболочками заполняется воздухом под дав-
лением, что обеспечивает сохранение формы
и жёсткости корпуса Такие дирижабли наз.
II- д- типа Форланини.
П. д. имеют гондолу для экипажа,
устройства для крепления движителей и,
как правило, четырёхплановое оперение,
состоящее из верх., ниж. и двух горизонт,
планов. Гондола подвешивается на стальных
тросах к усилит- каркасу или непосредствен-
но крепится на киле. Носовое усиление
и оперение крепятся частично к килю и час-
тично к оболочке.
FL д. обычного типа строились с нач-
20 в. до 30-х гг с объёмом от 1000
до 35000 м3 (проводились разработки
П. д. с объёмом 50,55 и 120 тыс. м3).
П. д , летавшие на выс. до 4 км, применялись
для мор. разведки (во Франции, Италии,
Великобритании, США и Японии), для
экспедни и трансп. целей (в Италии и
СССР), инспекционных и рекламных полётов
(в Германии).
Воен. П д. типа Форланини, использо-
вавшиеся для бомбардировок, строились в
Италии до 1918; имели объём до 18 тыс м3.
Проводились разработки П- д. этого типа
с объёмом 28 тыс. м3. В 1931 в Италии был
построен и испытан эксперим П. д. типа
Форланини «Омниадир» объёмом 4 тыс. м3,
имевший наряду С обычным оперением также
и систему струйного управления; полёты
дирижабля проводились в 1931—32. В СССР
в 1938 по типу П д Форланини построен ди-
рижабль ДП-16 (СССР В-9) объёмом
12,753 тыс м3. к-рый был способен совер-
шать полёты зимой на выс. до 6600 м. а летом
на выс. до 5000 м. На выс. 4000 м
он мог летать со скоростью 80 км/ч в течение
13 ч. имея на борту команду из 4 — 8 чел.
Оболочки П. д. изготавливались из
двух- или трёхслойных дублир. прорези-
ненных материй на основе хлопчатобумажных
тканей Для уменьшения возможных сме-
щений центра газового объёма оболочка
П. д. разделялась поперечными диафраг-
мами на 5 — 6 отсеков, а каждом из
к-рых обычно имелся свой баллонет. Для
повышения надёжности и живучести воен.
П д. оболочка разделялась на 10—12
отсеков, что позволяло даже при значит,
потере газа одним из отсеков продолжать
полёт Наполнение баллонета воздухом
проводилось либо через заборник в но-
совой части корпуса, либо от улавлива-
телей (заборников), устанавливаемых за
возд. винтами (что более надёжно) Подача
воздуха при стоянке дирижабля и нера-
ботающих движителях обеспечивалась вен-
тилятором. Для смягчения удара при посад-
ке и возможности посадки на воду под
гондолой устанавливался пневматич. аморти-
затор. Движит. установки закреплялись по
бортам гондолы или в особых подвесных
гондолах на киле.
Опыт применения П. д обычного типа
показал, что они более просты в изготов-
лении и сборке н дешевле, чем сопоста-
вимые по объёму жёсткие каркасные дири-
жабли, но более сложны в изготовлении
и сборке и потому дороже, чем такого
же объёма полумягкие дирижабли.
См. рис. к ст. Дирижабль.
Лит- Лебедев Н. В., Дирижабли, кн ].
М—Л , 1933: Катаиский В В, Проектирование
баллонно-такелажных конструкций и оборудовании
воздушных судов, М—J] , 1936, Гарф Ь А,
Никольский В И. Проектирование металли-
ческих конструкций дирижаблей, М — Л , 1936
Р. В Пятышев
ПОЛУМОНОКОК (англ, semimonocoque)—
конструкция фюзеляжа или его части,
хвостовой балки, мотогондолы, поплавка
гидросамолёта и т- п., в отличие от монокока
выполненная из обшивки с перекрёстным
подкреплением из стрингеров и шпангоу-
тов (см: рис.). В зависимости от дейст-
вующих сил площадь и шаг любого эле-
мента П. можно изменять, создавая проч-
ную н жёсткую конструкцию при миним.
массе. Для повышения несущей способ-
ности (обычно в местах пересечения)
стрингеры скрепляются со шпангоутами.
Благодаря универсальности применения по-
лу монококовая конструкция получила ши-
рокое распространение.
ПОЛУПЁТЛЯ, и м м ел ь м а н,-— фигура пи-
лотажа: восходящая часть Нестерова петли
с поворотом ЛА относительно продольной
оси на 180° в верхней точке (см. рис.).
Полупетля
Область нач значений скоростей и высот
П. совпадает с областью их значений
для петли Нестерова.
ПОЛУТОРА ПЛАН — биплан, площадь ннж.
крыла к-рого значительно меньше, чем
верхнего. Термин был особенно распростра-
нён в 1920—30-х гг. Обычно к П. относили
бипланы, у к-рых размах (хорда) ннж.
крыла в 1,5 - 2 раза меньше, чем верхнего
(отсюда назв.). Переход от биплана к П. по-
зволял уменьшать число, а следовательно,
и сопротивление аэродинамическое стоек
и расчалок, что вело к увеличению скорости
полёта самолёта, повышению его аэроди-
намического качества. К числу П. при-
надлежит напр., самолёт-разведчик Р-5
Н. Н. П олнкарпова (рис. в табл. XI).
ПОЛЯРА (нем Polare, от лат- polus,
г реч. polos — ось, полюс) в аэродина-
мике— кривая (см. рнс), выражающая
зависимость Cya=*f(cxtt) аэродинамического
коэффициента подъёмной силы суи от коэф-
фициента сопротивления аэродинамического
с га ЛА в целом или
(напр , крыла) в ско-
ростной системе ко-
ординат. Понятие 11.
введено в практику
аэродинамич. анали-
за О. Лилиенталем.
В лит. встречаются
назв.: аэродина-
мическая П., П.
первого рода,
П. Лилиенталя
При одинаковых мае-
его отд. частей
штабах осей (обычно масштаб по оси Cia
растягивают в 5—10 раз) любой отрезок
прямой, соединяющей начало координат с
точкой на П., указывает направление век-
тора результирующей аэродинамич. силы,
его длина равна значению коэф, этой силы,
а тангенс угла наклона этого отрезка равен
аэродинамическому качеству К. Макс, зна-
чение Атак достигается в точке касания
с П. указанного отрезка. П. характери-
зует аэродинамич. совершенство ЛА.
При малых углах атаки и Маха числах
полёта М^О—5 форма П. близка к
квадратичной параболе. В простейшем случае
для ЛА с плоским крылом с симметрич-
ными профилями П. имеет вид: с1а—схСо-|-
+АгСуа, где Схоа— коэф, сопротивления при
нулевой подъёмной силе, А характеризует
крутизну П (отвал П ). При дозвук.
скоростях полёта для крыла большого
удлинения с эллиптич. распределением цир-
ку ляции скорости и полной реализацией
подсасывающей силы множитель А имеет
миним. значение 1/(лА), где Л — удлинение
крыла. Для плоского крыла с острыми
передними кромками подсасывающая сила
практически не реализуется, отвал П. су-
щественно возрастает и А—I / (дсуа/да),
где а — угол атаки.
Наряду с П. первого рода иногда
на практике рассматривают П второго
рода - значения аэродинамич. коэф, вы-
числяются в связанной системе координат-
На П. первого и второго родов может
быть указана разметка углов атаки.
Л Е Васильев
ПОЛЯРНАЯ АВИАЦИЯ—специальные под-
разделения гражд. авиации, предназначен-
ные для обеспечения траисп. и нссл.
полётов в полярных р-нах Сев. и Юж.
полушарий. Полёты над полярными р-нами
организуются и выполняются с учётом
физ.-геогр- и метеорол условий этих р-нов,
а также сложности самолётовождения в них,
обусловленной недостаточностью естеств. и
искусств, ориентиров, частыми изменениями
метеоусловий, низкими темп-рами воздуха,
продолжительностью полярного дня (ночи),
неустойчивостью работы магн. компасов
и средств связи.
Осн. задачи П. а. нашей страны—проведе-
ние систематич. ледовой разведки с целью
проводки судов, обеспечение науч- иссле-
дований в бассейне Сев. Ледовитого океа-
на и в Антарктике, снабжение дрейфую-
щих станций «Северный полюс» («СП»)
и полярных станций, перевозка пассажиров
и грузов в р-нах Крайнего Сеаера. В П. а.
используются самолёты и вертолёты разл.
типов, оснащённые дополнит. навигац.,
аварийно-сцасат., спец, и бытовым обо-
рудованием
Со становлением и развитием отечеств.
П. а. связано планомерное изучение н освое-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт cbohiEU^J^SURHAA 437
Рис. 1. Проводка ледокола по Северному морскому пути с помощью самолета
Рис. 3. Самолёт Ан-74 в Антарктиде.
ине Арктики и Сев. мор. пути и иссле-
дования Антарктики. Первый полёт в Аркти-
ке в р-ие Новой Земли на самолёте «Морис
Фарман» совершили в 1914 Я И. На-
гурский и Е. В. Кузнецов, участвовавшие
в поисках пропавшей экспедиции Г. Я- Се-
дова. Начало регулярной работе авиаторов
в Арктике было положено в 1924 полё-
тами Б Г. Чухновского иа гидросамолете
Ю-20 по обеспечению Северной гидрогра-
фии. экспедиции; он выполнил 12 полётов
над Новой Землёй, Баренцевым и Карским
морями, пробыв в воздухе 13 ч. В 1925
Чухновский и О А. Кальвица совершили
первый арктич. перелёт по маршруту Ле
нинград—Петрозаводск—Архангельск— Но-
вая Земля с целью разведки льдов и ис-
следования берегов Новой Земли Яркими
страницами в истории освоения Арктики
стали полёты в р-не Шпицбергена летом
1928 Чухновского и М. С- Бабушкина
на поиск экипажа потерпевшего катастрофу
дирижабля «Италия». В сложнейших уело
виях экипаж Чухновского 10 июля 1928
нашёл в ледовой пустыне на 81 й параллели
группу Ф. Мальмгреиа из состава экспе
дннни У. Нобиле и сообщил её координаты
на ледокол «Красин», к-рый снял эту
группу со льдины.
Зачинателями ледовой разведки, перво-
открывателями сев трасс были пилоты Чух-
иовский, А. Д Алексеев. Кальвица, Ба-
бушкин, ф. Б. Фарих, М. И. Козлов,
М Н. Каминский, П. Г- Головин, В. Л. Та-
лышев и др. В 1929 полётами Чухновского,
Алексеева, И. К. Иванова начато регу
Рис. 2. Самолет на дрейфующей станции «Север-
ный лмюс-28».
лярное авиац обслуживание ежегодных
Карских экспедиций. С 1932 самолёты обеспе
чивали передвижение судов в вост, секторе
Арктики (через Берингов пролив в устье
реки Колымы). С помощью авиации велось
освоение Сев. мор. пути. От эпизодич.
рейсов ледовой разведки экипажи самолётов
перешли к иепосредств. проводке караванов
судов. Полёты на ледовую разведку, как
правило, выполнялись на гидросамолётах,
базирующихся иа борту судов н ледоколов.
С кои. 30-х гг. начато использование
для ледовой разведки самолётов наземного
базирования С 1936 вся трасса Сев.
мор пути была обеспечена эпизодич ледовой
разведкой.
В целях централизации работ, связанных
с освоением Сев. мор. пути, 17 дек. 1932
было организовано Гл. управление Сев.
мор. пути (Главсевморпуть) при Совнаркоме
СССР, в составе к-рого в февр. 1933
образовано Управление возд. службы (во
главе с М. И. Шевелёвым), преобразо
ванное в 1934 в Управление П. а.
Главсевморпути (с 1960 это управление
находилось в ГВФ, а в 1970 было ликви-
дировано, что существенно усложнило ор
ганизационно-методич. обеспечение деятель-
ности П- а.).
На П. а. возлагались задачи по ледовой
разведке и проводке кораблей, а также
по авиац обслуживанию н -и. экспедиций,
изучавших природные ресурсы сев. морей н
Сев. Ледовитого океана. В 30-е гг. для
орг-нин регулярных полётов по линиям
Тюмень—Салехард, Красноярск—Дудинка—
Диксон, Якутск—Тикси были созданы Ени-
сейская и Ленская авиагруппы. Экипажи
П. а„ базировавшиеся вдоль побережья
полярных морей по линии Архангельск—
Амдерма—Диксон—Хатанга—Тикси — Чо
курдах — Черский—Мыс Шмидта, осваивали
новые р-ны Арктики
Высокую эффективность применения авиа-
ции в полярных условиях продемонстри-
ровала возд. спасат. экспедиция по эва-
куации пассажиров и экипажа парохода
«Челюскин» в 1934 (см Челюскинская
эпопея).
Важное значение для авиац. освоения
сев р-нов имели длит, беспосадочные полёты
в высоких широтах Арктики. В 1936
В. П. Чкалов. Г. Ф. Байдуков и А. В. Бе-
ляков на одномоторном самолёте АНТ-25
преодолели маршрут Москва—Земля Фран
ца-Иосифа—Северная Земля—бухта Тик
си—Петроцавловск-Камчатский — о. Удд
(Охотское море). В 1937 этот же экипаж
выполнил перелёт из Москвы через Сев.
полюс в США. Аналогичный перелёт в том
же году совершили М. М- Громов, А. Б. Юма-
шев и С- А- Данилин, установившие мировой
рекорд дальности беспосадочного полёта.
Состоявшаяся перед этими двумя пере-
лётами арктическая воздушная экспедиция
1937 по орг ции работы дрейфующей стан-
ции «СП-1» во главе с И. Д. Папаниным
явилась началом планомерного исследования
Центр. Арктики с помощью авиации.
В 1938 лётчики П. а. успешно вывезли
на материк св 400 пассажиров и чле-
нов экипажей ледоколов и судов, вынуж
денно зазимовавших в арктич. условиях.
В 1941 экипаж 4 моторного самолёта
«СССР-Н 169», возглавляемый И. И. Чере-
пичным (второй пилот Каминский, штурман
В. И. Аккуратов), доставил группу по-
лярников-нсследователей ври полюса от-
носит. недоступности, тем самым было по
ложено начало арктич. исследованиям с по-
мощью «летающих лабораторий».
В годы Вел. Отечеств, войны личный
состав П. а. принимал активное участие
в боевых операциях и выполнении спец,
задач, имевших важное оборонное значение,
в т. ч- обеспечение ледовой разведки Сев. мор.
пути, доставка грузов в Арктику, освоение
возд. трассы Красноярск—Аляска.
В 1946 с орг цией высокоширотных возд.
экспедиций «Север» возобновилось комп-
лексное изучение Центр Арктики. Возд.
экспедиции на специально оборудованных
«летающих лабораториях» с посадкой на
дрейфующий лёд стали осн. средством
исследования труднодоступных р-нов Сев.
Ледовитого океана. В 1954 в Арктике
впервые были использованы вертолёты
(Ми-4); с 1956 систематически проводится
ледовая авиаразведка с помощью базирую-
щихся на ледоколах вертолётов (Ка 15,
Ми-4, Ми-2) и самолётов берегового бази-
рования (Ли-2. Ил-14, оснащённых борто-
выми локаторами, а с 1968— Ан-24 с систе-
мой «Торос») В 1959 с помощью П. а
впервые в мировой практике в Арктич-
бассейне были установлены дрейфующие
автоматич. радиометеорол. станции, к-рые
в последующие годы систематически об-
новлялись. В кон. 50-х—нач- 60-х гГ-
на дрейфующие арктич льды стали совер-
шать посадки 4-моторные самолёты Ан-12;
в 1977 на станции «СП-22» совершил по-
садку самолёт Ил-18. В обеспечении успеш-
ного похода к Сев. полюсу атомного ледо-
кола «Арктика» в авг. 1977 существ,
роль сыграла авиаразведка
П. а. принадлежит видное место в исто-
рии освоения Антарктики. В состав первой
сов. антарктич. экспедиции 1955 входил
авиаотряд под командованием Черевичного,
располагавший специально оборудованными
самолётами Аи 2, Ли-2, Ил-12, вертолётами
438 ПОЛЯРНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ми 4 Полеты над неизученной безориентнр
ной местностью посадки на выс до 4000 м
над уровнем океана низкие темп ры и ура
тайные ветры предъявляют высокие требо
вания к уровню профессиональной подго
товки летного и техн состава и надежности
авиац техники На ледовом континенте с по
мощью авиации созданы внутриконтинен
тальные станция проводятся геофиз аэро
метеорол гляциологии наблюдения и аэро
фотосъемка территории Антарктиды С
целью установления возд связи с сов н и
антарктич станциями в дек 1961 осу шеста
лен перелет протяженностью ок 26 тыс км
Москва—Антарктида самолетов Ил 18 и
Ан 12 под командованием А С Полякова и
Б С Осипова В 1963 на ледовый континент
стартовали два самолета Ил 18 (ком эки
пажей Поляков М П Ступишин) с 70 участ
никами экспедиции
С нац 80 х гг полеты в Антарктиду
на спец оборудов тяжелых трансп самоле
тах Ил 18Д а затем Ил 76ТД с посадкой
на ледовых аэродромах становятся регуляр
ными В состав ежегодных сов антарктич
экспедиций входят экипажи и инж техн
состав авиаотряда Высокое летное мастер
ство опыт и самоотверженность полярных
авиаторов неоднократно подтверждались в
экстрем условиях Так полярной ночью
при низких темп рах воздуха и огранич
видимости экипажами вертолетов Ми 8
и самолетов Ил 14 были обеспечены ледовая
разведка и эвакуация участников антарктич
экспедиций с зажатых льдами днзельэлектро
ходов «Обь» (1972) и «Михаил Сомов»
(1986) с промежуточными посадками на
айсберги
Возрастающие объемы авиац работ в
Арктике и Антарктиде требуют создания
спец самолетов и вертолетов обладающих
высокими летно техн хар ками надеж
ностью и экономичностью оснащенных совр
пнлотажно навигац и радиосвязным обору
дованцем хорошо приспособленных к эксп
луатации в полярных условиях На смену
находившимся в эксплуатации самолетам
с ПД в опытную эксплуатацию в кон
80 х гг поступили самолеты с ГТД Ан 28
Ан 74 (см рис I —3) и вертолеты Ка 32С
в варианте ледового разведчика
Лит Морозов С Т Оми принес чн крычья
в Арктику М 1979 История гражданской авиа
ции СССР М 1983	ЕН Малахов
ПОМОРЦЕВ Михаил Михайлович (1851 —
1916)—рус аэролог Окончил Михайловское
арт уч Ще в Петербурге (1871) и Ака
демию Генштаба (|878) С 1881 препо
давал в Воен инж академии с 1885
в арт уч ще воздухоллават школе и Воен
мед академии в Петербурге С 1885 орга
иизовывал подъемы иа аэростатах для нзу
чения атм явлений обработал результаты
неск десятков таких подъемов В 1889
опубликовал «Очерк учения о предсказании
погоды»— первый рус учебник синоптич
метеорологии Изобрел ряд аэроиавигац
и др приборов
Лит Чиикетьдеи Ч А М М Помор [ев
Первый русский тэроюг П 19о4
ПОМОЩЬ ВОЗДУШНЫМ СУДАМ, ТЕР-
ПЯЩИМ БЕДСТВИЕ Воздушное судно
признается терпящим бедствие если су
шествует обоснованная уверенность в том
что ему и находящимся на борту людям
угрожает непосредственная опасность не
устранимая действиями экипажа возд судна
Обеспечивается поисково спасат службой
(см Поиск и спасание воздушных судов)
взаимодействующей с органами обслужива
ния воздушного движения
Для получения своеврем помощи возд
судно должно подать сигналы бедствия
В СССР были установлены единые для
авиации сигналы бедствия срочности и
предупреждения об опасности Сигналы
бедствия передаваемый по радиотелеграфу
азбукой Морзе сигнал «SOS» или произно
симые по радиотелефону в начале сообще
иия слова «Терплю бедствие» а при меж
дунар полетах —«МЕЙДЕЙ» При наличии
на возд судне приемоотвегчика вторичной
радиолокации для него определяются соот
ветствующие режим и код На возд
судах устанавливаются аварийные радио
маяки (радиостанции) сигналы с к рых
поступают в междунар спутниковую систему
поиска и спасания Магистральные возд
суда оснащаются автоматич радиоустрон
ствами для пост приема аварийных сиг
налов Сигналы и сообщения о бедствии
передаются по радио на частоте связи
возд судна с органом обслуживания возд
движения в р не ответственности к рого
находится возд судно либо на аварийных
частотах установл регламентом связи
(121 5 МГц и др )
ПОМПАЖ ДВИГАТЕЛЯ (франц ротра
ge)—различные нестационарные явления
возникающие в результате потери устоичи
вести течения воздуха в компрессоре пр i
работе его в системе ГТД По физ природе
и внеш проявлениям различают три осн
вида неустойчивого течения
1 Вращающийся срыв—результат потери
устойчивости осесимметричного течения Он
может локализоваться в одной или неск
ступенях компрессора или охватывать всю
его проточную часть в последнем случае
формирование вращающегося срыва при
водит к глобальной потере устойчивости
течения в двигателе Вращающийся срыв
возникает при обтекании лопаток компрес
сора с большими положит углами атаки
В огранич пространстве кольцевой прогоч
ной части компрессора появление отрывного
течения иа отд лопатках приводит к обра
зоваиию дискретных срывных зои к рые
вращаются в том же направлении что
и ротор но с меньшей угловой скоростью
Появление вращающегося срыва приводит
к падению напора ступеней в области
малых расходов воздуха а также воз
никиовеиию вибрации лопаток
2 Скачкообразное уменьшение расхода
воздуха и напора компрессора вследствие
потери статич устойчивости течения в
компрессоре к рое иногда происходит на
пусковых режимах работы двигателя По
теря статич устойчивости чаще всего ока
зывается необратимой приводит к «зави
санию» двигателя при увеличении расхода
топлива растет темп ра газов уменьшается
расход воздуха а частота вращения не уве
личивается
3 Собственно П Д — продольные авто
колебания потока во всем возд газовом трак
те двигателя и воздухозаборника возни
кающие в результате потери дииамич
устойчивости течения в силовой установке
являющейся газовой автоколебат системок
Харак(Сристика компрессора [.n=nnJnn.
отиоситеяьная приведенная частота вращения)
П П Потосух ин
М М Пом pm и
с активными элементами в к рых при
колебаниях может подводиться к газу или
отводиться от него энергия (компрессор
камера сгорания турбина зазоры в про
точной части) все ее элементы обладают
и реактивными свойствами в них при коле
баниях на газ действуют инерционные и уп
ругие силы
П д — разветвленной дииамич системы
с большим числом степеней свободы — мо
жет происходить с разл частотами соответ
ствующими разным формам колебаний
Возникновение П д сопровождается боль
шими дииамич нагрузками на все элементы
конструкции силовой установки выбросом го
рячих газов иа вход двигателя ростом
темп ры газов перед турбиной что при
длит воздействии приводит к разрушению
силовой установки В самолетах с неск
двигателями помпаж одного из них может
приводить к потере управляемости само
летом
Для избежания П д линии рабочих режи
мов (ЛРР) компрессора на его хар ке
располагаются на достаточном удалении
от области неустойчивых режимов расстоя
ние между ЛРР и границей устойчивых
режимов (см рис )
(лк/^пр)тах (лк/^пр)раб
Д Д v
(лк/^пр)раб
(л*— степень повышения полного давления
Gnp расход воздуха приведенный к стан
дартным атм условиям) наз запасом устои
чивости компрессора в стендовых условиях
на установившихся режимах работы ГТД
величина АЛ'у— функция приведенной час
готы вращения
«пр = «(288/7^
(Д фактич частота вращения Г* —
темп ра затормож потока перед компрес
сором) а также положения органов регули
роваиия двигателя
При работе двигателя в разл условиях
эксплуатации запас устойчивости может
уменьшаться по след причинам
1)	смещение ЛРР компрессора к границе
устойчивости в результате повышения темп
ры газов перед турбиной на неустановив
шихся режимах (за счет увеличения расхода
топлива для раскрутки двигателя) Умень
шение запаса устойчивости по этой причине
тем больше чем выше темп разгона (мень
ше время «приемистости») и на отд участ
ках может достигать 12—15% от АЛ,
В ТРДД с форсажом может уменьшаться
запас устойчивости вентилятора цри включе
нии форсажа если рост темп ры в форсаж
нои камере не компенсируется соответствую
щим увеличением площади критич сечения
реактивного сопла Аналогичные процессы
происходят и при нестационарном повышении
темп ры воздуха перед двигателем
2)	смещение границы устойчивых режимов
в сторону ЛРР вследствие неравномерности
поля давлений и темп ры перед двигателем
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим |П|ОМЛАЖ 439
возникающей в результате отрывного несим
метричного течения в воздухозаборнике или
появления перед ним тепловою возмущения
с неравномерным распределением темп ры
по сечению входного канала
3)	мгновенное (нестационарное) взаимное
сближение ЛРР компрессора и границы
устойчивых режимов под воздействием не
стационарных внеш возмущении напр пуль
саций давления в воздухозаборнике В этих
условиях возможно жесткое самовозбужде
ние П д к рыи в нек рых случаях
после прекращения возмущений может само
ликвидироваться
4)	взаимное сближение границы устойчи
вых режимов и ЛРР в процессе эксплуата
ции в резучьтате падения кпд компрессора
и турбины и уменьшения макс напора
из за эрозии лопаток и износа истираемых
покрытий проточной части
Для обеспечения устойчивой работы комп
рессора при нормальной эксплуатации дви
гателя используются автоматически управ
ляемые поворот лопаток направляющих
аппаратов компрессора и перепуск воздуха
этой же цели способствует вы пол (ген ие дви
гателя по двух трехвальной схеме Во мно
гих конструкциях для расширения области
безотрывного обтекания лопаток над рабо
чнми колесами устанавливаются спец участ
ки корпуса с перфорир обечайкой и по
лостью над ней Для предотвращения
последствий П д в эксплуатации исполь
зуется автоматизир противопомпажная за
щита двигателя
Лит Казакеви! В В Автоколебания {пом
лаж) в компрессорах 2 из1 М 1974 Хот
щевниковКВ Емки О Н Митрохин ВТ
Теория и расчет авиационных топаточиых машин
2 изд М 1986	Л Е Ольштеин
ПОПЕРЕЧНОЕ V КРЫЛА угловое откло
нение плоскости хорд крыла от его юризонт
базовой плоскости (см Системы координат
ЛА) характеризуется углом ф (см рис )
Если лов сть хорд крыла не плоская (напр
из за крутки крыла) то за плоскость
хорд обычно принимают плоскость относи
тельно к рои «закручено» крыло Угол ф
считается положительным если консоли кры
ла отгибаются вверх Выбор необходимого
угла ф связан с аэродинамич компоновкой
самолета В зависимости от стреловидности
Крыла положения его по высоте параметров
Поперечное V крыта I — лтоскосгь симметрии
самолета 2 — консоль крыла 3 — базовая пзос
кость крыла гр — угол поперечного V кры и i
вептик оперения выбор оптим угла ф
помогает регулировать необходимое соотно
шение между степенями продольной и по
перечной устойчивости ЛА
ПОПЕРЕЧНЫЙ НАБОР — см в ст Сило
вой набор
ПОПКОВ Виталий Иванович (р 1922)
сов летчик ген лейтенант авиации (1968)
засл воен летчик СССР (1967) дважды
Герой Сов Союза (1943	1945) В Сов
Армии с 1940 Окончил Чугуевскую воен
авиац школу пилотов (1941) Батайскую
воен авиац школу (1942)	Воен возд
академию (1951 ныне им Ю А Гага
рина) Воен академию Генштаба Вооруж
Сил СССР (1964) Участник Вел Отечеств
войны В ходе воины был летчиком истре
бителем ком звена ком эскадрильи истре
бит авиаполка Совершил св 300 боевых
вылетов сбил лично 41 самолет против
ника После воины — в ВВ(. центральном
аппарате МО СССР и в воен уч заведе
ниях Награжден 3 орденами Ленина 2
орденами Красного Знамени орденом Алек
сандра Невского 2 орденами Отечеств
войны 1 й степ орденом Отечеств войны
2 и степ 2 орденами Красной Звезды
орденом «За службу Родине в Вооружен
пых Силах СССР» 3 и степ медалями
Бронзовый бюст в Москве
Лит Величко В А Дважды Герои Сонетско
го Союза В И Попков М 1948 Со ко
лов В Д На острие атаки в его кн
Крылья \ пас очни М 1976
ПОПОВ Николай Евграфович (1878 —
1936)—рус летчик По профессии жур
налист В 1908 принимал участие в качестве
пилота в неудавшейся попытке амер жур
налцста У Уэлмеиа достичь на дирижабле
Сев полюса Самостоятельно освоил само
лет «Раит» (6)19 апр 1910 аэроклуб Фран
ции вручил П — второму (после М Н Ефи
мова) русскому обучавшемуся во Фран
нии — диплом пилота авиатора (№ 50)
Весной 1910 совершил ряд полетов на авиац
празднике в Канне (Франция) в т ч над
морем Успешно летал во время Междунар
авиац недели в апр 1910 в Петербурге Дос
тиг выс 600 м и продолжительности полета
св 2 ч Через месяц при облете самолета
Для сдачи воен ведомству потерпел аварию
Летную деятельность прекратил из за инва
лидностн Уехал за границу лечиться в Рос
сию не вернулся Покончил жизнь само
убийством в Канне
Лит CaiuoiiKO В Н Ко лочяжскии ни под
ром Л |983
ПОПОВ Сергеи Алексеевич (1909—69) —
сов воздухоплаватель организатор и руко
водитель подготовки пилотов свободных
аэростатов ГВФ Окончил воздухоплават
школу Осоавиахима (1932) В 1932—40
ком отд воздухоплават группы «Дирижаб
лестроя» руководил проведением уч поле
тов студентов Дирижаблестроит уч комби
ната ГВФ и тренировочных полетов летного
состава уч Опытной эскадры дирижаблей
ГВФ По предложению П для треннровоч
пых полетов применялись аэростаты типа
«шары прыгуны» объемом 150 м3 летавшие
с одним пилотом на выс 200 —2000 м
до 20 ч В 1942 по инициативе П было
организовано воздухоплават подразделение
в ВВС занимавшееся подготовкой парашю
тистов После Вел Отечеств войны П —
спортивный комиссар по Проведению рекорд
ных полетов на аэростатах
ПОРОХОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ — то же что
ракетный двигатель твердого топлива
ПОРОХОВЩИКОВ Александр Александре
внч (1892 1943)— русский конструктор
предприниматель летчик Будучи гимназис
том построил на з де хДуксъ самолет
(1909) одобренный Н Е Жуковским
В 1911 в Риге орюннзовал опытную мастер
скую где построил расчаючный моноплан
простейшей конструкции «Пороховщиков
Jv I» и сам летал на нем Оригинальный
полутораплан двухбалочной схемы (см рис
в табл V) — двухместный разведчик назв
«Би кок» № 2 («Двухвостка») он построил
в 1914 В 1915 мастерская П в ПетрОгра
де преобразованная в з д выпускала само
леты иностр марок а также его уч биплан
П IV (1917) В 1918 П сдал офиц
испытания на звание воен летчика затем
служил в сов авиац частях возглавлял
авнамастерскис одновременно продолжая
конструкторскую деятельность В 1919-23
выпускались небольшие серии уч самолетов
его конструкции П IV бис П IV 2бис
П VI бис (все они имели бипланиую схему
с хвостовой фермой) В 1923 П переехал
в Москву где работал инженером в разл
Орг циях и на з дах Совместно с П нек рое
В И 11 । ь >
11 I II I я
С А Ионов	А А Пороховщиков
У Пост
I Ираидтль
время работал известный впоследствии сов
авиаконструктор В П Яценко
ПОРОШКОВЫЕ МАТЕРИАЛЫ — мате
риалы изготовленные методом порошковой
металлургии — технол процессом охваты
вающим произ во порошков металлов
сплавов и металлоподобных соединений
а также изделий из них или их смесей с
неметаллич порошками
П м применяются в разл областях тех
ники в след случаях когда требуются ма
териалы (со спец свойствами) к рые не
возможно получить др методами произ ва
когда в результате особенностей изготовле
ння 11 м имеют более высокие качеств
показатели чем материалы полученные по
традиц технологии (Литье деформация)
когда при получении изделии из порошков
улучшаются технике экон показатели их
произ ва по сравнению с традиц техноло
гней (сокращение расхода сырья упрощение
технологии уменьшение затрат на оборудо
ванне рабочую Силу и т п )
П м классифицируют по назначению (жа
ропрочиые коррозионностоикие магнитные
антифрнкц контактные фрикц и др )
по плотности (плотные пористые) по хим
составу (чистые материалы сплавы) но
технологии получения (спеченные компакти
рованные)
Для получения 11 м применяются след
технол методы твердофазное спекание спе
какие в присутствии жидкой фазы пропит
ка горячее прессование горячее нзоста
440 ПОПЕРЕЧНОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тич прессование Первые четыре метода
осн на получении порошковой шихты пу
тем смешивании компонентов их прессова
иия и последующего горячего спекания (или
только горячего прессования) в ряде слу
чаев применяется дополнит обработка спе
ченных изделий (повторное прессование и
т п ) Эта схема является основной для по
лучения П м По такой технологии изго
товляют мн изделия из П м (гл обр
небольшие—массой 0 5—5 кг) пористые
подшипники фрикц изделия фильтры твер
дые сплаву магниты контакты изделия
из тугоплавких металлов изделия из жаро
прочных сплавов (гл обр дисперсноупроч
ненного типа на основе никеля и алю
мнння) ферриты сварочные электроды разл
детали машин и приборов Однако такая
схема не может обеспечить получение
абсолютно плотного (беспористого) П м
для этого требуется дополнит деформация
В последние годы интенсивно развивается
новый технол процесс получения авиац
материалов конструкц назначения — метал
лургия гранул никелевых титановых и алюм
сплавов (см Гранулируемые сплавы) Про
цесс основан на получении микрослитков
заданного хим состава кристаллизирую
щихся с высокой скоростью охлаждения и
их последующем компактировании путем
изостатич прессования Полученные прес
совки (массой До 0 5—2 т) могут быть ис
пользованы как готовые изделия или как
заготовки для последующей деформации
Высокая скорость охлаждения при кристал
лизации позволяет вводить в сплавы повы
шениые кол ва легирующих добавок т е
создать новый класс П м Высоколегир
П м характеризуются равномерной мелко
зернистой структурой отсутствием пор
высоким уровнем механич свойств приме
няются для изготовления деталей двигателя
(диски из никелевых П м и др ) и
фюзеляжа самолета (детали кабины сверх
звук самолетов из алюм П м и др )
Металлургия гранул позволяет значительно
расширить объем применения П м
Лит Федорченко И М Андриев
скин Р А Основы порошковой металлургии
Киев 1961 Обработка легких и жаропрочных
сплавов К 70 летаю со дня рождения академи
ка А Ф Белова М 1976
О X Фаткуллин Б И Матвеев
ПОРШНЕВОЙ ДВИГАТЕЛЬ —см в ст
Двигатель авиационный
ПОРЫВ ВЕТРА нормированный — зна
чение скорости потока неспокойного воздуха
задаваемое в Нормах прочности ЛА при
к ром производится расчет нагрузок на ЛА
с целью обеспечения его достаточной
прочности в условиях полета Нагрузки
иа ЛА при действии П в возникают
вследствие изменения аэродинамич сил
связанного с изменением углов атаки
скольжения и скорости движения ЛА отно
сительно воздуха Нормиров П в зависит
от типа ЛА и режимов полета См также
Болтанка
ПОСАДКА — этап полета самолета с высоты
15 м над уровнем торца ВПП до приземления
и пробег по аэродрому до полной оста
новки При определении потребной посадоч
иой дистанции (расстояние от начала П
до окончания пробега) небольших самолётов
местных возд линий ИКАО допускает
считать П с выс 9 м над уровнем
ВПП Возд участок П является самым
сложным и ответств этапом полета по
скольку возможности исправления ошибок
летчика или автоматич систем на П
уменьшаются по мере уменьшения высоты
Весьма непродолжительный (6—10 с) возд
участок П включает неск стадий вырав
иивание выдерживание парашютирование
приземление
Выравнивание обычно начинается на
выс 5—8 м и заканчивается переводом
самолёта в режим выдерживания на выс
0 5—1 м В процессе выравнивания вертик
скорость снижения по глиссаде плавно умень
шается практически до нуля В ыдержива
ние применяется для дальнейшего умень
шения высоты полета с постепенным умень
шением скорости и увеличением угла атаки
до значений при к рых становится воз
можным приземление и устойчивый пробег
самолета При уменьшении подъёмной силы в
конце участка выдерживания начинается
парашютирование — снижение с уве
личивающейся вертик скоростью Т к вы
сота парашютирования мала в момент
приземления вертик скорость незначитель
на В нек рых случаях для сокращения по
садочной дистанции применяется посадка
без выдерживания а иногда и без полного
выравнивания На самолетах с носовым
колесом приземление осуществляется
на осн колеса на самолетах с хвосто
вым колесом — как правило на все колеса
(посадка на три точки) Приземление на коле
са расположенные впереди центра тяжести
может сопровождаться возникновением мо
мента сил увеличивающего угол атаки
а следовательно и подъемную силу В этом
случае наблюдается взмывание («ко
Зел»)—резкое удаление самолета от ВПП
Причиной взмывания может явиться чрез
мерное взятие летчиком ручки управления
на себя в конце выравнивания и иа
выдерживании Взмывание самолета при П
явление нежелательное поскольку оно уве
личивает посадочную дистанцию и услож
няет процесс выполнения П В целях
обеспечения надежной П используются ав
томатизир системы захода на посадку и
посадки (см Автоматизация посадки)
Лит Вислеиев Б В Кузьменко Д В
Теория авиации 4 изд М 1939 Котик М Г
Динамика взлета и посадки самолетов М 1984
А В Климин
ПОСАДОЧНАЯ СКОРОСТЬ скорость са
молета в момент касания осн его опорными
устройствами пов сти ВПП на посадке
Уменьшение П с при прочих равных
условиях сокращает дистанцию пробега
самолета после приземления Уменьшение
П с достигается снижением удельной на
грузки на крыло и увеличением подъемной
силы крыла путем применения механизации
крыла и энергетической механизации крыла
Значения П с меняются примерно от
80 км/ч у легкомоторных напр спортивных
самолетов до 300 км/ч и более у скоростных
ПОСАДОЧНЫЙ КРЮК — то же что тор
мознои крюк
ПОСТ (Post) Уаили (1898—1935)— амер
летчик В 1933 совершил первый круго
светныи перелет в одиночку (с посадками)
на самолете «Вега» фирмы «Локхид» (рис
в табл XIV) Двумя годами ранее он
выполнил аналогичный перелет на том же
самолете совм с X Гэтти В 1935
провел испытания высотного скафандра в
условиях длит полета на выс 9100 м
В том же году погиб вместе со своим
спутником писателем У Роджерсом на
Аляске при попытке совершить перелёт
через Сев полюс на гидросамолете
ПОСТАНОВЩИК ПОМЕХ—ЛА предназна
ченный для подавления радиоэлектронных
средств (РЭС) противника с целью обесгге
чения боевых действий своих войск П п
могут использоваться для радио и радио
техн разведки а также тренировки на
земных корабельных операторов РЭС и эки
пажей ЛА в условиях помех По типу ЛА
П п подразделяются на самолеты вер
толеты аэростаты и др пилотируемые
и беспилотные ЛА по месту базирования —
на палубные и наземного базирования
Палубный постановщик помех Грумман ЕА 6В ВМС
США с подвешенными в контейнерах средствами
радиоэлектронного подавлении
и др самолетов
по типу установл средств радиоэлектронно
го подавления (РЭП)— на постановщики
активных и пассивных помех Наиболее
распространены самолеты П п Они обеспе
чивают прикрытие боевых порядков войск
прикрытие пусков управляемого оружия
дезорганизацию управления войсками про
тивника Пилотируемые П п создаются на
базе бомбардировщиков истребителей бом
бардировщиков трансп
Осн способы ведения боевых действий
П п создание помех из спец зон
из боевых порядков и при полёте по
самостоят маршруту Беспилотные П п
представляют собой модификации многоце
левых беспилотных ЛА специализирован
ных для выполнения отд задач РЭП (подав
ление РЛС обнаружения линий связи и
т Д ) Беспилотные П п действуют
в осн в зоне ПВО противника
Особенности конструкции П п изменение
конфигурации ЛА в связи с размещением
дополнит оборудования установка на фю
зеляже крыле и киле большого числа допол
нит антенн и т д Средства РЭП могут
размещаться внутри фюзеляжа либо в
подвесных контейнерах (см рис ) Средства
РЭП П п объединяются в единый комп
леке В него входят аппаратура информац
обеспечения (устройства для обнаружения
измерения параметров сигналов РЭС про
тивника и их пеленгации) устройства
Отображения информации (экраны и табло)
управления ЭВМ и исполнит устройства
(станции активных помех Для подавления
РЭС систем управления войсками и ору
жием противника станции активных помех
для подавления линий УКВ связи и наведения
истребителей устройства для выброса
средств РЭП одноразового использования
а также средства для индивидуальной за-
щиты П п от поражения оружием про
тивника)
Впервые П п были использованы англ
ВВС в 1943 Во время Вел Отечеств войны
сов ВВС подавляли РЭС противника с
самолетов дальней авиации при нанесе
нии ими ударов по объектам Германии
Специализир самолеты П п получили раз
витие в 50 х гг В войнах на Ближнем
Востоке (1967 и 1973) использовались
также беспилотные П п Г В Запорожец
ПОСТУПЬ ВИНТА—расстояние проходи
мое воздушным винтом в осевом направле
нии за время одного оборота Определяется
отношением постулат скорости V самолета
(в м/с) к числу оборотов п винта за 1 с
На практике обычно используется отно
сительнаяП в X K=V/(nD) где D —
диаметр винта
«ПОТЕЗ» (Societe des avtons et moteurs
Henri Potez) — самолетостроит фирма
Франции Образована в 1916 под назв СЕА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

441
(SEA Socrete d etudes aeronautiques)
в 1919—37 наз «Аэроплан Анри Потез»
(Aeroplanes Hen г г Poiez) в 1937 вошла
в состав *Норд авиасьонъ в 1953 вновь
стала самостоятельной получив указ назв
с 1967 в составе «Сюд авиасьон» Фир
ма выпускала пасс туристские и воен
самолеты Наиболее известны легкий много
целевой и разведыват самолет Потез 25
(первый полет в 1925 построено ок
4 тыс в 87 вариантах) и истребитель
бомбардировщик Потез 63 (1936 построено
702) Небольшая фирма «Потез аэронотик»
(Poiez Aeronauirque) в 80 х гг выпускала
авиац оборудование и выполняла суб
контрактные работы
ПОТЕНЦИАЛ СКОРОСТИ (от лат poten
ha— сила) — скалярная функция гр про
странств координат и времени градиент
к рой равен вектору скорости V среды
V=grad<p П с существует для без
вихревых течении и введение П с позволяет
эффективно их исследовать
Ур ние для определения 11 с получается
в результате подстановки приведенного вы
ражен и и в неразрывности уравнение Для
несжимаемой жидкости П с удовлетворяет
ур ни» Лапласа (Д<р—0) н является гармо
нич ф цией В этом случае П с допускает
простую физ интерпретацию П с данного
распределения скорости безвихревого тече
ння есть увеличенный в —1/q(q—плотность
среды) раз импульс сил давления требуемый
для приведения среды (первоначально нахо
Лившейся в состоянии покоя) в данное
движение
Для заданного поля скоростей Пев
произвольной точке В можно найти интегри
рованием вдоль нек рой кривой начинаю
щейся в точке А с известным значением
потенциала
в
Чв = Чл+ Jzvdr
где dr — направленный элемент кривой
При движении в односвязной области П с
является однозначной ф цней г, а значение
интеграла не зависит от пути интегрирова
ния Для многосвязной области П с
в общем случае неоднозначен и его значение
в точке В зависит от формы кривой
вдоль к рой проводится интегрирование
В А Башкин
ПОТЕНЦИАЛ УСКОРЕНИЯ — скалярная
функция Ф пространств координат и вре
мени t градиент к рой равен вектору
ускорения W
(1	с?<р \
—|grad<jp|2 + -^- I
где <р — потенциал скорости Существует дчя
безвихревых течений и при движении
несжимаемой жидкости удовлетворяет как
и потенциал скорости ур нию Лапласа
В аэро и гидродинамике используется
прн исследовании обтекания профилей и
крыльев дозвук и сверхзвук потоками иде
ального газа на основе линеарнзов уравне
ний (см напр Прандтля—Глауэрта тео
рия)
ПОТЕНЦИАЛЬНОЕ ТЕЧЕНИЕ течение
жидкости или газа для к рого существует
потенциал скорости (см Безвихревое те
чение)
ПОТЕРЯ ЭФФЕКТИВНОСТИ ОРГАНА УП-
РАВЛЕНИЯ При закритическ их зна
чениях числа Маха полета — обус
ловлена развитием зоны сверхзвук течения
(см Трансзвуновое течение) на профиле
несущей пов сти при превышении Маха
числа полёта М критич числа М (М >
>М,)
Эксперименты в аэродинамич тру
бах и летные исследования показали, что
при приближении значения Мш к единние
Рис 1 Распределения давления вдоль верхней (красные кривые) н ннжией (синие кривые) поверх
ностей профиля при различных значениях	(п —М =0 69 б	— 0 83 в — =0 86 и г — =0 88)
и различных углах о отклонения руля (кривые I — 6 —о кривые 2 — 6 = 8° штриховые прямые — зиаче
ння ркр)
может иметь место значит уменьшение эф
фективности органа управления (ОУ) а
в нек рых случаях даже обратное его дейст
вне
Механизм П э о у становится понят
ным есчи рассмотреть изменения значений
и распределения по профилю относит дав
ления р(р—р/р0 где р давление в рас
сматриваемой точке р0—полное давление
набегающего потока) при разл значениях
угла 6 Отклонения ОУ и (рис 1) При
Моо=0 69<М# наблюдается хорошо извест
ное различие в значениях р растущих с уве
личением б но характер распределения р
вдоль хорды (х — выраженное в процентах
отношение расстояния х от носика профиля
вдоль хорды к хорде Ь профиля х—х/Ь) прак
тически не меняется Совершенно иным ока
зываются распределения давления по профи
лю при Мш>М, На верх и ниж пов стях
видны развитые области сверхзвук течения
(области где |р|>|р | р —значение р при
местном числе Маха м = 1) Они начинают
ся приблизительно от х—17% н простирают
ся до места расположения замыкающих их
скачков уплотнения (см Ударная волна)
В отличие От эпюры давления наблюдаемой
ПРИ Мщ<М. при Моо=0 83>М, напр
распределение давления на части пов сти
профиля—от носика до скачков уплотне
ния — оказывается почти не зависящим от
угла б Это имеет место на протяжении
приблизительно 60% хорды на верх пов сти
и 40% — на нижней (на ней из за влияния
отклонения ОУ вниз скачок уплотнения сме
щается к носику профиля) Отклонение ОУ
вызывает лишь изменения в положении скач
ка уплотнения на профиле и в распределении
давления по части профиля расположенной
за скачком уплотнения По мере увеличе
ния скачки уплотнения перемещаются
вниз по потоку и происходит заметное расши
рение областей сверхзвук течения на обеих
пов стях профиля
Оптич исследования обтекания профилей
при Мк>М. показывают что расширение
зоны сверхзвук течения всегда сопровож
дается одноврем увеличением высоты скачка
уплотнения т е глубины проникновения
области сверхзвук течения в поток обтекаю
Ший профиль Поэтому возникающие позади
Рис 2 Распределения приращений Др давления
вдоль верхней (красные кривые) к нижней (синие
кривые) поверхностен профиля при отклонении
руля на угол 6-4° (угол атаки а —0) и различ
ных значениях Ми а — 51^=0 75 (Дсу—0 1661
б-М -083 (Дс¥=0 (46) в —М -085 (Дс,,=
— 0 063) г — Мм-0 88 (Дсу-----0 031)
скачков уплотнения небольшие возмущения
создаваемые обтеканием отклоненного ОУ и
распространяющиеся в потоке со скоростью
звука не могут проникать на переднюю
часть пов сти профиля вследствие задержи
ваютего влияния сильно развитой местной
сверхзвук зоны и распределение давления
по части профиля расположенной впереди
скачка уплотнения оказывается почти не
зависящим от отклонения ОУ При этом при
ращение Асу коэф подъемной силы (см
Аэродинамические коэффициенты) вызы
442 ПОТЕНЦИАЛ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ваемое отклонением ОУ и в основном оп-
ределяющее эффективность ОУ, возни-
кает лишь за счёт приращения Др относи-
тельного давления [Др=р(б)—р(б=0)] на
части профиля, расположенной позади за-
мыкающего скачка уплотнения (рис- 2).
Г П. Свищев
ПОТОЛОК летательно г о аппарата—
наибольшая высота, к-рую может набрать
ЛА при данном полётном весе. Различают
статический потолок (для вертолётов
потолок висения), практический потолок и
динамический потолок. П является одной
из осн. хар-к, определяющих тактич. воз-
можности ЛА: преодоление ПВО, перехват
высотных целей, действия в высокогорных
условиях (для вертолётов) и т- п.
Б X Давидсон
ПОТОЛОК ВИСЕНИЯ вертолёта —
макс, высота, на к-рон вертолёт в заданных
условиях (барометрия, давление, темп-ра
и влажность воздуха) и при заданном
полётном весе способен висеть не снижаясь
без влияния воздушной подушки при гори-
зонтальной воздушной скорости ЛА, равной
нулю. П- в. тем больше, чем меньше отноше-
ние массы вертолёта к мощности его двига-
телей и к ометаемой площади несущего
винта и чем больше относит- кпд (аэро-
динамич. совершенство) несущего винта и
отношение мощности, передаваемой на не-
сущий винт, к мощности двигателей.
Е С. Вождаев
ПРАВИЛА ПОЛЕТОВ — установленные
гос-вом правила действий командира (пило-
та) возд. судна при подготовке и выполнении
полёта. Они регулируют возникающие у него
отношения с командирами др. возд. судов,
находящихся в полёте, с органами обслу-
живания возд движения и административ-
ными органами гос-ва по поводу соблюде-
ния установленных запретов и ограничений
на полёты. Ответственность за соблюдение
П. п. возлагается на командира возд.
судна. Он может отступать от них только
при обстоятельствах, когда Это абсолютно
необходимо в интересах безопасности возд.
судна.
Приняты две системы П. п.г правила ви-
зуальных полётов (ПВП) и правила полётов
по приборам (ППП). В основе ПВП лежит
принцип «вижу и меня видят». Полёты
выполняются в метеоусловиях. Когда высота
ниж. границы облаков и горизонт видимость
выше установленных в гос-ве метеоминиму-
мов для полётов по ПВП (см. Минимум по-
годный) .
Расхождение воздушных судов в полёте
по ПВП и выдерживание безопасных ин-
тервалов между ними обеспечиваются
экипажами путём визуального наблюдения
за полётом др. воздушных судов, а истин-
ная безопасная высота — путём визуально-
го наблюдения за впереди расположен-
ной местностью и препятствиями. Полё-
ты по ПВП допускаются, как правило, в
нижнем воздушном пространстве до выс.
6000 м и при скорости не более 500—
600 км/ч.
ППП предусматривают выполнение полё-
тов по пилотажно-навигац приборам под
контролем органов обслуживания возд.
движения Установленные в гос-ве безо-
пасные интервалы в горизонт, и вертик.
плоскостях между возд. судами, выполняю-
щими полёты по ППП, и предупреждение
столкновений между ними обеспечиваются
органами обслуживания возд. движения пу-
тём передачи экипажам соответствующих
диспетчерских разрешений и указаний (см.
Диспетчерское обслуживание).
Во мн. странах, в т. ч. в СССР,
был введён ещё один вид П. п.— особые
правила визуальных полётов (ОПВП). Они
разрешают полёты в метеоусловиях ниже
минимума, установленного для полётов
гго ПВП. в частности при срочных вылетах
для оказания мед. помощи, проведении
спасат. работ и т. п
В целях унификации П. п. гос-на —
участники Чикагской конвенции 1944 обя-
зались поддерживать максимально возмож-
ное единообразие своих собств. правил и
правил, устанавливаемых на основании кон-
венции. П. п. в виде стандартов, реко-
мендуемых гос-вам — членам ИКАО, вклю-
чены в Приложение 2 к Чикагской кон-
венции 1944. В возд пространстве над
открытым морем по соглашению между
гос-вами, закреплённому в конвенции, дейст-
вующими являются правила, установленные
ИКАО н включённые как стандарты в
указанное Приложение 2.
П. п., принятые гос-вом и обязательные
для соблюдения в пределах его территории
при междунар. полётах, публикуются для
сведения экипажей иностр, возд судов
и авиакомпаний в Сборнике аэронавигац
информации.	А И Котов.
ПРАКТИЧЕСКАЯ ДАЛЬНОСТЬ поле
та - расстояние. К-рое может пролетать ЛА
при заданном состоянии атмосферы с учё-
том расхода топлива на запуск и опробование
двигателей, руление перед взлётом, взлёт,
предпосадочный манёвр, посадку, руление
после посадки, а также с учётом аэронави-
гационного запаса топлива, определяемого
для соответствующего типа ЛА Нормами
лётной годности. П. д. существенно зависит
От массы Целевой нагрузки. Зависимость
«нагрузка—дальность» (см. рис.) является
Практическая дальность полёта
одной из осн. хар-к ЛА. На этой зави-
симости можно выделить три характерных
участка: I — ограничение по максимальной
целевой нагрузке (в осн. обусловлено проч-
ностью конструкции); 2 — ограничение по
взлётной массе; 3 — ограничение по массе
топлива (ёмкость топливных баков).
В. М. Бузулуков
ПРАКТИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК л ет а т ел ь-
ного аппарата — наибольшая высота,
на к-рой при полёте с пост горизонт, ско-
ростью ЛА располагает небольшим избыт-
ком тяги (мощности), достаточным для
подъёма с нек-рой вертикальной скоростью.
Обычно за П п. принимают такую высоту,
на к-рой макс, вертик. скорость (для ЛА
разл. типа) составляет 0,5—5 м/с. В связи
с тем, что сверхзвук, самолёты легко
могут превышать П. п., используя диапа-
зон динамических высот, это понятие для них
становится условным (см. Динамический
потолок). Однако 11 п. остаётся важной
хар-кой при сравнении ЛА разл. типов
и при контроле качества их серийного
произ-ва.
ПРАНДТЛЬ (Prandtl) Людвиг (1875—
1953)— нем. учёный в области механики,
один из основателей Теоретич. и эксперим.
аэрогидромеханикн, создатель научной шко-
лы по прикладной аэро- и гидромеханике
Окончил Высш, политехи, уч-ще в Мюнхене.
С 1901 проф Высш. техн, уч-ща в Ган-
новере. Директор Ин-та гидро- и аэроди-
намики кайзера Вильгельма в Гёттингене
(1925 — 47). Осн. труды по аэро- и гидро-
механике, теории упругости и пластичности,
газовой динамике и динамич. метеорологии.
Ввёл представление о пограничном слое,
заложил основы теории отрывного течения,
изучал вопросы теплообмена (см. Прандтля
число). Создал полуэмпирич. теорию турбу-
лентности, исследовал турбулентные течения
в трубах и пограничном слое, переход
ламинарного течения в турбулентное. Разра-
ботал приближённую теорию самолётного
крыла конечного размаха для малых Маха
чисел полёта, линеаризов. теорию обтекания
тел дозвук. потенц. потоком невязкого
совершенного газа (сонм, с Г. Глауэртом;
см. Прандтля—Глауэрта теория) Одним из
первых занялся сверхзвук, аэродинамикой
(см Прандтля— Майера течение) . В 1907 —09
создал первую аэродинамич. трубу замкну-
той схемы. Портрет см. на стр. 440.
Соч. в рус пер * Гидроаэромеханика, 2 изд.,
М , 1951
ПРАНДТЛЯ ЧИСЛО (по имени Л. Пранд-
тля) — безразмерный параметр Рг, равный
произведению уд. теплоёмкости при пост-
давлении ср на динамич. вязкость р,
делённому на теплопроводность Х:Рг=^Срц/?..
Характеризует отношение кол-ва теплоты,
выделяемой в данной точке потока вслед-
ствие вязкой диссипации, к кол-ву теплоты,
отводимой от неё путём теплопроводности.
11. ч. является важной теплофиз. хар-кой
среды при исследовании аэродинамического
нагревания ЛА. Для воздуха Рг^=0,7.
Аналогично определяется П. ч. для тур-
булентного течения с использованием зна-
чений турбулентных вязкости и теплопро-
водности
ПРАНДТЛЯ —ГЛАУЭРТА ТЕОРИЯ - ли-
неаризов теория обтекания тел дозвук. по-
тенциальным потоком невязкого совершен-
ного газа, первое приближение теории ма-
лых возмущений (предложена Л. Прандтлем
н Г. Глауэртом в 1927 — 30). В её основе
лежит предположение о малости возмущений
скорости, вносимых телом в однородный
установившийся поток, по сравнению со
скоростью невозмущ. (на бесконечности)
набегающего потока и разностью
где - скорость звука в невозмущ. потоке.
Это предположение выполняется, если в лю-
бой точке угол наклона пов-сти тела к
направлению является малой величиной.
В первом приближении квадратами возму-
щений в ур-ниях движения можно пренеб-
речь, что приводит к их существ, упрощению.
Потенциал возмущения скорости <рв, связан-
ный с потенциалом скорости ср соотно-
шением <рв=<р—УкЛ, при заданном Маха
числе	удовлетворяет уравнению
П р а н дт л я—Г л а у э рт а:
(I -	+ <pBS„ + %гг = 0.
С помощью преобразования Прандтля—
Глауэрта
У = т]/(1 — М^)г/2, z = g/(1 — М^)1/2
ур-ние для (рв сводится к ур-нию Лап-
ласа, описывающему течение несжимаемой
жидкости. Влияние сжимаемости интерпре-
тируется растяжением физ. пространства в
поперечных направлениях в соответствии с
Преобразованием Прандтля—Глауэрта. С
увеличением создаваемые телом возму-
щения распространяются в боковом и вертик.
направлениях на большее расстояние, чем
в продольном. В остальном поток сжима-
емого газа подобен потоку несжимаемого.
Соответствие между течениями сжимае-
мого и несжимаемого газов около заданного
профиля устанавливается правилом
Прандтля—Глауэрта:	распределение
коэф, давления ср при заданном значении
можно получить из соответствующего
распределения с в сходств, точках потока
несжимаемого газа, обтекающего профиль
с той же относит- толщиной, если ординаты
этого распределения увеличить в 1/(1 —
-Mt)f/2 Раз- т- е- <7=ср11/(1-м£)1/2.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своийЛ1ВДЙД(ГЯЯ	443
Аналогичными соотношениями связаны
между собой аэродинамические коэффициен-
ты подъёмной силы и момента для потоков
сжимаемого и несжимаемого газов. В соот-
ветствующих точках т. о. преобразованного
поля течения продольный компонент скорости
увеличивается в 1/(1—М^)1/2 раз, а вер-
тик. и боковой компоненты остаются неиз-
менными. Распределения коэф, давления в
сходств, точках будут одинаковыми в том
случае, когда в потоке сжимаемого газа про-
филь имеет в (1—М^)-1^2 раз меньшую
относит, толщину.
Правило Прандтля — Глауэрта позволяет
только проводить перерасчёт рассматривае-
мых величин в потоке несжимаемого газа
на их значения в дозвук. потоке сжима-
емого газа при заданном значении Mw;
задача об обтекании тела потоком несжи-
маемой жидкости должна решаться соответ-
ствующим методом (см. Гидродинамика).
Для уточнения П- —Г. т. в областях, силь-
но возмущённых телом, разработаны ме-
тоды высших приближений- При трансзвук,
скоростях потока линеаризация ур-ний дви-
жения становится неприемлемой даже в
случае малых возмущений (см. также Ли-
неаризованная теория течений).
В. И Васильченко
ПРАНДТЛЯ —МАЙЕРА ТЕЧЕНИЕ [по име-
ни нем. учёных Л. Прандтля и Т. Майера
(Th. Meyer)] — плоскопараллельное течение
газа, возникающее при движении равно-
мерного сверхзвук, потока вдоль параллель-
ной ему твёрдой пов-сти, к-рая плавно
переходит в искривлённый участок с выпук-
лостью в сторону потока. П.— М. т. широко
распространено как в чистом виде, так
и в качестве отд- фрагментов сложных
сверхзвуковых течений. Вследствие того,
что одно семейство хар-к начинается в рав-
номерном потоке, хар-ки др. семейства
прямолинейны, а образом П.—М. т. в плос-
кости годографа является отрезок эпици-
клоиды (см. Характеристик метод. Годогра-
фа метод). Эти свойства иногда используют-
ся для определения П.—М. т. По аналогии
с одномерным нестационарным течением
П.—М. т. также наз. простой волной.
При обтекании угла, большего 180°, реали-
зуется автомодельное течение газа: исхо-
дящие из угловой точки характеристики
образуют веер (аналог т. и. центрированной
волны)
В П —М. т газодинамич. переменные
сохраняют пост, значения вдоль прямолиней-
ных хар-к. Местное Маха число связано
с углом их наклона ур-нием эпициклоиды,
остальные параметры выражаются через
число Маха по ф-лам из оэн тропического
течения расширения.
В отличие от непрерывного П.—М. т.
расширепия с расходящимся пучком пря-
молинейных хар-к, при сверхзвук, обтекании
стенки с вогнутостью в сторону потока
происходит сжатие газа, хар-ки образуют
сходящийся пучок и на нек-ром расстоянии
от стенки пересекаются, что свидетельствует
о возникновении «висячего» скачка уплот-
нения.
Лит см. при статье Аккерета формулы.
В Н Голубкин
«ПРАТТ ЭНД УИТНИ» (United Techno-
logies Pratt and Whitney) — группа авиа-
двигателестроит. пр-тий США. Осн. в 1925
под назв. «Пратт энд Уитни эркрафт»
(Pratt and Whitney Aircraft), в 1934
вошла в состав концерна «Юнайтед эркрафт
корпорейшен», переименованного в 1975
в «Юнайтед текнолоджис» (United Techno-
logies Corp.). Кроме з-дов в США, вы-
пускающих двигатели длн воен, и гражд.
авиации, имеется канад. филиал «Пратт энд
Уитни Канада», производящий двигатели
для ЛА авиации общего назначения и са-
молётов местных авиалиний. До кон. 50-х гг.
«П- э. У.» выпускала ПД большой мощ-
ности с возд охлаждением, такие, как
«Уосп», «Туин уосп», «Дабл уосп»; в годы
2-й мировой войны половину (по общей
мощности) двигателей воен, самолётов США
составляли ПД «П. э. У.», а в первые
послевоен. годы ими оснащались св. 3/4
самолётов амер, авиакомпаний. В 1948
началось лицензионное произ-во ТРД J42
на основе англ, модели «Нин», в 1953 —
произ-во ТРД J57 собств. конструкции,
к-рые применялись на воен, и гражд.
самолётах, с 1945 — разработка ТВД, в
1955 — создание ЖРД- В 1959 построен
первый ТРДД «П. э. У.»—JT3D, в 60-х гг.—
ТРДФ J58 для самолётов, рассчитанных
на Маха число полёта Мж=3. «П. э. У.»—
поставщик ГТД для истребителей, штур-
мовиков, трансп. и пасс, самолётов, в т. ч.
широкофюзеляжных. К нач. 1991 «П. э. У.»
выпустила св. 70 тыс. ГТД, в осн. авиа-
ционных. К осн. программам кон. 80-х гг-
относятся: произ-во ТРДД JT8D, JT9D
(см. рис.), JT15D, PW4000, PW2037, ТВД
и турбовальных ГТД РТ6, PW100 и 200,
ТРДДФ TF30, FlOO, PW1120; разработка
ТРДДФ PW5000 с плоским соплом для
амер, истребителя ATF 90-х Гг. Осн.
да иные нек-рых двигателей фирмы приведены
в табл.
Табл --Двигатели фирмы «П р а т т энд Уитни»
Основные данные	FIDO (ТРДДФ)	PW2037 (ТРДД)	J58-4 (ТРДФ)	J52-р-408 (ТРД)	JT15D-4 (ТРДД)
Тяга. кН	101 — 112	164.5	151	49,8	11 1
Мощность. кВт .	 	 	-	—	—	—	—
Масса, к: . .	. .	. .	1400	3260	2950	1050	250
Диаметр, и Удельный расход топлива ва взлётном режиме,	0,925	2.13	1.27	0,965	0,685
Ki/jH-ч)	. . .	0,221	0,033	0 193	0 091	0,0572
г/(кВт-ч) на крейсерском режиме,	—	—	—		—
кг/(Н-ч)	...	——	0,0575*	—	0,08	0,087
Расход воздуха, кг/с	102—Ю6	541	145	65	34,5
Степень повышения давления Температура газа перед турбиной	23—25	26.9	8	14.5	10,7
К		1678	1669	1270	—	[289
Применение (летательные аппа-	Истребители Макдон-	Пассажирский самолёт	Разведывательный са-	Штурмовики Макдон-	Тренировочный самолет
раты) 		нелл-Дуглас F-15, Дженерал дайцемикс F-Гб	Боинг 757. военно- трансцортный самолёт Макдоннелл-Дуглас С-17	молёт Локхид SR-71	нелл-Дуглас А-4М. A-4F	5 lAl-Маркетти S 211
* Высота полёта //=[0700 м, Маха число полёта 5100 = 0,8.
444 ПРАНДТЛЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРЕДЕЛЬНАЯ ЛИНИЯ ТОКА — линия то
ка вязкого течения на пов стн тела касатель
ная к к рой в каждой точке пов сти тела
совпадает с направлением вектора касатель
ного напряжения трения в этой точке
Поэтому П л т иногда наз линией
поверхностного трения В криво
линейной ортогональной системе координат
5 л связанной с обтекаемой пов стью
ур ние П л т имеет вид
.	Aadv]
~ тч
где h, (I, rj)	т])— т н коэф Ламе
t£ — касательные напряжения трения на
пов сти значения к рых определяются в
результате интегрирования ур ний описы
вающих движение вязкой жидкости Навье—
Стокса уравнений ур ния пограничного слоя
и др Экспериментально спектр П ч т
(см Спектр потока) на обтекаемой пов сти
может быть определён напр методом
размываемых точек (см Визуализация тече
нии) Знание спектра П л т дает богатую
информацию об особенностях течения вязкой
жидкости или газа вблизи обтекаемой
пов сти и в совокупности с др методами
исследования позволяет установить и понять
картину обтекания рассматриваемого тела
Эта информация особенно ценна для тех
областей течения к рые трудно поддаются
расчету напр для областей отрыва и
присоединения потока
ПРЕДЕЛЬНЫЕ ЛИНИИ в газовой ди
намике- особые линии (пов сти) в поле
изоэнтропического течения идеального газа
на к рых ускорение и градиент давления
принимают бесконечно большие значения
Появление в потоке бесконечных ускорений
физически невозможно и указывает на
нарушение предположений положенных вое
Нову анализа течения прежде всего условия
его изоэнтропичности вследствие этого про
исходит перестройка поля течения с образо
ванием линий (пов стей) сильного разрыва
не совпадающих естественно сП л —
ударных волн
Наиболее подробно этот вопрос иссле
дован для плоско параллельного течения
Если от физ плоскости х у перейти
к плоскости годографа (см Годографа
метод) напр к плоскости переменных
к 6 где к — приведенная скорость 6 —
угол образованный вектором скорости с
осью х то на П л это преобразование
имеет особенность Следовательно на П л
якобиан преобразования D{x y)/D(k 8)=0,
что эквивалентно условию £>(<р ф) /D(k,
0)=О в силу взаимно однозначного соответ
ствия между плоскостями (х у) и (<р ф)
где <р ф безразмерные потенциал скорости
и функция тока Если воспользоваться
ур ниями газовой динамики то это условие
приводит к ур нию
2	2
Т о П л могут возникать только
в сверхзвук области поля течения при
нек ром Маха числе I П л ограни
чивают область в к рую течение нельзя
продолжить изоэнтропически эта область
наз также запретной областью Зна
чение числа Маха Mt при к ром появляется
П л зависит от формы тела Если местное
число Маха М<МЛ то возможен плавный
переход от дозвук режима течения к
сверхзвуковому и наоборот Это свойство
используется напр при проектировании
Лаваля сопел	В А Рашкин
ПРЕДКРЫЛОК — профилированный обыч
но отк тОняющийся элемент механизации
крыла расположенный вдоль его передней
кромки и предназначенный для улучшения
аэродинамич хар к ЛА П используются
на взлете и посадке для увеличения
подъемной силы крыла и критич угла
атаки а также в полете для улучшения
маневр хар к ЛА П могут быть уста
новлены по всему размаху крыла или по его
части (в этом случае обычно в концевых
сечениях)
Внеш контур П выполняется по форме
контура передней части крыла и в убран
ном состоянии П «вписывается» в исходный
Рис 1 Конструкция
предкрылка I — стрип
гер 2 обшивка 3 —
диафрагмы (носки мер
вюр)
профиль крыла При этом задняя часть П
выполняется с повыш точностью т к
она формирует существенно влияющий на
эффективность П профиль щели между
П и крылом Через щель струн воздуха
поступает на верх пов стн крыла за счет
чего на ней увеличивается зона безотрыв
ного обтекания По конструкции П сходны
с др элементами механизации крыла но
часто выполняются без лонжеронов (рис ])
Рис 2 Предкрылки а — скользящий б — выдвиж
ной I — предкрылок 2 — консоль крыла
из за малой площади поперечного сечения и
большой кривизны лобовой обшивки что
придает П достаточную жесткость По спосо
бу отклонения различают скользящие и вы
движные П (рис 2) Выдвижение П
производится с помощью качалок или по
направляющим (рис 3) Отклонение П
может производиться автоматически (под
действием аэродинамич сил при достижении
определ угла атаки) или по команде
с помощью гидро пневмо или электропри
водов
Отклонение П приводит к увеличению
кривизны профиля уменьшению угла атаки
за счет скоса потока и в результате к значит
смешению вниз по потоку точки отрыва
пограничною слоя на верх повети крыла,
что, в свою очередь существенно увели
чивает критич угол атаки При выдвижении
П одновременно увеличивается суммарная
площадь крыла и следовательно его полная
подъемная сила (сумма подъемной силы
собственно IT и подъемной силы крыта
при безотрывном обтекании) Приращение
&Су аэродинамического коэффициента подъ
емкой силы су за счет применения П
по всему размаху крыла может Достигать
0,5 для прямого и I 2 для Стреловидного
крыла с большим удлинением (к^5)
П расположенные по части размаха Крыла
в его концевых сечениях дают незиачит
увеличение макс значения су несущественно
повышают эффективность органов у прав ле
ния поперечным движением (элеронов) и
улучшают продольную устойчивость ЛА на
больших углах атаки На крыльях малого
и умеренного удлинения (1^2—4) чаше
используются отклоняемые одно или двух-
секционные носки На Стреловидных крыль
ях Кроме того, часто применяются пластин
чатые П (Крюгера щитки) Поскольку эф
фективность щитков Крюгера ниже эффек
Продолжение таблицы
Основные данные	JT9D 7R4 HI (ТРДД)	PW4000 (ТРДД)	JT8D 217 (ТРДД)	РТГГ Ь (ГТД)	РТ6А 50 (ТВД)
Тяга кН	249	262	84 6		—
Мощность кВт	—-		—	1380	870
Масса кг	4020	4218	1860—2050	298	262
Диаметр м Удельный расход топлива иа взлетном режиме,	2 46	2 44	1 25	1 118	0 483
кг/(Н ч)	0 0355		0 0508			—
г/(кВт ч) на крейсерском режиме		—	—	365	345
кг/(Н ч)	0 0626	0 0602*	0 078	—	
Расход воздуха кг/с	770	767	—	——	39
Степень повышения давления Температура газа перед турбиной	26 7	26 9	18 1	7 3	8 6—9 1
К Применение (тетате1ьные анпа	1708	1626	1380	—	1423
раты)	Пассажирский самолет	Пассажирские самоле	Пассажирский самолет	Вертолеты Белл 212	Пассажирский самолет
	Эрбас нндастри А 300 600	ты Эрбас индастри А300 и АЗ 10 300 Боинг 747 400 и Боинг 767	Макдоннелл Дуглас DC 9	Сикорский S58T	Де Хзвилленд оф Ка нала DHC 7
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сПРЕД ЦЯЫЛОК	445
Рис 3. Способы выдвижении предкрылков а — на
качалках б — по направляющим
тивности П , их часто используют совм с
П Особенно эффективно использование П
совм с закрылками и на мн ЛА П и
закрылки отклоняются синхронно
Первые самолеты с механизацией передней
кромки крыла были построены в кон
10 х —нач 20 х гг В СССР эксперим
исследования П впервые были проведены
на самолётах И 4бис и Р-5 в [930—31,
но до 1940 на сов самолетах П практи
чески не применялись Широкое распростра-
нение они получили в период Вел Отечеств
войны (самолеты МиГ 3 Ла 5 Ла 7) и
после неё (Як-12 Ан-2 и др ) в связи
с использованием в конструкции самолетов
тонких крыльев и острых передних кромок
крыла, а также вследствие широкого при
менення закрылков Н И Сурков Г А Юдин
ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПОДГОТОВКА — один
из видов подготовки к полетам ЛА и
экипажа П и ЛА включает выполнение
работ по его техн обслуживанию предусмот-
ренных Регламентом техн обслуживания
на каждый тип ЛА П п проводится
непосредственно перед полётом и включает
предполетный осмотр ЛА, ввод исходных
данных (программ) в навнгац и спец
системы, проверку соответствия заправки
и зарядки систем ЛА согласно заданию
на полет и в случае необходимости до
заправку (дозарядку), проверку готовности
ЛА к полету согласно заданию и др
работы После выполнения П п техник
ЛА и специалисты заполняют журнал
подготовки ЛА к полёту По прибытии
летного состава техник ЛА докладывает
командиру ЛА о готовности к полету,
о количестве заправл топлива и снаряже
ния ЛА согласно заданию на полет Экипаж
проверяет готовность ЛА в объеме требо-
ваний инструкции экипажу и согласно зада-
нию на полёт и производит прием ЛА
Командир экипажа расписывается в кон
трольном листе о приёме ЛА
П п экипажа opiавизуется и проводится
командиром ЛА перед каждым полетом
не позже чем за I ч до намеченного
времени вылета и включает изучение
информации об аэронавигиц обстановке
по маршруту полёта, состоянии и оборудова
нии аэродромов вылета, посадки и запасных
аэродромов, о средствах радионавнгац ,
радиосвязного и светотехн обеспечения поле
та, изучение метеорол обстановки по марш
руту полёта, на аэродромах вылета посадки
и запасных аэродромах, проведение необхо-
димых расчётов, в т ч штурманского рас
чёта расчёта максимально допустимой взлёт
ной массы ЛА, длины сбалансир взлётной
дистанции нт п , получение необходимой
полетной документации, приёмку ЛА от
инж техн службы нли от сменяемого эки
пажа, проверку наличия техн документации
и контроль устранения неисправностей, полу-
чение диспетчерского разрешения на вылет,
др работы предусмотренные соответствую
щими Руководствами цо летной эксплуата-
ции ЛА После выполнения предписанных
правилами П п операций каждый член
экипажа докладывает командиру ЛА о го
товности к полету
В j4 Горячев А Д Филиппов
ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ АППАРАТ —винтокры
лый ЛА, несущая система к-рого в зави
симости от режима полёта изменяет свои
функции или способ создания подъемной
силы Напр, на П а с поворотными в
продольной плоскости винтами на концах
крыла винты из несущих на вертолетных
режимах (вертик взлет разгон торможение
вертик посадка) после их поворота ста но
вятся тянущими возд винтами на режимах
полетало самолетному Исследовалась схема
одновинтового П а , у к рого после вертик
взлёта и разгона по вертолетному несущий
винт останавливается и превращается в
самолетное крыло Могут быть и др
конструктивные компоновки, напр со склады
ванием лопастей остановленного винта (или
винтов) назад по потоку
Силовая установка Пав зависимости
от его компоновки и типа движителя мо
жет быть такой же, как у вертолёта (ТВД)
комбинированной (ТВД и ТРД), преобра
зуемой (ТВД в ТРД и наоборот, пол
ностью или частично в зависимости от
режима полета) Наиболее близка к ши-
рокому практич использованию компонов
ка П а с двумя поворотными несуще
тянущими винтами на концах крыла
По сравнению с вертолётом П а имеет
большую скорость и дальность полёта, но
меньшую весовую отдачу В зависимости от
нагрузки на несущий винт П а делятся на
аппараты с тяжелонагруж (иногда их при-
числяют к СВВП) и легконагруж винтами
(наз также преобразуемыми вертолётами"
или вертолетами-самолетами) Винт П а
должен работать на двух разл режимах
на вертолётном и самолётном На вертолет
ном режиме необходим винт большого дна
метра с небольшими круткой лопастей и
нагрузкой на ометаемую поверхность, а на
самолётном — винт меньшего диаметра с
большими круткой и нагрузкой Так как по-
лучить винт хорошо работающий на обоих
режимах, не представляется возможным,
выбираются компромиссные параметры
винта в соответствии с предполагаемыми
условиями эксплуатации и назначением П а
Окружные скорости необходимые для по
лучения макс кпд винта на обоих режи
мах, различны Поэтому при переходе с
одного режима на другой приходится су-
щественно изменять обороты двигателя
Двигатели могут быть установлены как в
фюзеляже, так и на концах крыльев и
поворачиваться вместе с винтами Крыло
Г1 а — обычного самолетного типа с про-
ходящим через него синхронизирующим
валом Для того чтобы избежать задевания
лопасти за крыло (на самолетном режиме),
оно может быть установлено с обратной
стреловидностью
Построенные и летавшие в 60-е гг П а
ХС 142А (США) и CL 84 (Канада) име-
ли тяжелонагруж винты самолетного ти
па Чтобы избежать значит потерь тяги
при обдувке крыла потоком от винтов на
режиме висення, крыло на II а этого
типа делают поворачивающимся вместе
с винтами Такая схема создаёт проблемы
в области аэродинамики на вертик и
переходных режимах Для продольного и
путевого управления на переходных режн
мах в хвостовой части устанавливаются
устройства, создающие тягу (рулевые вин
ты, реактивные сопла) Кроме того, исполь-
зуется отклонение аэродинамич пов Стей,
расположенных в потоке от винтов Попе
речное управление осуществляется диф
изменением тяги винтов Большая нагрузка
на вннт у П а этого типа не позволяет
совершать посадку на режиме авторотации, а
также на непоДготовл площадки П а
с тяжелонагруж винтами могут совершать
взлет (посадку) и по-самолетному При
этом они перевозят значительно ббльшую
нагрузку На самолётных режимах управ-
ление П а обоих типов производится
обычными аэродинамич рулями
Пас легконагруж винтами — XV 3
XV-15 фирмы «Белл» (США, 1954—75) —
имеют винты вертолётного типа с циклич
управлением лопастей В связи с тем, что
потеря тяги винтов от обдувки крыла у
легконагруж винтов значительно меньше,
чем у тяжелонагруженных (вследствие
меньшей относит площади обдувки), на эти
П а устанавливаются неподвижные крылья
Для уменьшения при взлёте эффекта обдув
кн крыла устанавливаются отклоняемые
вниз закрылки, элероны и носок крыла
Управление П а на вертолётных режимах
полностью соответствует управлению вер
толётом поперечной схемы
В кон 19 в стали появляться первые
патенты н проекты П а , получивших в
кон 1930 х гг за рубежом назв «кпн
вертопланьр Первыми были предложе
ны П а с поворотными винтами В нач
20-х гг появились проекты П а с по
воротным крылом В 30 е гг была пред-
ложена схема Пас останавливаемым
в полете несущим винтом, к-рый превра
щался в крыло В 50—70-е гг построен ряд
эксперим Пас поворотными винтами
(напр , Белл XV 15 см рис в
табл XXXVII) и поворотными крылья-
ми, а в 80 х гг начались работы по
созданию П а практич назначения (по
схеме с поворотными винтами) — V-22
фирмы «Белл» (США) — опытная серия
(см рис в ст «Белл»)
Лит Курочкин Ф П, Проектирование и
конструирование самолетов с вертикальным
взлетом и посадкой 2 изд, М, 1977 Таранен
ко В Т Динамика самолета с вертикальным
взлетом и посадкой М [978	О П Бахов
ПРЕРВАННЫЙ ВЗЛЕТ — взлет, прекра-
щенный в процессе разбега самолета Причи
ной П в может быть отказ к л системы, за-
трудняющий выполнение полёта, нли отказ
двит ателя многодвигат самолета, обнару
женныи на скорости, к-рая меньше ско
роста принятия решения Торможение само-
лёта при ГГ в выполняется с применением
всех средств гашения скорости (торможе
нне колес шасси, реверсирование тяги дви
гателя, выпуск интерцепторов и т п ) до
полной остановки самолёта
ПРЕТЕНЗИИ И ИСКИ при воздуш
ных перевозках — см в ст Ответствен-
ность имущественная
ПРИБОРНАЯ ДОСКА — элемент конструк
ции рабочего места члена экипажа служит
для размещения в соответствии с определ
правилами или требованиями средств сис
темы отображения информации и управ-
ления используемых членом экипажа По
назначению различают П д летчика, штур
мана, бортинженера н т п Они могут быть
амортизированными или неамортизирован
ными, каркасными или панельными, одно
панельными (сплошными) или многопа
нельными, плоскими нли изогнутыми, нак-
лонными нлн вертикальными, откидными
нли неподвижными
Осн элементы конструкции П д па
нель (панели), каркас, амортизаторы и кре-
пежные детали Для установки индика-
торов в Г1 Д делаются вырезы Расстоя-
446 ПРЕДПОЛЁТНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ние между вырезами для соседних индика-
торов по линии, соединяющей их центры,
должно быть не менее 5 мм. П. д. изго-
товляются из листового дуралюмина толщ.
3—5 мм и окрашиваются в чёрный или
серый цвет или цвет интерьера кабины.
П. д. устанавливаются на расстоянии 600—
900 мм от глаз члена экипажа и т. о., чтобы
направление взгляда по отношению к плос-
кости П. д. было как можно ближе к пер-
пендикуляру. Недостаточный наклон («раз-
ворот») П- Д- приводит к погрешностям
параллакса при отсчёте показаний индика-
торов и к «колодезному» эффекту (затенению
шкалы индикатора корпусом). Компоновка
П. д. лётчиков самолётов и вертолётов
регламентируется Стандартами. В наилуч-
шнх по обзору зонах П. д. устанавливают
наиболее важные и часто используемые
индикаторы. Не рекомендуется установка
индикаторов и сигнализаторов в зоне П. д.,
затеняемой ручкой управления или штур-
валом.
На П. д. самолётов 30-х гг- было от 5 до
10 приборов. В период 2-й мировой войны
на истребителях устанавливалось до 20
индикаторов. В 60—70-е гг- число индика-
торов и сигнализаторов возросло до 50,
а к нач 80-х гг. на нек-рых самолётах до
150. Число приборов на Н. д. сокращает-
ся при использовании экранных индика-
торов.
См. рис. к Ст. Кабина экипажа.
М Н Юровицкий
ПРИБОРНАЯ СКОРОСТЬ — скорость ЛА,
к-рую показывает в полёте бортовой при-
бор-указатель, если принцип его работы
основан на измерении разности давлений
в динамич- и статич- камерах приёмника
воздушных давлений (ПВД). Реальная сис-
тема ПВД, в отличие от «идеальной», не
индицирует непосредственно значение ин-
дикаторной земной скорости У,з (см. Ин-
дикаторная скорость) вследствие неидеаль-
ности приёмника давлений, нахождения его
в возмущённом ЛА возд. потоке, инер-
ционности воздухопроводов, связывающих
ПВД с указателем, и неиндивидуальной гра-
дуировки шкалы указателя. Для определе-
ния Ко в индицируемую указателем ско-
рость	необходимо ввести поправки:
6Уа— аэродинамическую, учитывающую
погрешности, вносимые как ЛА, так и са-
мим ПВД в измерения полного и статич.
давлений, она определяется в ходе лётно-
конструкторских (заводских) испытаний
каждого нового ЛА: 5Узап — на запазды-
вание передачи давления по воздухопро-
воду из статич. (а иногда и динамич.) ка-
меры ПВД в корпус прибора-указателя;
6Рнцстр ““ инструментальную, учитывающую
то, что градуировка шкал указателей ско-
рости при массовом их произ-ве осуществля-
ется по осреднённым для всей партии хар-кам
манометрич- и анероидных коробок. Расчёт
индикаторной земной скорости И,з, индика-
торной скорости Vi и возд. скорости V
осуществляется по ф-лам: Ига = Vpr+6	+
+ 6Уэап; Р1 = У13 + бУсж; У = У,/Д1/2, где
Vpr=VyK+6VHKcIp- скорость ЛА, регистри-
руемая бортовой системой измерений; 6УСЖ =
= У,—У,з — поправка на сжимаемость воз-
духа;
А= Cw/Cc= Рн^в/Р^н
относит, плотность воздуха на высоте по-
лёта; рн, Т„ — плотность, атм. давле-
ние и темп-ра воздуха на высоте полёта;
Со Р& Гс— то же на нулевой высоте в стан-
дартных земных условиях (см. Междуна-
родная стандартная атмосфера).
Н. М. Пашковский.
ПРИВЕДЕННАЯ СКОРОСТЬ течения —
безразмерная величина 1, равная отно-
шению скорости газа У к критической
скорости течения а,: Х = У/а*. Использу-
ется при анализе движения идеального
совершенного газа. Для адиабатич. тече-
ния П. с. изменяется на конечном интервале
0СХСХтах= [(у+1)/(у-1)11/2, где у -
показатель адиабаты, и связана с мест-
ным Маха числом М и максимальной ско-
ростью УтаА ф-лами
V = ^±Lm2(1 +^±м2)-' =
получаемыми на основе Бернулли уравне-
ния. Величины I и М одновременно при-
нимают значение, равное I, поэтому Для
дозвук. течений Х<1, а для сверхзвуковых
ё> 1.
ПРИВЕДЕННЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИГА-
ТЕЛЯ — параметры ГТД, приведённые к
стандартным атм. условиям с использо-
ванием формул приведения. При испытаниях
авиац ГДТ значения параметров внеш,
среды (давление, темп-ра и влажность)
отличаются от их Стандартных значений,
соответствующих заданным условиям гюлё-
та (высота И и Маха число полёта Мю).
Поэтому полученные в этих испытаниях
значения осн. параметров двигателя при-
водятся к стандартным атм. условиям На
земле им соответствуют темц-ра воздуха
7//о=288,16 К, Давление Р//о= Ю1 325 Па,
влажность do = 0 Сравнение параметров
ГТД, определённых в атм. условиях, от-
личных от Стандартных, производится с ис-
пользованием ф-л приведения, к-рые имеют
след, вид:
приведённая частота вращения
плр=ии1нд/^7^;
Приведённая тяга (мощность)
Р*н
(^пр = ^нзм^17ГН0/7'»х).
Рви
где р’я и Г’А — полные давление и темп-ра
возд. потока перед компрессором двига-
теля;
приведённый расход топлива
Phq r~i-----
GT np“GT и,м—
Рвх	¥
приведённый расход воздуха
Gb np=GB кзм—KjTH0-
Рвх
приведённый уд. расход топлива
суд пР = -7“=с>д b3mVTh0/Kv
‘пр
приведённая темп-ра рабочего тела в j-м
сечении проточной части двигателя
т*	Т* /Т* ’
fnp 1 JH3M //0/ 1 »?(*
приведённое давление рабочего тела в j-м
сечении проточной части
Р(ир = Р(ц3чРн^/Рех-
Ф-лы приведения параметров ГТД к стан-
дартным условиям широко применяются в
практике стендовых испытаний двигателей,
а также при анализе результатов лётных
испытаний. Они получены на основе без-
размерных соотношений, определяющих
необходимые и достаточные условия подо-
бия в ГТД (исключая процессы в камерах
сгорания) в предположении, что возможное
влияние изменения атм. условий на геом.
хар-ки проточной части, на свойства ра-
бочего тела и Рейнольдса числа Re в эле-
ментах двигателя не сопровождается за-
метным отличием хар-к элементов в усло-
виях испытаний и при стандартных атм.
условиях.
Практика испытаний авиац. двигателей
показала, что допущения, принятые при вы-
воде ф-л приведения, недостаточно обосно-
ваны и в ряде случаев приводят к значит,
погрешностям. В результате многочисл. ис-
следований влияния изменения атм. условий
(темп-ры, влажности атм. воздуха), числа
Re на хар-ки ГТД обычные ф-лы приведения
осн. параметров двигателя к стандартным
атм. условиям были уточнены с помощью
коэффициентов. Уточняющие коэф, к ф-лам
Приведения определяются расчётным, экспе-
рим. и статистич. методами.
В О. Боровик, Б. Ш. Ланда
ПРИВЯЗНОЙ АЭРОСТАТ — аэростат,
поднимающийся на удерживающем его при-
вязном тросе, ниж. коней к-рого закреп-
лён на лебёдке. П. а. применяются для
подъёма с экипажем и без экипажа. П. а.
с экипажем, поднимаемые на выс. до 2 км
при скорости ветра до 23—25 м/с, приме-
нялись для наблюдения за полем боя, об-
наружения целей, корректировки огня, обу-
чения и тренировки парашютистов и как
обзорные вышки. П. а. без экипажа ис-
пользуются для иссл. целей, в качестве
средств связи, для защиты от налётов
авиации (аэростаты заграждения) и др.
целей. Подъёмы П. а. для иссл. целей
и как средств связи обычно проводятся
на выс. до 2—5 км при скоростях ветра
до 35 — 40 м/с. Для подъёма выше 5 км
применяются системы из двух или трёх
последовательно соединяемых аэростатов
(системы тандем и триплет), что позволяет
достигать выс. 8—10 км при скоростях
ветра до 22—23 м/с. Объём П. а. — от
неск. м3 до 12 тыс. м3.
Изменяя длину троса при помощи ле-
бёдки, можно регулировать высоту подъё-
ма П. а , а также перемещать его в гори-
зонт- плоскости. Для закрепления П. а. на
земле оборудуется площадка и применя-
ются спец, устройства. П. а включает на-
полненный подъёмным газом (водородом,
гелием) обтекаемый корпус (оболочку),
кормовое оперение, обеспечивающее устой-
чивость и аэродинамич. подъёмную силу
(змейковый эффект), устройства крепле-
ния к корпусу гондолы с экипажем или спец,
аппаратуры и устройства крепления кор-
пуса к привязному тросу Неизменность
формы и жёсткость корпуса П. а. обес-
печиваются путём наполнения воздухом
баллонета, расположенного в ниж части
оболочки, либо посредством системы из
резиновых стяжек. Баллонет и пневма-
тич. Стабилизаторы наполняются встречным
возд. потоком (через улавливатели) или
при помощи вентиляторов, работающих от
бортовой энергосистемы.
Привязной трос изготавливается из вы-
сокопрочных стальных проволок или син-
тетич- нитей. При использовании П. а. в
качестве антенн трос имеет наруж медную
оплётку. Для телефонной связи и электро-
питания бортовых систем применяют при-
вязные каоель-тросы с токопроводящей
центр, жилой.
Лебёдки, используемые для подъёма П. а.,
могут устанавливаться на автомобилях,
судах и спец, стационарных устройствах.
Для П а. с объёмом до 100 м3 применяют
лебёдки с ручным или моторным приводом,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св

447
а при больших объемах — только с при
водом от спец двигателей или двигателей
автомобилей
С кон 60 х гг во Франции и США раз
рабатываются стратосферные П а для
подъема иа выс 13 км и более с науч ап
паратурой Для этих П а применяются
оболочки т и оптимальной (естественной)
формы используемые для автоматич аэ
ростатов (см Свободный аэростат) изго
тавливаемые из пленочных каркасирован
ных материалов Подъем проводится на
тросах из стеклонитей Со спец защитным
покрытием из нитей нейлона и др мате
риалов В 1971 франц стратосферный П а
был поднят на выс 18 км с полезным
грузом массой 60 кг и находился на этой
высоте 6 ч Подъём таких П а проводится
при особо благоприятных атмосферных ус
ловиях
См рис к ст Аэростат Р В Пятышев
ПРИЕМИСТОСТЬ ДВИГАТЕЛЯ — про
цесс быстрого увеличения тяги (мощности)
двигателя путем повышения расхода топ
лива при резком перемещении рычага уп
равления оцениваемый временем от иача
ла перемещения рычага управления до мо
мента достижения тяги (мощности) равной
95% её значения на конечном режиме
Исходными режимами при П д обычно
являются режимы земного и полётного ма
лого газа Конечными — макс бесфорсаж
ный режим и режим полного форсирования
а также режимы специфичные для дви
гателя конкретного ЛА (см также Режим
работы двигателя) В соответствии с Нор
мами летной годности самолетов гражд
авиации время П д от малого газа до макс
(взлетного) режима в стандартных атм
условиях на уровне моря должно быть не
более 5 с Это время назначается из уело
вия обеспечения безопасного ухода ЛА
на второй круг при неудавшейся посадке
Определ требования предъявляются к ли
нейности изменения тяги (мощности) и т п
Изменение времени П Д по высоте ско
рости полета и темп ре атм воздуха су
щественно зависит от динамич свойств
двигателя. Программы регулирования По
дачи топлива изменения положения регу
лирующих устройств в элементах двигателя
Для программ регулирования двигателя
подчиненных законам подобия характерно
увеличение времени П д при возраста
нии высоты уменьшении скорости полета
и повышении темп ры атм воздуха
На практике под П д нередко пони
мают способность двигателя быстро из
менять свой режим работы
Лит Сосунов В А Литвинов Ю А
Неустановившнеся режимы работы авиационных
газотурбинных двигателей М 1975
Ю А Литвинов
ПРИЕМНИК ВОЗДУШНЫХ ДАВЛЕНИЙ
(ПВД) — прием ник давлений устапавли
ваемый на наруж пов сти ЛА и служа
щий для восприятия полного и статич
давлений используемых для измерения
скорости и высоты полета ЛА Представляет
собой цилиндр (диам 20—25 мм дл ок
300 мм ось направлена вдоль потока) с
оживальной головной частью на прямом
срезе к рой расположено отверстие вое
принимающее полное давление набегаю
щего потока На расстоянии 160—250 мм
от среза размешается приемник статич
давления в виде системы отверстий распо
ложенных группами сверху и снизу на бо
ковой пов сти ПВД и объединённых коль
цевои осреднит камерой (для уменьшения
чувствительности приемника к изменению
ориентации ПВД по отношению к набега
ющему потоку) Для передачи давлений к
чувствит элементам служат спец трубо
проводы
ПРИЕМНИКИ ДАВЛЕНИЙ насадки
аэродинамические —устройства для
восприятия давлений (в т ч полного и
статического) газового потока передачи
их к измерит преобразователям для изме
рения значений и определения по ним ско
рости (Маха числа) потока относительно
ЛА (его модели) Многообразные П д отли
чаются геом конструктивными и функци
опальными признаками Простейшими из
них являются Пито трубка отверстия в
стенке (дренажные отверстия) и др На
ЛА для измерения скорости и высоты по
лета широко используются приемники воз
душных давлений Особый ктасс составля
ют П д используемые в аэродинамич
эксперименте Наиболее типичными из них
являются шеститочечный (Полусферич )
приемник ЦАГИ для измерений в дозвук
потоке и конический — в сверхзвуковом (см
рис ) По разности давлений в точках 1 3 и
Приемники давлений а — для измерений на до
звуковых скорости* б — для измерений на сверх
звуковых скоростях
4 5 судят о значениях углов, образуемых
вектором скорости потока с осью прием
ника Таким же образом определяется
направление скорости сверхзвук потока
конич приемником При этом скорость (чис
ло Маха) определяется по отношению ср
давления в точках 1 3 4 и 5 к полному
давлению за прямым скачком уплотнения
Лит Петунии А Н Методы н техника
измерении параметров газового потока М 1972
ПРИЗЕМЛЕНИЕ - см в ст Посадка
ПРИСОЕДИНЕННАЯ МАССА — величи
на с размерностью массы к рая прибав
ляется к массе тела неравномерно дви
жущегося в жидкости (газе) для учёта
воздействия жидкости иа это тело Если
тело движется поступательно в идеальной
жидкости с перем скоростью V(Z) то не
смотря на отсутствие трения на него дей
ствует сила сопротивления аэродинамичес
кого X Причина ее появления состоит в
том, что тело вовлекает в движение окру
жаюгцую жидкость и сообщает ей нек рую
кинетич энергию Г напр для сферы ра
диуса a T^KV^/2, где Х=2лро3/3 q — плот
ность жидкости Приращение кииетич
энергии жидкости происходит за счёт ра
боты тела против силы сопротивления
следовательно Х= (1/VJdT/di = XdV/dZ
Для сферы массы пг движущейся под
действием силы F, второй закон механики
принимает вид (m-|-X)d V/dt=F Т о
величина К характеризует как бы ДО
полнит инерционность сферы при её дви
женин в жидкости поэтому 1 и наз П м
Аналогичным образом можнп вычислить
П м и в общем случае произвольного
тела но в этом случае она будет тензор
ной величиной характеризующей кажу
шееся увеличение массы моментов инер
ции статич и центробежных моментов
тела в жидкости по сравнению с их значе
ниями в вакууме По порядку величины
П м равна массе жидкости (газа) в объе
ме тела и при движении самолета или ра
кеты в воздухе она мала по сравнению с
их массой и ее можно не учитывать Но в
ряде случаев напр при полете дирижабля
или движении крыла под водой с перем
скоростью ударе о воду и др П м имеет
существ значение В связи с этим раз
работаны и используются эксперим методы
определения П м
Лит Лзмб Г Гидродинамика пер с англ
И — Л 1947 Седов Л И Плоские задачи
гидродинамики и аэродинамики 3 изд М 1980
Лойцянский Л Г Механика жидкости и газа
6 изд М [987	ВИГолубкин
ПРИЦЕЛ авиацион ный — устройство
для прицеливания при стрельбе из авиац
пулеметно пушечного оружия при пуске
неуправляемых ракет, при бомбометании
Осн блоки П — визирное устройство вы
числитель блок связи с пилотажными дат
чиками пульт ввода данных и управления
прицельный индикатор При совмещении
визира и прицельного индикатора в нек рых
конструкциях П прицельные данные отоб
ражаются в поле зрения визира
Визирное устройство определяет коорди
наты цели относительно положения ЛА и
выдает эти данные в вычислитель В вы
числитель вводятся также данные дат
чиков параметров полета — высоты ско
рости, углов наклона траектории атаки
и скольжения и т п Вручную с помощью
пульта ввода данных вводятся баллистич
хар ки оружия Вычислитель вырабатывает
угловые поправки Стрельбы—углы упреж
дения к рые отображаются на прицельном
индикаторе или выдаются на автопилот
Задачей летчика или автопилота является
такое управление ЛА при к ром направле
ние вектора его скорости совпадает с вы
числ направлением стрельбы относитель
но цели
В период Вел Отечеств войны и в после
воен годы в СССР были Созданы серии
П с разл степенью автоматизации решения
прицельных задач в т ч ОПБ — оптич
П бомбометания и АСП — авиац стрел
ковые П Внедрение П на боевых ЛА су
щественно повысило точность и боевую эф
фективность применения авиац оружия по
сравнению с точностью и эффективностью
к рые обеспечивались простейшими механич
и оптич коллиматорными прицельными уст
ройствами довоен периода С появлением
в авиации вычислит техники П стали за
меняться прицельно навигационными сис
темами	А Г Зайцев
ПРИЦЕЛЬНО-НАВИГАЦИОННАЯ СИС-
ТЕМА — система предназначенная для ком
плексного решения задач навигации и при
менения оружия Решение двух задач в од
ной системе вызвано общностью матем
аппарата сложным взаимодействием алго
ритмов и использованием одних и тех же
датчиков информации Данные о положении
ЛА в пространстве о векторах скорости
и ускорения об угловых положениях ис
пользуются при решении задач применения
оружия в баллистич алгоритмах алгорит
мах прицеливания наведения ЛА в точку
пуска оружия управления визирным уст
ройством (визиром) Данные визирного
устройства об относит координатах на
земных ориентиров используются для кор
рекции навигац данных на маршруте по
лёта
В состав Пне входят (см рис ) ви
зирные устройства 1 индикаторы 2—4
отображающие соответственно прицель
но пилотажную обзорную и навигац нН
формацию пульты 5 ввода предполетной и
оперативной информации вычислит систе
ма 6 объединяющая все устройства в еди
ную систему навигац датчики — инерциаль
ная навигац система 9 система 10 возд сиг
налов радиовысотомер 11 и др датчики
блок 12 целеуказания
Визирные устройства обеспечивают овзор
возд или наземного пространства обиару
жение и распознавание цели, сопровожде
448 ПРИЁМИСТОСТЬ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
СТРУКТУРНАЯ СХЕМА
ПРИЦЕЛЬНО НАВИГАЦИОННОЙ СИСТЕМЫ
Структурная см vid Ирине зьно навигационной си
стены
ние одной или неск целей по у|дам и дать
ноетн подсвет цели итн наведение управ
ляемого оружия Информация от визирных
уСтроистн поступает на вычислит систему
на систему индикации и в виде сигнален
целеуказания в бортовую систему оружия
Индикаторы обьединяются в систему ото
бражения информации На прицельно пи
лотажном индикаторе имеющем по суцроз
рачное стекто отображаются данные о
цели (дальность скорость сб щжения) ус
ловия прицеливания (подвижные метки
разрешенная дальность пуска) пилотажно
навигац данные (высота скорость курс
ЛА) Прицеливание осуществляется ну
тем совмещения подвижной прицельной
метки с целью наблюдаемой через полу
прозрачное стекло и фонарь кабины Об
зорная информация (радио токаи те девиз
теп ювитиоиная) отооражаегся на обзорно
Прицельном индикаторе на к рыи могут
быть выведены пилотажно навигац и при
цельные данные Нависай индикатор ото
бражает карту местности положение ЧА
над местностью направление полета вза
имное расположение ЧА н группе разме
гцение зон ПВО противника Навигац
д стчики определяют положение ЧА в про
странстве значения и направтение скорости
и ускорения углоаое положение осей ЛА
На самолетах истребителях особенно пере
хвзтчиках при выполнении боевой задачи
Наличие навигац информ шии (в частности
карты местности) несущественно и устрой
Ства ее отображения из П н с иск но
чают а такие «упрошенные» Пне наз
обзорно прицельными системами
Центр элементом Пне является вы
числит система к рая управляет режимами
работы всех устройств (общин диспетчер)
ведет обмен информациейi датчиками пуль
тами и системами индикации осуществ
ляет комплексную обработку информации от
раза датчиков формируй г данные тля сщ
темы индикации аычистяет прицельные и
навитац данные зоны применения оружия
и сигналы программное управления визир
ними устройствами вырабатывает сигна
лы целеуказания оружию команды уп
равления траекторией ЛА в соответствии
с принятыми законами наведения и коман
ды сброса оружия контролирует состояние
всех устройств системы включ лет и вык
пючает резервное устройства П п с со
прягается с пнаотажнон системой 7 при
управлении траекторией ЛА на маршруте и
атаке нети с системой 8 подготовки и
пуска оружия с бортовыми системами 13
оружия
Пне пришли на смену авиац прице him
что потволцло расширить устовия приме
иення боевой авиации автоматизировать
процессы управления и повысит! навигац
н прицельную точность доставки езружия
Пне соам с пилотажной системой и
системой пуска оружия обеспечила стрель
6v бомбометание пуск управляемою ору
жия на произвольных криволинейных тра
ектОриях полета Появилась возмож
ность маневрирования ЛА после пуска ору
жия с одноврем сопровождением и нод
светом цели ратиолокац и щ лазерным
1учом
Дальнейшее развитие методов и средств
построения бортовых систем на основе
высокопроизводит вычислит техники и
мультиплексных каналов обмена информа
шеи позволило перейти к созданию т н
интегральных бортобых систем (см Интег
рация бортового оборудования) в к рых
обьединяются задачи навигации пилотнро
вания применения оружия преодоления
ПВО управления действиями боевой труп
пы контроля бортовых устройста и др
А Г Зайцев
ПРОБЕГ замедляющееся движение са
молста по ВПП до нотой остановки пос
ле приземления или принятия пилотом ре
шения о прекращении разбега на взлете
Дистанция П приземлившегося самолета
является одной из осн составляющих
определяющих потребную для посадки дли
ну ВПП При д !ине ВПП ненамного пре
вышаюшеи Минимально потребную Для по
садки П осуществляется с макс исполь
зованием всех средств торможения К этим
средствам кроме тормозов колес ннсси
относятся реверсивные устройства двига
телеи интерце агоры увеличивающие сои
ретивление самолета и уменьшающие зца
гение подъемной силы при П Иногда для
сокращения дистанции II используют тор
мозные парашюты Наиболее эффективным
способом сокращения длины (I является
уменьшение посадочной скорости На авиа
несущих кораблях для сокращений диСтан
нии П применяют аэрофинишеры а для
[редотвратения выбе: а с гмолета с ВПП
(посадочной падубы) в ее торце часто ус
1анавлпвают аварийный барьер
Рнс I Жесткая проводка управле
ния (при одном рабочем месте пило
та) I - педали управления рулем
направления 2 ручка управления
рулем высот и элеронами 3 — руль
высоты 4 руль направления 5 —
зяга управления рулем направления
6—л яга управления рулем высоты
7 элерон 8 качалка 9 тяга
управления элероном
ПРОВОДКА УПРАВЛЕНИЯ самоле
том — система механич элементов (труб
качалок и т п ) передающих усилия и пе
ремещения от рычагов управления к рулям
управления По виду возникающих в П у
напряжении различаются жесткая про
водка работающая на растяжение и сжатие
(пут пульные тяги) гибкая (мягкая) про
нодка работающая только на растяжение
вращательная проводка работающая толь
ко на кручение и смешанная проводка
включающая элементы разл типов проаодки
Жесткая 11 у (рис 1) в осн состоит
из тонкостенных труб круглого сечения
к рые шарнирно подвешены на рычагах
ка палках Тяги могут быть с изменяемой
или фиксир длиной У тяг с изменяемой
длиной один или оба наконечника сделаны
регулируемыми Для повышения надежное
ти жесткую П у иногда дублируют в виде
разнесенных по разным бортам ветвей
В П у могут усланавливаться компен
саторы линейных деформации конструкции
самолета
Гибкая П у (рис 2) состоит из пря
мои и возвратной нетвей В ней обычно
используются особо гибкие нераскручинаю
щиеся тросы но могут применяться также
метал лич ленты и проволока Концы тро
сов заделываются в наконечники Соеднне
ние двух сопряж концов тросов и натяжение
проводки обеспечивается тандерами Для
изменения направления тросовой П у слу
жат устанавливаемые на кронштейнах роли
ки с Ограничителями предотвращающими
сход тросов с роликов Постоянство на
тяжения тросовой П у при температурных
изменениях окружающей среды обеспечи
вается регуляторами натяжения Для повы
шения надежности ветви тросовой П у
могут дублироваться
Во вращательной П у возвратно
поступлт движение рычагов управления
преобразуется шариковыми преобразовате
лями в реверсивное врашат движение
Рис 2 Тросовая проводка уп
равления (при двух рабочих
местах пи лотов) I педали уп
р iB с ния рулем направления 2—
штурвал управления рузем вы
соты и элеронами 3 — тросовая
доводка управления рулем на
правденки 4—руль навравле
ния 5 — руль высоты 6 — на
правляющии ролик 7 — барабан
8 элерон 9 сдвоенная тро
совая проводка управ iei ия эле
роком 10 — ру гевые машинки
автопилота I I — сдвоенная тро
совая проводка управления ру
лом высоты
29 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво

449
тяг-валов, а оно, также с помощью ша
риковых преобразователей, обеспечивает
соответствующее отклонение рулей управ-
ления Компенсация линейных деформаций
обеспечивается шлицевыми соединениями
В П у могут входить механизмы имита-
ции аэродинамич нагрузок, исполнит ме-
ханизмы систем улучшения хар к устойчи
вости и управляемости и др На самолё
тах с терметичными кабинами с целью сни-
жения потерь давления в местах прохода
П у через герметичные перегородки уста-
навливаются гермовыводы
П у вертолетом в общем аналогична
описанной выше
См также Электродистанционная систе-
ма управления	Г И Румянцев
ПРОГНОЗ ПОГОДЫ (от греч prognosis -
предвидение, предсказание)—научно обос-
нованное предположение о предстоящих из
менениях погоды, составленное на основе
анализа развития крупномасштабных атм
процессов (синоптических процессов) и
знаний о законах развития этих процес
сов во времени н пространстве При ме
теорол обеспечении полётов ЛА составля
ются авиац П и по аэродрому р ну аэ-
родрома, возд трассам, местным возд лн
ниям и р нам полетов В зависимости от
вида авиац П п в них даются хар ки об-
лачности (кол во, форма, высота ниж и
верх границ), осадков, видимости, ветра
(направление и скорость) и темп-ры возду-
ха на разл высотах, высота изотермы 0°С,
высота тропопаузы, закрытие облаками гор
и искусств препятствий, а также указыва-
ются опасные явления — сильная атмосфер-
ная турбулентность (в облаках или при яс
ном небе), возможность сильного, умерен
ного или слабого обледенения (в облаках,
осадках) и др П п оформляются в виде
текстовых сообщений, в табл , либо наносят
ся на карты погоды и в такой форме переда-
ются потребителям
ПРОГРАММНОЕ УПРАВЛЕНИЕ — уп
равление состоянием объекта по заранее
заданной программе II у ЛА реализует
пространственно-временной график его по
лета, предусматривающий прохождение ЛА
через определ точки пространства в за
данные моменты времени П у реализу
ется системами управления самолетов и
ракет нек-рых классов путем ввода в па-
мять бортовой вычислит машины ЛА со
ответствующе!о полетного задания
ПРОДОЛЖЕННЫЙ ВЗЛЕТ —взлёт мно-
годвигат самолета с отказом двигателя
(в т ч двигателя критического) в про
цессе взлёта Г1 в протекает как нормаль-
ный взлет до момента отказа двигателя,
после чего взлет продолжается и завер
шается с отказавшим двигателем Выпол
нение П в не требует применения особых
методов пилотирования
ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА - вре
мя нахождения ЛА в воздухе (время От
отрыва ЛА от ВПП или к л др опорной
пов сти до касания ВПП или др пов сти)
Как лётно техн хар ка ЛА располагаемая
П п определяется для стандартных атм
условий (см Международная стандартная
атмосфера) при заданных аэронавигацион
ном запасе топлива, полном запасе топлива
и взлетном весе и зависит от принятых
режимов набора высоты и снижения, но
в осн от высоты и скорости (Маха числа)
горизонт полёта Наиб П п достигается
при выдерживании нанвыгоднейших режи-
мов, при к рых минимален часовой расход
топлива Значение располагаемой П п
ЛА существенно для таких его применений,
как наблюдение разл явлений и объектов,
ретрансляция телепередач, патрулирование
и т п
ПРОДОЛЬНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ лета
тельного аппарата— способность ЛА
изменять параметры продольного движения
по команде лётчика Количеств хар-ки П у
определяют в виде отношения управляю
щего воздействия лётчика к реакции само-
лета на это воздействие При этом в ка-
честве параметров, связанных с воздейст
вием летчика, используют усилие Рв на руч
ке управления (штурвале) рулем высоты
(элевонами, стабилизатором, дестабилиза
тором) и её перемещение А'в, а реакцию
самолёта на команды лётчика в продоль-
ном движении характеризуют изменением
скорости полёта V, Маха числа полета Ми,
нормальной перегрузки пу, скорости танга
жа, угла атаки
К статич хар кам П у при переходе от
одного установившегося режима полёта к
другому относят, напр , коэф расхода руч-
ки управления и усилия на ней на neper
рузку XB = dXB/dnw	Pn = dPjdnv, коэф
расхода ручки управления и усилия на
на скорость, при пост перегрузке Хв =
= dXB/dy, ^=dPB/dV=(dPB/dXB)XBV
Для оценки П у при выполнении ма
нёвров вблизи границы области эксплуатац
режимов полета используют, напр , усилия
на ручке управления, к рые необходимо
приложить для вывода самолёта на макс
перегрузку пу тах или предельно допусти
мый угол атаки адоп, соответствующий до-
пустимому значению коэф подъёмной си
лы (ПРИ Moo=const)- Рп#тах РСу№п,
усилия на ручке при миним и макс ско-
ростях полёта из условий балансировки
на крейсерских режимах полёта
р	р	р
‘ Vmin* ' Утах* 4 Мтах
К хар кам П у относят также усилия на
рычагах управления, необходимые для под
держания исходной скорости полёта при
макс изменении тяги двигателей, при вы
пуске и уборке возд тормозов
Мерой П у (мерой качества «хождения»
самолета за ручкой управления) могут слу-
жить нек рые хар-ки продольной устойчи-
вости, напр время срабатывания (время,
за к рое перегрузка впервые достигает
значения, к рое установится в новом ста-
ционарном режиме), заброс по перегрузке
Лит ОстославскийИ В Калачев Г С
Продольная устойчивость и управляемость само
лета М [951
В И Кобзев
ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ лета-
тельного аппарата — способность ЛА
(вт ч ЛА с системой улучшения устой-
чивости и управляемости) восстанавливать
без вмешательства лётчика исходный ре-
жим продольного движения после прекра-
щения действия возмущения П у поз-
воляет осуществлять быстрый переход на
новый режим полета (в частности измене
нив балансировки) и его выдерживание при
приемлемых для летчика усилиях для отк
лонения органов управления Аэродинами
чески П у может быть обеспечена в том
случае, если при отклонении параметров
продольного движения от заданных про-
дольный аэродинамич момент меняется т о ,
чтобы парировать действие возмущающего
момента (см Аэродинамическое демпфиро-
вание, Статическая устойчивость) П у
может быть оценена при анализе ур-ний
продольного движения её количеств
хар кон является степень устойчивости
Во мн случаях возмущ продольное дви-
жение можно разделить на два сущест-
венно различающихся временными хар-ками
переходных процессов движения коротко
периодическое, связанное с изменением пе
регрузки (угла атаки), и длиннопериоди-
ческое — с изменением скорости (высоты
полёта, угла наклона траектории) Соот-
ветственно различают (ручка управления
считается фиксированной) степень продоль-
ной статич устойчивости по перегрузке
а„ и степень продольной статич устойчивости
по скорости оу При оя<0, Оу<0 ЛА устойчив
в продольном движении Однако это усло-
вие необходимо, но недостаточно Полная
оценка П у ЛА может быть получена пу
тём анализа корней лннеаризов харак-
теристического уравнения продольного дви-
жения
Хар ки П у оказывают существ вли-
яние на оценку самолёта лётчиком (см
Летчик) и безопасность полета Каждый
самолет должен удовлетворять действую
щим требованиям к затуханию колебаний
и времени срабатывания при малом забро
се по нормальной перегрузке (см Заброс
по перегрузке) Хар-ки самолёта в длнн-
нопериодич движении оказывают относи-
тельно слабое влияние иа опенку самолёта
летчиком Напр, к эксплуатации допуска-
ются самолеты, имеющие как нейтраль-
ность в длиннопернодич движении (при
периоде колебаний более 20 с), так и не
устойчивость (при периодах более 30 с, ес
ли при этом время удвоения амплитуды сос-
тавляет не менее 60 с) При наличии САУ
рассматривают устойчивость стабилизации
высоты скорости полета и т д
Для обеспечения П у и предотвращения
расходящихся (нарастающих во времени) ко
лебаний возбуждаемых лётчиком при ре
шении задачи точной стабилизации само-
лёта по тангажу, наряду с церечисл по-
казателями, необходимо выполнение опре
дел требований к системе управления са-
молёта Такие требования формулируют в
виде запаса устойчивости разомкнутой сис
темы самолёт—летчик по фазе (Д<р = 30°—
50°) на частоте среза и задания допусти-
мого уровня неравномерности (ДА =2—3 дБ)
логарифмич амплитудной частотной ха-
рактеристики замкнутой системы самолёт —
лётчик в рабочей полосе частот
Лит Пашковский И М, Устойчивость и
управляемость самолета М, 1975 Бюш
гене Г С, Студнев Р В, Аэродинамика
самолета Динамика продольного и бокового дви
жевия, М , 1979	В И Кобзев
ПРОДОЛЬНОЕ ДВИЖЕНИЕ летатель
ного аппарата — движение ЛА, при
к ром его плоскость симметрии находится в
одной и той же вертик плоскости При
этом аэродинамич боковая сила Zo, момен-
ты крена и рыскания Мх и Му (см Аэ-
родинамические силы и моменты), углы
скольжения и крена ₽ и у, скорости крена
и рыск ан ия и <0j, равны нулю и соответст-
вующие уравнения движения ЛА обра
щаются в тождества и исключаются из
рассмотрения
Ур-ния П д относительно плоской не
вращающейся Земли имеют вид
dV
— — mgsi пв — Ха + Feos (а + <р),
d0
mV—— = — mgcos0-|- Va-j- Лз|П(а-|-<р),
dZ
dH	dL
——= Vcos©
dt	dt
duz	dO
!i~di M*’ ~dF
где m —масса Л А, И —скорость, g — уско-
рение свободного падения, 0 — угол иак
лона траектории, Р— тяга двигателей, <р —
угол заклинения тяги, а — угол атаки, Н —
высота, L — дальность полёта, А'о— сила
лобового сопротивления, Уа — аэродинамич
подъемная сила, Мг — момент тангажа,
— момент инерции относительно попе-
450 ПРОГНОЗ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
речной оси OZ (см Система координат
ЛА), fl — угол тангажа, скорость тан
гажа При этом а можно выразить через
fl и 0(<x=fl—6), а ур-ние для а удобно
записать в виде
da	1
1Г= “г + -^"I£cose~~Ya- psin(“ + <₽)!.
исключая из рассмотрения fl
Следует отметить, что выписанные ур-ния
П д приближенно справедливы и в том
случае, когда перечисл выше параметры
бокового движения малы Можно убедить
ся что если эти параметры имеют поря-
док малости е, то влияние бокового дви
жения на П д выразится членами, про-
порциональными в2
Ур нии П д могут быть использованы
для определения стационарных режимов
полёта Полагая
dV _ de d“z da
— 4T=“df dT = 0’
можно получить соотношения Хп = Pcos(a +
+ <р) — mgsin 6,	— Psm (a + <р) + mgcos©
М? = 0, <1>г=0 Если задать отклонение руля
высоты 6В, то из условий Мг = 0 da/df = O с
учётом <1)г = 0 можно определить балан-
сировочный угол атаки а6 (см Баланси-
ровка ЛА) тг(ав, бв) =0, где тг — коэф
момента тангажа (см Аэродинамические
коэффициенты) Далее при заданном зна-
чении Н и заданной (см Характеристи-
ки двигателя) зависимости Р(У, Н, а)
можно определить квазистационарные зна-
чении V и Й или, задавая условие горн
зоит полёта 6 = 0, найти стационарные
значения V в Н
Ур ния П д используются для анализа
продольных устойчивости и управляемости
Для этого необходимо рассмотреть возму
шейное движение ЛА Если ЛА находятся
в состоянии, близком к стационарному го-
ризонт полёту с параметрами 6ст = 0,
“zCT=0- «ст = «б- ист' 6 в ст. то в возмущ
движении кинематич параметры можно вы-
разить в виде У=Уст4-ДУ, 6 = Д6,
Н — Нст+АН, (ог = Асог, а = а64-Да, бв==
= 6ВСТ + Д6В, где приращения ДУ, ДН и
т д считаются достаточно малыми Тогда,
пренебрегая квадратами приращений и их
произведениями, можно записать ур-ния
возмущ П д в виде
dAE
m——=	— Х*Д Н — Х“Да —
СП
- Х®вДбв + Р1Д У + р"д Н + Р“Да,
dA0 1 ,
т^г=т^~Ка)А1/+
+ -^О'УД у + Y„AH -у У“Да + У^Двв + РДа),

dAa	dA6
—-— = Д ш-----—,
di г df ’
М"Да + МгвАб„ + М^Дшг
(здесь Ха, Р , Л1“, — частные производ-
ные сил и моментов по величинам, стоя
щим в верх индексах, и для упрощения
принято ае-|-<р = 0) Полученная система
ур-ний является системой линейных диф
ур-ний с пост коэффициентами Исследо
ванне решении этой системы при Дбя = О
позволяет определить продольную устойчи
вость при фиксир ручке управления ис-
следование решений Дбв = Дбв(() позво
ляет оценить хар-ки продольной управ-
ляемости
При исследовании хар-к автоматич систе
мы управления значение Абв задается в
соответствии с выбранным законом управле-
ния как ф ция (демпфер тангажа),
ДУ, ДТ/, Д0, Да Аналогичным обра
зом исследуется влияние возмущений (напр ,
ветровых) на движение Л А Часто для
упрощения возмущ П д разделяется на
кор от ко периодическое (угловое) —
рассматриваются только Да и Д<ог а ДУ
и ДТ/ считаются равными нулю, ина длин
непериодическое (фугоидное)—рас
сматриваются отклонения ДУ АН и Д6,
а отклонения Да, Диг определяются как
ф-ции от ДУ и АН из условий daiz/d( = 0,
dAa/df=O	В А Ярош веский
ПРОДОЛЬНЫЙ НАБОР — см в ст Си
ловой набор
ПРОЕКТИРОВАНИЕ летательного
аппарата — процесс выбора параметров
(геом , массовых и др ) создаваемого ЛА,
его компоновки и определения хар к —
функциональных, экономии и др (см рис )
Осн задача П — найти параметры ЛА,
удовлетворяющие ограничениям уравне
ниям существования (ур ния компоновки),
обеспечивающие летные и др хар ки ЛА,
к-рые отвечают заданным техн требованиям
Силы, действующие на ЛА, определяются
его аэродинамикой, параметрами силовой
установки, хар ками аэроупругости и др
Эти силы, в свою очередь, накладывают
требования на прочность ЛА и ограниче
ния иа динамику (механику) полета В
П ЛА существует ряд этапов техн пред-
ложение, эскизный проект, техн проект
См также Автомата шция проектирования
ПРОИЗВОДИТЕЛЬНОСТЬ летательно
го аппарата Различают рейсовую и
часовую П Рейсовая П — произведение
массы коммерч нагрузки или числа пас
сажиров на дальность полета (т-км или
пасс-км) Часовая П — произведение тех
же величин на рейсовую скорость полета
(т-км/ч или пасс-км/ч) П, соответствую
щая грузоподъемности (пассажировмести
мости) ЛА, наз располагаемой, а опре-
деленная для реальной загрузки ЛА —
фактической
ПРОКОФЬЕВ Георгий Алексеевич (1902—
39)—сов воздухоплаватель В 1924—27
работал в политуправлении Красной Ар
мни С 1927 пом полит, а с 1930 ком воз-
духоплават части в Кунцеве (под Москвой)
С 1932 принимал участие в стр ве стра
тостата «СССР 1», на к-ром вместе с
К Д Годуновым и Э К Бирнбаумом 30 сент
1933 совершил рекордный подъем на выс
19 км Награждён орденом Ленина Портрет
см на стр 452
ПРОПАН, С3Н8,— насыщенный углеводород
парафинового ряда В стандартных условиях
П — газ без цвета и запаха, относится к
пожаро и взрывоопасным в-вам Мол м
44,097 кг/кмоль темп ра плавления 85,47 К,
темп-ра кипения 231,08 К, критич темп-ра
369,82 К, критич давление 42,64-10® Па,
плотность при темп-ре кипения 590,7 кг/м3,
низшая теплота сгорания 46 380 кДж/кг,
теплота испарения 424,96 кДж/кг,стехи
ометрич коэф 15 67 кг воздуха/кг пропана,
темп-ра самовоспламенения 470 °C темп-ра
начала термин разложения 350—460 °C
В авиации жидкий П может найти при
менение в качестве хладагента в системах
кондиционирования воздуха и охлаждения
бортового оборудовании Возможное авиац
топливо
ПРОПЕЛЛЕР (англ propeller, от лат
propello—гоню, толкаю вперёд)—движи-
тель, создающий при своем вращении тя-
гу Р за счёт отбрасывания окружающей
его среды В аэро и гидродинамич рас
четах используется понятие идеального П,
Основные параметры при проектировании самолета
X — угол стреловидности крыла GKH — масса ком
мерческон нагрузки L — дальность полёта, Н —
высота полёта 0 — угол наклона траектории,
/р длина разбега a — себестоимость перевозок
1 — относительная циркуляция скорости z х — от
носительные координаты cs, сх — аэродинамические
коэффициенты подъёмной силы и сопротивления,
и — угол атаки Р — тяга силовой установки,
М — Маха число полета се — уд расход топлива,
М — изгибающий момент крыла, о — напряжение,
го, — скорость тангажа, t — время
он создает за собой струю с постоянной
по площади поперечного сечения скоростью
(т е предполагается, что отсутствует
закручивание среды, а сама среда являет
ся невязкой и несжимаемой) Кпд реаль-
ного П не превосходит кпд г] идеального
П , равного
PV	1
П “ PV + E ~ \+u^/2V’
где РЕ = рЕ(Е-|-ысв)моо500 — часть мощнос-
ти, подводимой к П и затрачиваемой иа
совершение полезной работы, Е = 1/2е(Е-|-
+	— часть мощности, затрачивае-
мой на возмущение среды (потери), q—плот-
ность среды, — площадь поперечного се-
чения струи на бесконечном удалении за
29*
www.vokb-jla.spb.ru - Самолёт
Г. А Прокофьев.
Г Ф Проскура
П.;	— скорость струи в сечении
V — постулат, скорость П. Частный случай
П. — воздушный винт.
ПРОПУЛЬСИВНАЯ СИЛА (от лат. propul-
sus — толкаемый вперёд, подгоняемый) не-
сущего винта—составляющая равнодей-
ствующей аэродинамич. сил несущего винта,
направленная по скорости полёта В го-
ризонт- полёте П. с. создают как накло-
ном оси винта вперёд, так и изменением
направления равнодействующей при помо-
щи автомата перекоса. Для продвижения
вертолёта вперёд энергетически более вы-
годно использовать П. с , чем дополнит-
воздушные винты типа самолётных Однако
достижения больших скоростей горизонт-
полёта (более 400 км/ч) П. с несущего вин-
та не обеспечивает, и тогда требуются до-
полнит возд. винты, применённые уже на
нек-рых винтокрылых летательных аппа-
ратах
ПРОСКУРА Георгий Фёдорович (1876—
1958) — сов. учёный в области гидромаши-
ностроения, гидро- и аэродинамики, акад
АН УССР (1929). Окончил Императорс-
кое техн, уч-ще (1901). Ученик Н Е Жу-
ковского. С 1904 преподавал в Харьковском
технол. ин-те (с 1911 проф.), где занимал-
ся также развитием авиац специализаций
и соответствующей эксперим. базы, и в др.
вузах Харькова. В 1944—54 директор Ла-
боратории проблем быстроходных машин
и механизмов АН УССР. В ст. «Теория
пропеллерных турбин» (1922) впервые в
СССР дал общую теорию осевых турбо-
машин Опубликовал (1924) сборник Статей
по основам теории и практики парящего
полёта. В 1924 авиац. секция Харьков-
ского технол. ин-та издала лекции П_
«Теоретические основы авиации и воздухо-
плавания», в 1926 — «Воздушные винты».
Консультировал разработку ряда самолё-
тов, в т ч. ХАИ-1 В нач- 30-х гг в Харь-
ковском авиац, ин-те под рук. П. нача-
ла работать группа по изучению реак-
тивного движения, в 1940 прошла науч,
конференция по реактивной технике. Пос-
ле войны П. организовал в Этом ин-те
кафедру по новым типам двигателей ЛА.
Гос. пр. СССР (1943). Награждён 2 ор-
денами Ленина, орденом Трудового Красно-
го Знамени, медалями,
Соч : Экспериментальная гидроаэродинамика,
Ч. I, М.—Л , 1933, Гидродинамика турбомашии,
2 изд , Киев, 1954.
ПРОСТРАНСТВЕННАЯ ОРИЕНТИРОВ-
КА ЛЕТЧИКА — способность лётчика
оценивать своё положение и положение ЛА
н пространстве относительно Земли.
П. о. л. осуществляется на основе вза-
имодействия информации, поступающей в
центр, нервную систему от неск. анализа-
торов: зрительного, статокинетич. (вести-
булярного), проприоцептивного от «датчи-
ков» (в мышцах, суставах, сухожилиях)
и интероцептивного (от внутр, органов)
Поступающая в кору полушарий голов-
ного мозга информация обеспечивает от-
ражение в сознании пространств взаимо-
отношений лётчика с окружающим миром.
Анализаторы человека (прежде всего вес-
тибулярный) и их рецепторы («датчики»)
недостаточно совершенны для того, чтобы
в полёте при действии угловых и линей-
ных ускорений правильно информировать
лётчика о положении в пространстве, В этих
условиях, особенно при отсутствии или ог-
раничении зрительной информации в тем-
ноте, сложных метеоусловиях, у лётчика
возникают разл. иллюзии пространствен-
ного положения, преодолению к-рых спо-
собствуют регулярные полёты. Важная пси-
хофизиол особенность П. о. л.— синтез
непосредств чувственной информации по-
ложении в Пространстве, подверженной
иллюзиям, и более надёжной опосредован-
ной, приборной. Нарушениям (потере)
П. о. л , кроме ряда объективных внеш фак-
торов (сложные и необычные метеоусловия,
отсутствие ориентиров, трудное полётное за-
дание), способствуют также утомление лёт-
чика, сонливое или перевозбуждённое сос-
тояние, алкогольная интоксикация, отвле-
чение от приборного контроля и попытка
визуального пилотирования в сложных ме-
теоусловиях, а также перерывы в лётной
работе Актуальность проблемы П о л оп-
ределяется тем, что среди причин лётных
происшествий, особенно катастроф, нару-
шение (потеря) пространств, ориентировки
занимает одно из первых мест.
Лит - Комендантов Г. Л, Физиологические
основы пространственной ориентировки. Л , 1956;
Benson A J., Spatial orientation. Spatial dis-
orientation in Hight, в ки ’ Aviation medicine, v- I, L.,
1978	А А Гюрджиан
ПРОТИВОВОЗДУШНАЯ ОБОрОНА
(ПВО) — совокупность общегос меропри-
ятий и боевых действий войск (сил), про-
водимых в целях защиты адм.-политич.,
пром.-экон, центров и р-нов страны, груп-
пировок вооруж. сил, важных военных
и др. объектов от поражения с воздуха.
Возникновение и развитие ПВО связано
с появлением и дальнейшим совершенство-
ванием средств возд нападения (СВН). С
иач 1-й мировой войны для ведения возд
разведки, корректирования арт- огия и на-
несения ударов с воздуха по войскам, объ-
ектам фронтового тыла и прифронтовым
коммуникациям стали широко применяться
авиация, аэростаты и дирижабли. Это обус-
ловило создание спец, сил и средств,
предназначавшихся' для борьбы с СВН.
появились самолёты-истребители. К кон.
войны истребит, авиация (ИА) составляла
более 40% всей воен, авиации и была
наиболее эффективным средством борьбы
с возд. противником. В числе других
средств ПВО нашли широкое применение
зенитная артиллерия (ЗА), зенитные пуле-
мёты. аэростаты заграждения. Звукоулавли-
ватели и зенитные прожекторы; была
организована служба возд. наблюдения,
оповещения и связи (ВНОС), а также
система управления силами и средства-
ми ПВО. В 30 х гг. в некоторых странах и в
СССР для обнаружении возд целей стали
разрабатываться и создаваться спец, ра-
диотехн. средства, осн. иа эффекте отра-
жения эл.-магн. энергии. В 1938 пром-стью
СССР были выпущены первые образцы ра-
диотехн. станций РУС-1 и РУС-2 для обнару-
жения самолётов, позднее появились РЛС
типа «Редут» с дальностью обнаружения
возд. целей до 120 км при высоте их по-
лёта ок 7 км Важным этапом в разви-
тии ПВО явились 50-е гг. Отличит, осо-
бенность этого этапа — интенсивное внедре-
ние реактивных истребителей-перехватчи-
ков с бортовыми радиолокац. прицелами и
УР класса «воздух--воздух», а также за-
мена ЗА в обороие важных объектов пер-
выми образцами зенитных управляемых ра-
кет (ЗУР).
Одновременно с развитием средств
ПВО совершенствовалась их организац.
Структура Вместо ОтД подразделений,
выполнявших задачи ПВО в 1-й мировой
войне, в 20-х гг. Стали формироваться пол-
ки и бригады ЗА и ИА, а с кон. 30-х гг. —
дивизии и корпуса ПВО.
Совр. развитие СВН значительно рас-
ширило возможности нанесения внезапных
ударов с воздуха ядерным и обычным ору-
жием по объектам и войскам на всей терр.
противника. Поэтому для Отражения напа-
дения (ударов) возд. противника создаются
развёрнутые системы ПВО, к-рые, как пра-
вило, включают систему разведки возд. про
тивника и оповещения о нём войск и объек-
тов; систему зенитного ракетно-арт. (ракет-
ного) прикрытия; систему истребит, авиац.
прикрытия; систему управления; орг-цию
всех видов обеспечения боевых действий и
др. Без надёжной ПВО немыслимы ин страте-
гии. развёртывание вооруж. сил с нача-
лом войны, ни успешное ведение ими
операций и боевых действий, ни сохра-
нение необходимого уровня экономики гос-ва
во время войны. Заблаговременно создан-
ная система ПВО войск и объектов
является в совр условиях одним из ре-
шающих стратегии, факторов сохранения
равновесия и сдерживания агрессивных на-
мерений противника, способна оказывать
существ влиянве на ход и исход войны.
Осн. требованиями, предъявляемыми к
совр. ПВО, являются вост, готовность к От-
ражению внезапного нападения возд_ про-
тивника; устойчивость и живучесть в усло-
виях применения совр средств поражения;
активность, способность к ведению длит,
и напряжённых боевых действий в разл.
условиях, в т. ч при сильном радиоэлек-
тронном подавлении; способность к уничто-
жению СВН противника во всём диапазоне
высот и скоростей их полёта; обеспечение
быстрого манёвра; гибкость, надёжность и
устойчивость управления во всех звеньях
с использованием АСУ и др.
К 90-м гг в СССР была создана единая
система ПВО страны и Вооруж Сил, вклю-
чавшая Войска ПВО (самостоят. вид во-
оруж. сил). Войска ПВО Сухопутных войск,
ИА ВВС и силы ПВО ВМФ. Осн. ог-
невую силу в системе ПВО составляли
зенитные ракетные войска, имевшие на во-
оружении зенитные ракетные комплексы и
системы Авиация ПВО и ИА ВВС явля-
лись осн. манёвренной силой системы ПВО,
способной уничтожать СВН противника
на макс дальностях От обороняемых объ-
ектов и решать спец, задачи. Авиация
ПВО, кроме самолётов истребителей, имела
на вооружении боевые вертолёты, трансп.
и специальные (радиолокац дозора и наве-
дения, радиоэлектронной борьбы и др.) са-
молёты и вертолёты. Информацию о возд.
противнике поставляли радиотехн. войска,
имевшие на вооружении радиолокац. комп-
лексы и РЛС- На вооружении соединений
и частей Сухопутных войск и кораблей
ВМФ имелись также зенитные артиллерий-
ские и зенитные пулемётные установки, а на
авианесущих кораблях — самолёты-истре-
бители.
Существуют единые системы ПВО ОтД. ре-
гионов, напр. объединённая система ПВО
НАТО, система ПВО Северо-амер, континен-
та (США и Канады).	fl. В Лозовский
ПРОТИВОКОРРОЗИОННАЯ ЗАЩИТА
летательного аппарата - совокуп-
ность мероприятий с целью полного или
частичного снижения активности факторов,
способствующих развитию коррозии. К П з.
относятся нанесение покрытий пост, дей-
ствия, а также злектрохим. и хим обра-
452 ПРОПУЛЬСИВНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ботка металлич. пов-стей ЛА (см. также
Покрытия металлов. Лакокрасочные ма-
териалы). В осн. предусматривается П. з.
От физ.-хим. воздействия атмосферы; для
гидросамолётов, кроме того,— от воздейст-
вия морской воды, а для с.-х. ЛА — от воз-
действия ядохимикатов.
В конструкции по возможности исклю-
чается взаимовлияние двух металлов, спо-
собствующих развитию электрохим. кор-
розии. а места возможной концентрации
влаги и Отсеки герметизируются Все ме-
таллич. пов-сти и детали внутри крыла,
гондол, оперения и фюзеляжа (помимо
декоративных слоёв) покрываются грунтом
или лаками. До сборки все детали ано-
дируются (пассивируются, кадмируются и
т. д.). У нек-рых пасс самолётов все
листы наруж. обшивки имеют плакирую-
щий (защитный) слой толщ, не менее 10
мкм. Вся наруж. пов-сть самолёта покры-
вается бесцветным лаком (неск. слоёв го-
рячей сушки), полируется и затем нано-
сится слой краски.
Мероприятия по П. з. в процессе экс-
плуатации заключаются в восстановлении
защитных и лакокрасочных покрытий, в
удалении с металлич. пов-стей очагов
коррозии, биол. загрязнителей (микроор-
ганизмы, плесень, грибок), пыли, загряз-
нений маслом и топливом.
При консервации П. з. предусматрива-
ет изоляцию ЛА от внеш, среды в герме-
тичном плёночном чехле или в контейнере
при пониж относительной влажности воз-
духа (ниже 35%) с применением защитных
покрытий, консерваторов и ингибиторов.
Ю В Макаров.
ПРОТИВОЛОДОЧНОЕ ОРУЖИЕ авиа-
ционное— боевые средства для пораже-
ния подводных лодок с использованием
авиац. носителей. К П. о. относятся глу-
бинные бомбы, мор. мины, противолодоч-
ные торпеды (ракеты).
Авиац. глубинная бомба — боеприпас,
состоящий из корпуса, обычного или ядер-
иого заряда, гидростатич., контактного или
неконтактного взрывателя. Масса бомбы
30—650 кг, скорость погружения 7 —12 м/с
Траектория глубинной бомбы, оснащённой
гидролокатором и контактным взрывателем,
корректируется с наведением на подвод-
ную лодку. Масса такой бомбы более 150 кг,
скорость погружения до 20 м/с. Глубинные
авиац. бомбы поступили на вооружение
в период 1-й мировой войны, бомбы с
ядерным зарядом — в конце 50-х гг.
Авиац. мор. мины — боеприпасы, создаю-
щие с помощью авиации взрывные Заграж-
дения мор. коммуникаций, портов, мор.
объектов. Различают донные, якорные мины
в мино-торпеды. Последние являются ком-
бинацией якорной мины с торпедой. Тор-
педа размещается в герметичном контей-
нере, устанавливаемом на якоре. При про-
хождении подводной или надводной цели
в зоне действия гидролокатора мины авто-
матически раскрывается контейнер н за-
пускается двигатель торпеды. Она выходит
из контейнера, ищет и поражает цель. Мор.
мины с неконтактными взрывателями по-
лучили развитие в период 2-й мировой вой-
ны, активные мино-торпеды — в 70-х гг.
Авиац. противолодочная торпеда (раке-
та)— самодвижущийся самоуправляемый
подводный снаряд, содержащий внутри об-
текаемого прочного корпуса боевую часть
(обычную или ядерную), тепловой, электрич.
или реактивный двигатель, комбинир. взры-
ватель, систему управления и самонаве-
дения, источник энергии, а также тормоз-
ное устройство (парашют), действующее
иа возд. участке траектории- Масса тор-
педы 130—500 кг, скорость хода до 110 км/ч,
дальность до 11 км с глубиной действия
до 900 м. Авиац. противолодочные тор-
педы получили развитие в период 2-й ми-
ровой войны и усовершенствованы в пос-
левоеи. период
Лит - Родионов Б И, Противолодочные си-
лы и средства флотов, М , 1977. А И Зарубин
ПРОТИВОЛОДОЧНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ
АППАРАТ — предназначается для поиска,
обнаружения и уничтожения подводных
лодок (ПЛ) противника. Противолодочные
самолёты (ПС) и противолодочные вер-
толёты (ПВ) подразделяются на базовые
(береговое базирование) и корабельные
(палубные). Базовые ПС осуществляют
поиск и уничтожение ПЛ на большом уда-
лении от береговой линии, а базовые ПВ —
в прибрежных водах. ПС и ПВ, базирую-
щиеся на кораблях, действуют на значит,
удалении от своей территории.
Противолодочный самолёт Локхид Р-ЗС «Орион»
(США).
Противолодочный вертоле! Качан SH 2 (ClliAj
Для поиска и обнаружения ПЛ в над-
водном положении используются РЛС, на
небольших глубинах — РЛС, магнитометры
(реагируют на изменение магн. поля Земли,
вызываемого корпусом ПЛ), газоанализа-
торы (улавливают небольшие концентра-
ции выхлопных газов двигателей ПЛ), ИК
аппаратура, реагирующая на перепад темп-р
в кильватерной струе ПЛ и др. средства.
Для обнаружения ПЛ на больших глубинах
применяются сбрасываемые радиогидро-
акустич. буи пассивного действия (улавли-
вают шумы ПЛ и определяют её пеленг)
и активного действия (определяют коор-
динаты ПЛ при помощи гидролокатора).
Для поражения ПЛ самолёты и вертолё-
ты имеют противолодочное оружие. Сред-
ства поиска ПЛ, навигации и прицели-
вания обычно объединяются в единую
поисково-прицельную систему с использо-
ванием ЭВМ.
Осн. требования к ПС: большая даль-
ность полёта, обеспечение длит, времени
патрулирования (барражирования), а также
небольшая скорость в режиме поиска
ПЛ. Конструктивно ПС обычно выполня-
ются по дозвук. аэродинамич. схеме, час-
то на базе пасс, самолётов В ряде слу-
чаев в качестве ПС используются гидро-
самолёты. В этом случае поиск ПЛ про-
водится с посадкой ПС на воду. Базовые
ПС имеют макс скорость ок. 900 км/ч.
скорость патрулирования ок. 350 км/ч, даль-
ность полёта до 8000 км. Дальность по-
лёта корабельных ПС ок. 5500 км.
На ПВ, благодаря их способности ра-
ботать на режиме висения, наряду с др.
средствами применяются опускаемые гидро-
акустич. станции (ОГАС), состоящие из
погружаемой в воду на кабель-тросе
акустич. антенны, помещённой в обтека-
тель, и бортовой аппаратуры с индика-
тором. Радиус действия ОГАС 8—9 км
(существенно зависит от гидрология усло-
вий). ОГАС может работать в двух ре-
жимах— шумопеленговаиия (определяет
только пеленг ПЛ) и эхопеленгования
(определяет пеленг и дальность до ПЛ).
В режиме шумопеленговаиия обеспечивает-
ся скрытность наблюдения. Помимо ОГАС,
иа вертолётах применяются и магнитометры,
к-рые позволяют обнаружить ПЛ подо
льдом, а также отличить ПЛ, лежащую
на грунте, от неметаллич подводных объ-
ектов. Если предусматривается возможность
посадки ПВ на воду, то его ниж. часть
имеет форму лодки (с необходимой гер-
метизацией конструкции). На нек-рых ПВ
(с обычным фюзеляжем) устанавливают
поплавки, наполняемые воздухом только
при аварийной посадке на воду. Макс,
скорость полёта ПВ 270 км/ч, дальность
полёта до 1300 км.
С Н. Павлов. А. Ю Савинов.
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕ-
МА (ПОС)--предназначается для защи-
ты ЛА От обледенения. Обычно выполня-
ется защита лобовых частей несущих
пов-стей ЛА, воздухозаборников силовых
установок, возд. винтов, остекления, приём-
ников возд. давлений По принципу дей-
ствия ПОС подразделяются на тепловые,
механич-, физико-хим и комбинированные.
Тепловые ПОС (рис. 1) могут быть не-
прерывного действия (предотвращают льдо-
образование на защищаемой пов-сти) и пе-
риодического, или циклического, действия.
Последние периодически удаляют лёд, об-
разующийся на секциях противообледени-
теля, на к-рые разделяется защищаемая
пов-сть с целью сокращения одновременно
потребляемой энергии (лёд подплавляется
и затем сдувается потоком воздуха или
сбрасывается центробежной силой с вра-
щающихся частей). В зависимости От ис-
точника нагрева различают электротепло-
вые, воздушно-тепловые и жидкостно-теп-
ловые ПОС.
Механич- ПОС удаляют образующийся
лёд обычно путём деформации пов-сти,
иапр. с помощью эластичных накладок с
камерами, к-рые поочерёдно раздуваются
Рис. 1. Тепловые противообледенительные системы:
а — воздушно-тепловые на крыле, оперении или воз-
духозаборнике. б — электротепловые на воздушных
винтах, i — обшивка летательного аппарата; 2 —
стенка, 3 — гофрированная поверхность; 4—лон-
жерон. 5 — распределительная труба (коллектор),
6—лопасть несущего винта вертолёта; 7—по-
перечные секции нагревательных элементов, 8 —
продольные секции {преимущественно для лёгких
вертолётов).
www.vokb-la.spb.ru -	453
Рис. 2. Размещение противообледенительных систем
на самолёте: I - Электротеиловая система для обо-
грева лобовых стёкол; 2 — электротваловая система
для обогрева приёмника воздушных давлений; 3 —
противообледенитель непрерывного действия на
крыле (впереди двигателей), 4 — электротеп.тован
или электроимпульеиая система на больших поверх-
ностях, 5 — воэдуUfHO-тепловзя система воздухоза-
борников и входных элементов двигателя, 6 — про-
тивообледенительная система хвостового оперения.
сжатым воздухом (пневматич. ПОС), или в
результате взаимодействия электромагнит-
ного поля индукторов, расположенных под
обшивкой, с наведённым в обшивке полем.
В физико-хим. ПОС применяются жид-
кости, образующие с водой незамерзающие
смеси и растворяющие лёд, либо покры-
тия, к-рые при взаимодействии со льдом
растворяют прилегающий его слой; эффек-
тивность их ограничена
В комбииир. ПОС используются разл.
принципы действия (напр., на лобовом
стекле устанавливается механия, щётка,
действующая одновременно с тепловой или
фнзико-хим. ПОС)-
Наиболее распространены тепловые ПОС,
являющиеся самыми энергоёмкими. Наиме-
нее энергоёмки электроимпульсные ПОС, но
они плохо удаляют лёд небольшой толщины,
поэтому устанавливаются в случаях, когда
такое льдообразование допустимо, имеется
упруго-деформируемая обшивка и можно
разместить под ней индукторы. Пневматич.
ПОС применяются на нек-рых дозвуковых
лёгких и средних самолётах. Для за-
щиты разл. элементов одного и того же
ЛА могут использоваться ПОС разл. ти-
пов, выбор их зависит от располагаемых
источников энергии, их размещения, кон-
струкции защищаемого элемента и т. п.
(рис, 2).
ПОС могут включаться либо вручную,
либо 'автоматически от сигнализатора об-
леденения. Сигнализатор состоит из дат-
чика (реагирует на образующийся на
иём лёд либо на наличие в потоке воз-
духа переохлаждённой воды), преобразо-
вателя и индикатора (лампочка, табло).
Для повышения эффективности применяют-
ся автоматич. системы управления работой
ПОС в зависимости от условий обледенения.
Лит Трунов О. К.. Обледенение самолетов
н средства борьбы с ним, М , 1965, Летные
испытания систем жизнеобеспечения и защиты
бортового оборудования от внешних воздействий,
под ред (О А Нагаева, М., (985.
Р. X. Тенишев,
ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТЕМА борто-
вая—совокупность установок пожарной
сигнализации и пожаротушения, предназ-
наченных для извещения экипажа о возник-
Кбвении на борту ЛА пожара, его лока-
лизации н тушения. Различают устройства
для защиты мотогоидол осн. и вспомогат-
силовых установок, где существует повы-
шенная опасность возникновения очага
пожара с горением топлива или масла, и
устройства для защиты кабин экипажа,
пасс, салонов и багажных отсеков (см.
рис.).
Оси. устройства для защиты мотогоидол:
противопожарная перегородка, отделяю-
щая отсек от др. зои, топливный край для
перекрытия подачи топлива в отсек в слу-
чае возникновения пожара, датчики уста-
новки пожарной сигнализации (УГ1С) и кол-
лекторы с распылителями для распреде-
ления огнетушащего в-ва (ОТВ) по от-
секу. УНС разделяются иа установки с
датчиками, реагирующими на повышение
темп-ры и скорость ее нарастания (диф-
ференциально-тепловые), на повышение
темп-ры (тепловые) и на появление пла-
мени (ионизационные).
Установки пожаротушения (УПТ) бывают
двух типов: с централизов хранением ОТВ
в одной группе огнетушителей, из к-рых
оно через распределит, кран нли запорное
устройство подаётся в любой из несколь-
ких отсеков, и с распределённым хра-
Размещение установок пожарной сигнализации и пожаротушения на самолете. 1 — мотогондолы ос-
новной силовой установки; 2, 3, 6, 13 — ручиые огнетушители, 4 — пассажирский салон; 5. (4 — сигна-
лизаторы дыма, 7 — отсек вспомогательной силовой установки, 8, (0 — огнетушители, 9, 11 — багаж-
ные отсеки; (2 — кабина экипажа, 15, 17 — пожарные пульты; 16 — табло, 18 — распределительный
крав. 19— топливный перекрывцой кран; 20 — противопожарная перегородка: 21, 22 — датчики сигна-
лизации пожара; 23 — коллекторы пожаротушения. 24 — блок сигнализации.
нением ОТВ, когда для каждого отсека
установлены свои огнетушители. Заряд ог-
нетушителей осуществляется через имею-
щиеся на них спец, головки, разряд —с
помощью управляемых дистанционно пиро-
устройств. В зависимости от типа ЛА уста-
навливается одна, две или три очереди
подачи ОТВ в отсек. При пожаре в Отсе-
ках силовой установки датчики пожарной
сигнализации выдают команду на включе-
ние звук, сигнализации, табло «ПОЖАР»
и пульт, где загорается светосигнализатор
отсека, в к-ром возник пожар, а также на
включение огнетушителей первой очереди
(если имеются две или три очереди подачи
ОТВ).
К устройствам для защиты кабин эки-
пажа, пасс, салонов и багажных отсе-
ков относятся ручные огнетушители, дат-
чики УПС (по дыму, темп-ре) и УПТ. В
кабинах экипажа и пассажиров применя-
ются ручные огнетушители вместимостью
I, 2, 4 иди 6 л УПС оборудуются труд-
нодоступные и недоступные для экипажа
отсеки Тушение пожара в доступных багаж-
ных отсеках осуществляется с помощью
454 ПРОТИВОПОЖАРНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ручных огнетушителей а в недоступных —
с помощью установок пожаротушения при
чем возможно использование УПТ мото
гондол	В А Егорцев
ПРОТ И ВО ПОМПАЖНАЯ ЗАЩИТА ДВИ-
ГАТЕЛЯ — часть системы автоматич ре
гулироваиия ГТД, предназначенная для
предотвращения его разрушения вследствие
возникшего помпажа двигателя П з д
обычно состоит из системы предупреждения
помпажа и системы ликвидации помпажа
и восстановления исходного режима
Система предупреждения помпажа приме
няется в случаях когда можно прогнози
ровать возникновение неустойчивой работы
двигателя Система состоит из датчиков ре
гидрирующих возмущения логнч устройст
ва сравнивающего действующие возму
щения с допустимыми н устройства выра
батывающего командные сигналы на из
менения положения регулируемых элементов
компрессора и двигателя в целом для
кратковременного (на время действия воз
мущений) увеличения запасов устойчивости
компрессора и послед восстановления ре
жима работы двигателя Иногда датчики
и логич устройство заменяются времен
ным механизмом
Система ликвидации помпажа и восста
иовления исходного режима применяется
в случаях когда отсутствует система
предупреждения помпажа или она не может
обеспечить устойчивую работу компрессо
ра Система состоит из датчиков регист
рирующих нестационарные процессы в про
точной части компрессора логич устройст
ва сравнивающего эти процессы с про
цессами характерными для помпажа и
сопутствующих ему явлений и устройства
вырабатывающего командные сигналы
для перевода регулируемых элементов дви
гателя в положения, способствующие прек
ращению срывных явлений в компрессоре
После прекращения срывных явлений си
Ствма восстанавливает режим работы дви
гателя	Л Н Семерняк
ПРОТИВОФЛАТТЕРНОЕ УСТРОЙСТВО—
служит для предупреждения возникновения
флаттера или повышения критич скорости
флаттера ЛА В качестве П у исполь
зуют гл обр балансиры и демпферы
Протнвофлаттерный балансир представляет
собой груз, установленный и жестко за к
реплениыи в носке крыла (стабилизатора
киля руля элерона) иногда его разме
шают впереди несущей пов сти (вынос
ные балансиры) Инерция балансира вы
зывает изменения собств колебаний конст
рукции что влечет за собой изменение
действия аэродинамич сил при колебаниях
ЛА Протнвофлаттерный демпфер представ
ляет собой устройство к рое располагается
между органом управления и его несущей
конструкцией и создает сопротивление от
клонению органа управления Применяются
поршневые или роторные гидравлнч демп
феры в к рых усилие сопротивления соз
дается за счет гндродинамнч или вязкого
сопротивления при перетекании рабочей
жидкости между плоскостями демпфера (см
также ст Активные системы управления)
против ош то норные устройства—
служат для повышения безопасности экс
плуатации ЛА на больших углах атаки
а в случае непреднамеренного сваливания
и перехода в штопор — для обеспечения
надежною вывода ЛА из этих критич ре
жимов К И у относятся устройства
искусственно создающие характерную тряс
ку и направленные подергивания рычагов
управления с целью обратить внимание
летчика на приближение самолёта к опас
ному углу атаки автоматически работаю
щие аэродинамич системы позволяющие
отодвигать начало сваливания самолёта
до больших углов атаки (30—60°), ак
тивные средства (ракетного или пара
шютного типа) обеспечивающие при не
обходнмости принудит вывод самолета из
режимов сваливания и штопора О приб
лижеиии к критич режиму летчика пре
дупреждают индикаторы световые и звук
сигнализаторы
Самолеты поступающие в массовую экс
ллуатацию как правило не оснащаются
активными П у Зашита их ограничивает
ся установкой на борту соответствующих
сигнализаторов и указателей а также
обеспечением ни больших углах атаки
удовлетворит хар к устойчивости и управ
ляемостн и соответствующего запаса между
максимально допустимым и предельным по
безопасности полета углами атаки (не
менее 3—4°) Все самолеты проходящие ис
пытания на сваливание н штопор как
правило оборудуются на время экспери
меита активными П у Выбор типа П у
определяется как конструктивными и аэ
родинамнч особенностями самолета так и
задачами планируемого Эксперимента При
летных испытаниях маневренных самоле
тов чаше используются противоштопорные
ракеты (ПШР) а при испытаниях нема
невренных самолетов — противоштопорные
парашюты (ПШП)
П у с ПШр состоит из двуХ и более
ракет подвешиваемых обычно под крылом
на пилонах или в хвостовой части фюзе
ляжа на держателях Под крылом они ус
танавливаются горизонтально н создают
при работе момент относительно вертик
оси самолета На фюзеляже их устанав
ливают вертикально в хвостовой части
при включении они создают момент отно
сительно поперечной оси самолета ПШР —
это пороховая ракета двустороннего дей
ствия с передним и задним соплами од
но из к рых открывается в момент вклю
чения обеспечивая создание требуемого
по знаку момента Управление ПШР элек
трическое из кабины летчика
П у парашютного типа представляет со
бой систему из одного двух вытяжных
и одного нли неск основных парашютов
заключённых в контейнер к рый устанавли
вается обычно в хвостовой части фюзеля
жа Сброс крышки контейнера и ввод в
действие вытяжных парашютов осуществля
ется с помощью пружины пиромеханизма
или пиропушки Для прекращения деист
вия ПШП существует механич или пи
ротехн система сброса парашюта Кроме
того в системе ПШП обычно предусматри
вается «слабое» звено предохраняющее
конструкцию ЛА от разрушения в случае
превышения допустимой нагрузки от па
рашюта и позволяющее сбросить его пу
тем разрыва этого звена при достижении
соответствующей скорости Управление вы
пуском и сбросом ПШП может быть ме
ханическим илн электрическим и осущест-
вляется летчиком из кабины
Исходные параметры Г1 у как пара
шютного так и ракетного типов обычно
определяются по результатам испытании
моделей в аэродинамич трубах с имита
цией на них Пу	НМ Пашкшмкт
ПРОТИВОШУМЫ — ус тройства служа
щие индивидуальными средствами зашиты
от шума летного и инженерно техн пер
сонала и предупреждающие шумовые трав
мы органов слуха Существуют П вы
полненные в виде шлема н противошумных
наушников закрывающих ушные раковины
или всю околоушную область а также
вкладыш втулки вставляющиеся в наруж
слуховые проходы эффективные средства
защиты от шума и вибрации — противо
вибрац пояса и обувь (см рис ) П
изготовляют из звукопоглощающих мате
Рис Противотпу мы а — упругий шумоззщитиый
илем б —противошумные наушники в —вклз
дыш втулки г протнвовибраинонныи пояс
www.vokb-la.spb.ru - CaMO,i6TlRQiIMB|QJUJXMbl 455
риалов При эксплуатации П. должны сов-
мещать защитите качества с возможностью
пользования переговорными устройствами,
не давить на ушную раковину, не раздра-
жать кожу.
ПРОФ ЕСС ИОГРАММА ДЕЯТЕЛЬНОСТИ
лётчика—описание практич деятельности
лещика, выполнен ног в виде графиков
или таблиц (матриц). Представляет собой
последовательность отд. единиц-операций:
поиска соответствующего индикатора, вос-
приятия и оценки информации, принятия ре-
шения, поиска необходимого органа управ-
ления, исполнения решения Наибольшее
применение получили П. д., описывающие
перенос и фиксацию взгляда и движения
рук П. д. используются при компоновке
разл. средств отображения информации,
органов управления и пультов
ПРОФИЛЬ КРЫЛА сечение крыла плос-
костью, параллельной базовой плоскости
(см. Системы координат) ЛА. Такой П. к
часто наз. поточным В расчётах рассмат-
ривают также П к., получающиеся сече-
ниями крыла вертик. плоскостями, перпен-
дикулярными нек-рым характерным линиям
крыла (напр., его передней кромке, линии,
соединяющей точки, расположенные на
хордах крыла на расстоянии 1/4 длины
хорды от передней кромки) Мн. крыль-
евые профили свойственны также др. аэро-
динамич. пов-стям (стабилизатор, киль,
рули управления. Лопасти возд винтов н
т. д.). Характерным линейным размером
П. к. является длина хорды, профиля Ь
П. к определяется ординатами верхней
и нижней у„ пов-стей (см. рис.); в нём
выделяются симметричная часть f/,HM=({/n —
-Ун)/2 и ср. линия Уср= (Ув4-Ун)/2.
П. к. характеризуется геом. парамет-
рами: макс, относительной толщиной про-
филя с = с/Ь, макс, кривизной профиля
fniax' расстояниями Хс И	И радиусом
кривизны RK носка. Обычно для до- и око-
лозвук. са_молетов с =8—20%, для сверх-
звуковых с = 3—9% Значения относит па-
раметров, выраженные в долях хорды Ь,
изменнются для самолётов соответственно
с матыми и большими дозвук скоростя-
ми полёта в след. пределах: f —
2—6% и 0-2%; хс--20—30% и 40—50%;
*1™.-15-30% и 40-60%; RK/c2 -0,5 -
1,5% Важными хар-ками симметричной
части являются также угол наклона нов-сти
и значение ординаты на .задней кромке
(при Уснн>0 задняя кромка профиля имеет
конечную толщину), от к-рых зависит,
напр., эффективность органов управления.
Форма ср линии изменяется от выпук-
лой кривой параболич. типа до кривой С
положит, или отрицат. 5-образностью в за-
висимости От типа и назначения профиля.
Напр , для уменьшения продольного момен-
та (лопасть несущего винта) использует-
ся положит 5-образность, а нек-рые сверх-
критические профили имеют отрицат. 5-об-
разность П. к., у к-рого ср линия сов-
падает с хордой, наз. симметричным
профилем
Группа П к , образованная на основе
одного или неск. базовых (исходных) про-
филей и объединенная нек-рой общей за-
кономерностью, паз серией профилей.
На основе одного базового П. к, её можно
построить след, способами: 1) изменением
ординат верх, и ниж. пов-стей пропорци-
онально с; 2) изменением симметричной
части профиля пропорционально с при сох-
ранении ср. линии базового 11 к.; 3) из-
менением fmax с сохранением формы ср. ли-
нии при неизменных с и симметричной час-
ти П к.; 4) сохранением верх, пов-сти
иди аффинным (не пропорциональным с) из-
менением верх пов-сти базового П к.,
сопровождающимся модификацией ниж.
пов-сти для удовлетворения разд, аэроди-
намич. или конструктивным требованиям
(критич. Маха число, продольный момент,
толщина хвостового участка и i. д.). В
случае неск базовых П. к построение
серии возможно путём интерполяции по
определ. закону.
Форма [I к. различна для до-, транс-
и сверхзвук скоростей полёта. Так, напр.,
при малых лозвук. скоростях допускают-
ся 1! к., форма к-рых приводит к поныш
значениям местных возмущений скоростей
и давлений в сочетании со слабыми гра-
диентами давления для предотвращении
срыва потока При больших дозвук. ско-
ростях для повышения критич. числа Маха
применяются [I. к., форма к-рых обеспе-
чивает пониж возмущения в местной сверх-
звук. зоне. При сверхзвук, скоростях
иногда используются тонкие остроносые
профили (параметр Rt,/c2 =0) для умень-
шения волнового сопротивления и присо-
единения к передней кромке всего кры-
ла или его части головной ударной волны
Осн аэродинамич. хар-ками П к., сущест-
венно зависящими от его 1еометрин, яв
ляются коэф подъёмной сиды, сопротив-
ления и продольного момента (см. Аэро-
динамические коэффициенты), а также аэ-
родинамическое качество
В Д Боксер Н Л1 Серебрим кий
ПРОФИЛЬ ПОЛЕТА — траектория поле-
та J1A в координатах дальность—высота.
Представляет собой последовательность
участков, каждому из к-рых соответствует
определ. программа изменения высоты и
скорости П. и. зависит от поставлеюной
задачи Полёт на макс дальность включает
учаск>к набора высоты, участок полёта в
крейсерском режиме, обеспечивающем макс
дальность (iоризоцтальный полёт или по-
лёт с постепенным набором высоты в про-
цессе выработки топлива), и участок сни-
жения. При решении боевой авиацией
определ. тактич. задач, связанных с пре-
одолением зоны ПВО, используются вари-
. Профили полёта
анты 11, п. с участком движения в зоне
ПВО на макс, высоте или на миним. вы-
соте с макс, скоростью (см рис )
ПРОФИЛЬНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ-
разность между сопротивлением аэроди-
намическим крыла и его индуктивным
сопротивлением. Прн дозвук. докрнтич- об-
текании (Маха число полёта Мсс<М,)
П с целиком обусловлено вязкостными
эффектами. При равном нулю коэф подъём-
ной силы (с =0, см. Аэродинамические
коэффициенты) II. с. хорошо спроекти-
рованного плоского крыла близко к сопро-
тивлению трения, а сопротивление, обуслов
ленное силами давления, очень мало. Из-
менение угла атаки приводят, как правило,
к росту 11. с. в связи с появлением на
крьЩе зон отрывного течения Выделить
индуктивное, или вихревое, сопротивление
из полного сопротивления на Практике
весьма сложно Поэтому для оценки П
с. и, соответственно, совершенства крыла
часто принимают в качестве эталона ми-
ним. теоретич. значение коэф, индуктив-
ного сонротвления с инл = С^а/(лХ), где
л удлинение крыла В этом случае коэф.
Ч- е пр--4«/(яК)  ПРИ Дозвук.
сверхкритич. обтеканиях (Мго>М,) в П. с.
кроме составляющих, обусловленных влия-
нием вязкости, входит и волновое сопро-
тивление Это связано с появлением в Ноле
течения местных сверхзвук, зон, замыкае
мых интенсивными скачками уплотнения
В результате необратимых потерь кинетич.
энергии потока в этих скачках П. с. крыла
даже при %й=0 резко возрастает и растёт
С увеличением При этом взаимодей-
ствие замыкающих скачков уплотнения с
пограничным слоем крыла может вызывать
сильные срывы потока, что приводит к до-
полнит росту П с
При сверхзвук, скоростях полёта полное
сопротивление крыла обычно принято раз-
делять на сопротивление, обусловленное
объёмом или, иначе, толщиной крыла,
н сопротивление, обусловленное подъёмной
силой, включающее вихревую н волновую
составляющие Сопротивление, обусловлен-
ное объёмом,-- сопротивление плоского кры-
ла с Симметричным профилем крыли при ну-
левой подт, ём ной силе является по су-
ществу тем же П. с.
В техн, л пт-ре наряду с гермином «П. с »
иногда применяют термин «сопротивле-
ние фор м ы»	Л. Е Васильич
ПРОФИЛЯ ТЕОРИЯ - описывает взаимо-
действия профиля крыла бесконечного раз-
маха с плоско-параллельным течением и
позволяет определять его аэродинамические
характеристики путём использования мо-
делей идеальной жидкости, пограничного
слоя и вязкой жидкости (газа).
Использование наиболее простой модели
идеальной жидкости при безотрывном об-
текании даёт возможность получить пра-
вильные качественные, а но нек-рым пара-
метрам и количеств результаты Для рас-
чета обтекании профиля идеальной несжи-
маемой жидкостью используются обычно
метод особенностей (см. Источников и сто-
ков метод) и метод конформных сообра-
жений- В последнем методе применение
простых отображающих ф-цнй позволило
полечить точные решения для ряда теоре-
тич, профилей (Жуковского профиль, про-
фили Чаплыгина и Др), для профилей
произвольной формы разработаны приближ.
методы Подъёмная сила профиля пропор-
циональна циркуляции скорости (см Жу-
ковского теорема), значение которой оп-
ределяется из Чаплыгина -Жуковского
условия. В [1 т большую роль играет
тонкого профиля теория, позволяющая
рассчитать подъёмную силу, продольный
момеп! (см. Аэродинамические силы и
456 ПРОФЕССИОГРАММА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
моменты) распределение нагрузки по
хорде
Дэя чисто дозвук обтекания профиля
линейная Прандтля—Глауэрта теория дает
прост}» связь между течениями несжи
маемой и сжимаемой жидкостей Более точ
ныс теории (С А Христианович 1940
1 Карман Тзян 1939- 41) опирающие
ся на прнбпиж решение vp кии Чапльн ина
(см Г одографа метод) позволяют дос та
точно точно учитывать влияние сжимас
мости среды вплоть до критич Маха чис
ла М. Эти теории лежали в основе вы
бора формы первых скоростных (рассчитан
ных на относительно большие дозвуковые
скорости полета) профилен (см Сверхкри
тическии профиль)
При числе Маха набегающею потока
Моо>М, вблизи профиля образуются
местные сверхзвук зоны к рые в боль
шинствс случаев замыкаются скачками уп
лотнепия явтяющимися источником вол
нового сопротивления Xw и приводящими
при достаточной их интенсивности к от
рыву пограничного слоя к резкому из
менению подъемной силы и продольного мо
мента Расчет обтекания при наличии
местных сверхзвук зон (см Трансчвуко
вое течение) стал возможен тишь с появ
лением ЭВМ и развитием методов числен
ного анапиза применение к рых позвони
ло определить новые формы профилей с
пониж значением X# (см Сверхкритичес
кии профиль) Теория подобия (Карман
1947) показа ia что при Ми=1 величи
на Хщсос®/3 где с — относительная толщина
профит я Отсюда следует необхо
димость применения тонких профилей для
перехода через скорость звука
При обтекании профи чей сверх
звук потоком возможны два режима реа
шзация к рых зависит от значения числа
Махе Ми и формы профиля На первом
режиме гОчовнои скачок уплотнения при
соединен к передней кромке профитя и
реализуется чисто сверхзвуковое течение
Для расчета такого режима используются
приближ методы связанные с разложением
коэффициента давления (см также Аэро
динамические коэффициенты) по местному
уму А наклона нов сти линейная тео
рия (см Анкерс та формулы) теории учи
тывающие два или три члена разложения
Хорошие реззтьтазы дает приближ метод
испопьзующий точные соотношения дтя
косого скачка уплотнения и Прандтля—
Майера течения (метод скачков рас
ширен и й) Согласно линейной теории
коэф волнового сопротивления cIW = cXW( +
(где Сли,о<^са) зависит от срормы про
филя и при фиксиров значении с принимает
миним значение для ромбовидного профи
ля- cxw = (М^— 1) i/!t£/4 т е пропорцио
нален квадрату коэф подъемной силы су
подобно индуктивному сопротив тению кры
та конечного размаха при малых скоростях
Большое значение схгх приводит к падению
аэродинами i качества К=су/сх при сверх
звук скоростях (с,- коэф аэродинамич
сопротивпения) На втором режиме обте
кання гоювнои скачок мпотиенця отсосди
нен от передней кромки профиля и на
нек ром участке перед носовой частью про
фитя он близок к интенсивному прямому
скачку уплотнения В связи с этим со
против пение профи чей с затушенной пе
редней кромкой значительно бо 1ьше сопро
тивления профитеи с заостренной передней
кромкой обтекаемых со стабым присоеди
ценным скачком уплотнения
При расчете гиперзвук обтекания профи
тя чиненная теория не применима (см
Гиперзвуковое течение) приближ значение
коэф давления может бытз получит при
помощи ф лы Ньютона cp-2sinJfl или
ее разл модификаций (см Ньютона тео
рия обтекания)
Для расчета аэродинамич хар к про
филя на всех режимах его обтекания на
ряду с приближ методами все шире и
интенсивнее применяются точные методы
чистенного анализа (конечно разностные
методы метод характеристик и др )
При безотрывном обтекании профитя и
больших Рейнольдса числах влияние вяз
кости определяется с помощью теории по
граничного слоя Согласно Л Прандтлю
вытесняющее действие пограничного слоя
учитывается путем «наращивания» на за
данный профиль толщины вытеснения б*
и прибавзения тонкого вязкого стеда за про
фи тем и послед расчета невязкцго обте
кания порученного таким образом контура
Уточнение результатов возможно при нс
Пользовании итерационною процесса в
к ром достигается согласование величины
б* и распределения давления по внеш гра
нице пограничного слоя Учет вязкости
приводит к уменьшению су при положит
угте атаки из за более толстого погранич
ного стоя на верх пов Сти профиля Рас-
четом находится профильное Сопротивление
обусловленное тействием сил трения и
давления на обтекаемую пов сть Деформа
ция контура профитя за счет б* и еле
да вызывает изменение вот новою сопротив
линия к рое при сверхзвук скоростях
как правило уменьшается
Для ряда важных случаев когда теория
пограничного слоя неприменима (отрыв
пограничного стоя течение в окрестности
задней кромки в месте падения скачка
уплотнения и т Д ) используются разл
численные методы решения ур нии Навье
Стокса и Рейнольдса Локатьная Карти
на течения в окрестности указанных осо
бых точек псстедуется методом срашнва
емых асимптотич разложении Для приб
лиж оценки такой существ хар ки профи пя
как с^П|ах (макс значения су определи
емого нэпа юм отрыва потока) применяют
ся разл полуэмпирич методы Во многих
из них используется экспериментально под
твержденное условие постоянства давле
ния в зоне отрыва над профилем соот
вегствие вычистенных значений с тах с
эксперим данными получается удовлетво
рите пьным
П т охватывает нг только рассмотрен
иыи выше счучай обтекания изолиров про
филя неограпич потоком но и нек рые др
случаи профиль с закрычками и предкрыл
ками бипланы и починланы профиль
вблизи пов сти Земли решетки профилей
и т д При решении таких задач исполь
суются описанные выше методы усложне
ние к рых обусловчено необходимостью
удовтетворить допочнит зраничным уело
виям К П т относится также обратная
задача о построении контура профиля по
заданному на нем распределению скоростей
Задача Эта как правило не имеет ре
шения в к пассе замкнутых самонепересе
кающихся контуров но разработанные мето
ды ее приближ решения полезны для он
ределения модификации формы профиля
при требуемом изменении распределения
скоростей
Лит Седов Л И Плоские задачи гид
родинаыики и аэродинамики 3 изд М 14180
Лойцянский Л Г Механика жидкости и газа
6 изд М 1987
С В Ляпунов Я М Серебрийский
ПРОХОРОВ Алексеи Николаевич (р 1923) —
сов летчик дважды Герой Сов Союза
(дважды 1945) ген майор авиации (1976)
В Сов Армии с 1940 Окончил Балашов
скмо воен авиац шков (1942) Воен возд
академию (1950 ныне им Ю А Таирина)
Участник Вел Отечеств воины В ходе
А Н Прохоров	А Г Прошаков
войны быч летчиком ком звена ком зс
кадрильи штурмового авиаполка Совершил
238 боевых вылетов Посте войны ком
авиаполка затем на преподават работе
Награжден орденом Ленина 3 орденами
Красного Знамени орденом Александра
Невского 2 орденами Отечеств воины 1 й
степ , 2 орденами Красной Звезды орденом
«За службу Родине в Вооруженных Си
лах СССР» 3 й степ медалями Бронзо
выи бюст в Борисоглебске Воронежской обл
ПРОЧНОСТЬ авиационных конструк
ций — свойство конструкций ЛА сохранять
целостность (не разрушаться) во всех
допускаемых условиях эксплуатации в те
чение заданного ресурса обеспечивая необ
ходимый уровень безопасности при удовтет
воренни требований надежности и эксплу
атационной технологичности (см также Раз
рушение конструкции)
Методы обеспечения и исследования II
составляют прикладную науку с таким же
названием в к рой сложились след разде
лы Нормы прочности статическая проч
ность Сопротивление усталости эксплуата
ционная живучесть аэроупругость Проек
тирование рациональной по условиям П
конструкции представляет комплексную
проблему при решении к рой одновремен
но учитываются требования по статич проч
кости сопротивлению усталости и живу-
чести по обеспечению безопасности ЛА от
флаттера шимми дивергенции и реверса
органов управления Эти требования удов
летворяются в рамках определ весовых
тимитов обеспечивающих необходимую
эффективность ЛА
Требования к статич прочности конст
рукции определяются по Нормам прочности
в соответствии с назначением ЛА и эк
Стремапьными условиями его эксплуатации
Статич прочность обеспечивается проектн
рованием на расчетные нагрузки При
этом несущая способность конструкции ЛА
оценивается по разрушающим напряжени
ям определяемым как расчетным так и
эксперим путем в ходе испытаний конст
руктивных образцов и панелей из при
нятого конструки материала Проверка ста
тич П конструкции производится при
статических испытаниях натурной конст
рукции В Нормах прочности регламента
руется также остаточная П конструкции
при наличии частичных повреждений
(напр трещин) В каждом конкретном
стучае Статич П определяется на основе
анализа проводимого с учетом сохране
ния уровня безопасности авиац конструк
ции за период между осмотрами не ниже
уровня за время эксплуатации неповрежд
конструкции
Требования к сопротивлению усталости
также определяются Нормами прочности и
направлены на обеспечение безопасности
осн силовой конструкции в течение задан
ного ресурса при действии всей совокуп
ности перем нагрузок на всех режимах
и Этапах эксплуатации ЛА (за весь срок
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт CBOiRRQHHQQJb 457
службы). Суммарная повторяемость перем,
нагрузок выявляется расчётом для всех
возможных вариантов использования ЛА и
подтверждается измерениями при лётных
испытаниях и эксплуатации, а также сбо-
ром статистических материалов по индиви-
дуальной нагруженности ЛА в эксплуа-
тации.
Усталостная долговечность т. н. регу-
лярных зон конструкции при проектирова-
нии рассчитывается с учётом кривых уста-
лости для данного конструкц. материала с
типовым концентратором напряжений, необ-
ходимого коэффициента надёжности и ре-
зультатов эксперим. проверки всех осн.
конструктивно-технол. решений. К моменту
сертификации ЛА производится провер-
ка, а в необходимых случаях — доводка
конструкции на основе лаб ресурсных
испытаний натурной конструкции.
Для сохранения П. ЛА при появлении
повреждений в эксплуатации (трещин, кор-
розии и т. п.) Нормы прочности пре-
дусматривают требования обеспечения экс-
плуатац. живучести авиац. конструкций.
Эти требования определяют допустимые
значения скорости развития трещин в
конструкции и её остаточной П., что наряду
с регламентируемыми регулярными осмот-
рами конструкции в эксплуатации обеспе-
чивает требуемую надёжность. На стадии
проектирования расчётная оценка эксплу-
атац. живучести производится на основе
эксперим данных по трещиностойкости
материалов (см. Механика разрушения) с
последующей проверкой при ресурсных
испытаниях натурной конструкции.,
Способность авиац. конструкции про-
тивостоять опасным явлениям аэроупругос-
ти на стадии проектирования обеспечи-
вается расчётом динамич. устойчивости
упругой конструкции в потоке воздуха
и при движении по земле методами, при
к-рых определяются критич. скорости флат-
тера, дивергенции, реверса элеронов и
шимми. Для определения критич. скоростей
производятся испытания динамически-по-
добных моделей в аэродинамич. трубах,
а также испытания шасси на копре с
подвижной опорой.
К вопросам П. ЛА относится широкий
круг задач, % к-рые формировались в тес-
ной связи с развитием авнац техники.
В нач. период развития авиации, вплоть
до 1920-х гг., макс скорости ЛА не пре-
вышали 100—200 км/ч и удельная нагрузка
на крыло составляла ок. 500 Н/м2. Осн.
конструкц. материалом в этот период было
дерево, а наиболее распространённым ти-
пом самолётов были бипланы. Типичной
силовой схемой являлась пространств фер-
ма, образованная плоскостями крыльев,
стойками и тросовыми расчалками В
большинстве случаев конструкция крыла
была двухлонжерониой с мягкой обшив-
кой. В Этот период исследования, свя-
занные с П. авиац конструкций, в нашей
стране проводились в организованном
Н. Е. Жуковским Расчётно-испытат. бюро
при МВТУ, а с I дек. 1918 - в ЦАГИ под
руководством А. Н. Туполева, А- А. Ар-
хангельского, В. П. Ветчинкина и др. сов.
учёных и конструкторов. Ферменная конст-
рукция ЛА позволяла широко использо-
вать методы строительной механики. Одна-
ко нек-рые особенности авиац. конструкций
вызвали необходимость решения ряда до-
полнит- задач, к-рые не могли быть ра-
нее решены методами классич- строит, ме-
ханики. К таким вопросам относятся: рас-
чёт на П. сжато-изогнутых балок; иссле-
дование влияния предварит, затяжки тро-
сов на напряжённое состояние фермы
и др. Уже тогда была начата разработка
отечеств. Норм прочности самолётов. В
458 ПРОЧНОСТЬ
этот же период проводятся первые статич.
испытания авиац конструкций на П. В 20-е
гг. в конструкциях самолетов начинают ис-
пользовать металлич детали Макс, ско-
рость самолётов достигает 200—300 км/ч, а
уд. нагрузка на крыло -- до 1000 Н/м2 Ти-
пичной конструкцией самолёта становится
моноплан с относительно толстым профи-
лем крыла Крыло такого самолёта име-
ло лонжероны-фермы с мощными поясами
и гофриров. обшивку, не участвующую
в восприятии нормальных напряжений при
изгибе. Под руководством Ветчиикина и
В. Л. Александрова заканчивается создание
первых отечеств. Норм прочности самолё-
тов.
В 30-е гг. в результате радикального
совершенствования аэродинамич свойств
авиац. конструкций и применения более
мощных двигателей макс, скорость самолё-
тов достигла 500—600 км/ч, уд. нагруз-
ка на крыло увеличилась до 2000 Н/м2. Ти-
пичной конструкцией становится свободно-
несущий моноплан с гладкой обшивкой
и убирающимся шасси. Рост скорости са-
молётов и изменения их конструктивной ком-
поновки потребовали принципиально новых
решений вопросов П. Так, использование
гладкой обшивки, работающей совместно с
конструкцией на изгиб, привело к созда-
нию моноблочных конструкций. Осн. си-
ловыми элементами самолёта становятся
панели, состоящие из Стрингерного набора
и обшивки. Новый тип силовой авиац.
конструкции потребовал разработки теории
тонкостенных конструкций, составившей
раздел прикладной теории упругости и
строит, механики. Дальнейший рост скорос-
тей выдвинул проблему динамич- и статич-
устойчивости элементов конструкции упру-
гого самолёта. Было установлено, что при
достижении нек-рой скорости самолёта, наз
критической, при определ. условиях на-
ступает нарушение устойчивого равновесия
сил, сопровождающееся возникновением ин-
тенсивных колебаний с возрастающей ампли-
тудой, приводящих, как правило, к раз-
рушению конструкции. Это явление полу-
чило назв. флаттера. На базе решения
проблемы флаттера и др. задач устойчивости
были заложены основы аэроупругости, сос-
тавляющей особый раздел прикладной ме-
ханики. Существ, вклад в изучение этих
проблем внесли сов. учёные М. В. Келдыш,
Е. П. Г россман, Я. М Нархомовский,
Л. С Попов и др В этот период Нормы
прочности из свода нек-рых правил с ко-
личеств. опытными данными превратились в
ицж. дисциплину.
В нач 40-х гг., когда осн. внимание
было уделено обеспечению П. серийных
воен, самолётов, решался целый ряд част-
ных задач П., в т. ч. связанных с приме-
нением смешанных конструкций, состоящих
из металлич- силового каркаса и фанерной
обшивки. После окончания Вел Отечеств,
войны с внедрением ТРД произошел но-
вый качеств, скачок в развитии авнац.
науки. Скорость самолётов достигает
1000 км/ч, а уд. нагрузка на крыло —
2500—4500 Н/м2. Появляются Стреловид-
ные крылья, что привело к ряду измене-
ний и в силовой конструкции Малые тол-
щины несущих поверхностей и миделей
фюзеляжа вызвали необходимость внедре-
ния в силовую конструкцию панелей с толс-
той обшивкой. Осн. внимание уделялось
учёту влияния сжимаемости воздуха,
что нашло отражение в Нормах прочности
самолётов и в решении вопросов аэроуп-
ругости, а также в разработке методов
расчёта на П. стреловидных крыльев (ра-
боты под руководством А. И. Макарев-
ского, Т- А. Француза). Исследования роли
воздействия нерегулярных последователь-
ностей статич. нагрузок на долговечность
конструкции и (на основании Этих иссле-
дований) изучение проблемы усталости ЛА
проводились под руководством Н. И. Ма-
рина, И. В. Ананьева и др. учёных.
Для 50-х гг. характерны исключительно
высокие темпы развития авиац. техники.
Достигнуты сверхзвук, скорости полёта,
приближающиеся к 3000 км/ч, уд. нагруз-
ка на крыло возросла до 3500—6000 Н/м2.
Наряду со Стреловидными крыльями наш-
ли применение крылья малого удлинения
Дальнейшее уменьшение относит, толщины
несущих поверхностей привело к внедрению
в силовую конструкцию панелей из слоистых
материалов. Создание реактивных гражд.
самолётов, а также применение вертолётов
расширили границы проблемы усталости как
одной из важнейших задач П. В эти годы
исключительно быстрыми темпами развива-
ется ракетная техника, выдвинувшая спе-
цифич. требования к решению мн. вопро-
сов П.
В 60—70-е гг. создаются самолёты с длит-
режимом полёта на сверхзвук, скоростях,
что приводит к существ, аэродинамическому
нагреванию конструкции. Особую важность
приобрели вопросы П. и жёсткости авиац.
конструкций, эксплуатируемых при высоких
темп-pax. Потребовалось решение задач,
связанных с определением температурных
полей в конструкции и с решением проб-
лем тепловой прочности, упругости и пол-
зучести материалов при высокой темп-ре,
создание методик теплопрочностных испы-
таний, внедрение в авиац. конструкцию
новых материалов (исследования А. А. Бе-
лоуса, В Ф. Кутьииова ц др.)
В 80-е гг. всё более актуальной ста-
новится проблема повышения эффективнос-
ти трансп. и пасс, самолётов. Возникает по-
требность в существ, увеличении ресурса
авиац. конструкции. Для обеспечения вы-
соких ресурсов и необходимой безопасности
полётов при наличии допускаемых трешии
(частичных повреждений) в конструкции
устанавливаются условия эксплуатац. жи-
вучести ЛА (исследования А. Ф. Селихо-
ва, А. 3. Воробьёва и др.).
Для всех разделов П. характерно ис-
пользование теоретико-расчётных методов
с применением совр. ЭВМ в сочетании с
анализом результатов экспериментов, полу-
ченных в лаб. условиях и в ходе лётных
испытаний ЛА Такой подход даёт доста-
точно точные результаты при определе-
нии хар-к П. авиац. конструкции а корот-
кие сроки. Обеспечение П. ЛА при миним.
массе конструкции достигается благодаря
использованию большого объёма расчётов,
исследований и испытаний авиац. конструк-
ций с последующей доводкой их П. в слу-
чае необходимости. Кроме того, устанав-
ливается тщательный контроль технологии
изготовления ЛА и условий эксплуатации.
Совокупность всех мероприятий по обеспе-
чению П. ЛА представляет собой развитую
систему, действующую на протяжении все-
го времени создания и существования кон-
струкций ЛА-
Наряду с ЦАГИ большой вклад в раз-
витие науки о П. ЛА внесли также кол-
лективы, возглавляемые В. Г. Суверневым,
И. Ф. Образцовым, Э. И. Г риголюком,
Р. В. Сакачом, Ю. Г. Одиноковым и др.
Из зарубежных учёных наиболее изаестны
в области исследования внеш, нагрузок на
ЛА и регламентирования расчётных усло-
вий Дж Тейлор, X. Пресс (США), X. Кюс-
иер, А. Тайсмаи (Германия) и др.; в об-
ласти статич. прочности — Б. Гейтвуд
(США), С. Батлер (Великобритания),
Д. Аржирис (Германия), С. П. Тимошен-
ко и др.; в области усталостной проч-
ности — А. Пальмгрен (Германия), М. Май-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
мер, У. Вейбулл (США), Б. О. Лундберг
(Швеция) и др,; в области аэроупругости —
Т. Теодорсен, М Ц. Фын (США), X. Райс-
нер (Германия), А, Коллар (Великобрита-
ния) и др.
Дальнейшие исследования в области П.
авиац. конструкций связаны с перспектива-
ми развития ЛА. Одной из важнейших
задач является разработка методов опреде-
ления прочностных хар-к с помощью систе-
мы автоматизированного проектирования.
создание универсальных высокоэффекти-
вных расчётно-эксперим. комплексов Обес-
печение П. перспективных тяжёлых и сверх-
тяжёлых самолётов требует учёта ряда
специфич. факторов К ним относятся малая
частота собств. короткопериодич Колеба-
ний, к-рая может явиться причиной воз-
никновения «переуправления» ЛА и, следо-
вательно, больших внеш, нагрузок; малые
частоты упругих колебаний конструкции,
приводящие к усилению динамич. нагру-
зок и их повторяемости в полёте. Разра-
ботка сверхзвук, и гиперзвук. ЛА связана
с обеспечением П. при высоких темп-рах.
Необходимы более совершенные методы
нормирования расчетных условий П. и
применение методов расчёта авиац. конст-
рукций с учетом нелинейной зависимости
напряжений от деформаций Обеспечение
П. таких конструкций тесно связано с
решением задач теплоизоляции, теплоотво-
да нли использования горячей конструк-
ции ЛА, а также с учётом влияния на
П. акустических нагрузок. Создание вы-
сокоманёвренных самолётов требует раз-
работки высокоэффективных САУ. При
большом разнообразии используемых САУ
невозможна однозначная оценка их влияния
на манёвренные нагрузки. Для оценки П.
конструкции проводится расчётно-эксперим
анализ хар-к ЛА с использованием ЭВМ
и пилотажных стендов. Широкие возможно-
сти обеспечения П. ЛА нового поколения
открывают новые конструкц материалы,
среди к-рых важное место занимают разл
композиционные материалы, позволяющие
значительно снизить массу конструкции и
улучшить прочностные хар-ки ЛА, и тра-
диц конструкц. металлич материалы с цо-
выш. прочностью, а также внедрение ак-
тивных систем управления, позволяющих
существенно снизить нагрузки, действующие
на конструкцию ЛА в полёте.
Лит.. Одинаков Ю Г . Расчет самолета на
прочность, М 1973, Михеев Р А , Расчет
вертолетов на прочность, ч 1 —3, Ч., 1973 -74,
Прочность самолета Методы нормирования рас-
четных условии прочности самолета, под рел
А. И. Макаревского, И , 1975; Исследования гп>
прочности авиационных конструкций в кн ЦАГИ
основные этапы научной деятельности 1918—1968
гг.. М, 1976, Гимме ль фар б А Л, Основы
конструирования в самолетостроении, 2 изд.,
М.г 1980, Мак а ре веки й А И Чижов В М,
Основы прочности и аэроулругости летательных
аппаратов, М , 1982	А Ф Селихов.
ПРОШАКОВ Афанасий Григорьевич
(1909—85) — сов. лётчик-испытатель, пол-
ковник. Окончил Ленинградскую теорети-
ческую школу лётчиков (1931), Борисоглеб-
скую школу летчиков (1933), Высш, тактич
курсы усовершенствования командиров час-
тей (1950). Работал в НИИ ВВС (1940—
49). Участник Вел. Отечеств, войны. Сбил
4 самолёта и аэростат противника. Провёл
гос испытания опытных и модифициров.
истребителей H-I80j МиГ-3, Як-3, Як-9,
Як-15, Як-19, Як-23, Як-25 н др. Летал
на 117 типах самолетов, из к-рых 15 ре-
активные. Награждён 4 орденами Красно-
го Знамени, орденом Отечеств, войны 2-й
степ., 2 орденами Красной Звезды, меда-
лями. Портрет см. на стр 457.
ПРЯМОТЕНЕВОЙ МЕТОД ИССЛЕДО-
ВАНИЯ — один из осн. оптических мето-
дов исследования течений. Характерной
Рис. 1. Схема простейшей прямотеневой установки
1 — источник света. 2 —световой" нучок, 3. 3' —
кевозму щённый и возмущённый световые лучи соот-
ветственно. 4 — экран (фотоплёнка), 5 — изучаемая
область потока
Рис. 2. Зарегистрированное нв фотоплёнке прямо-
теневое изображение обтекающего модель сверх-
звукового потока I — модель (шар с иглой), 2 —
державка; 3 — области потока с турбулентной
структурой, 4 — скачки уплотнения
особенностью является отсутствие оптич
сопряжения плоскости изучаемого объекта
с плоскостью экрана. Для реализации П.
м. и в простейшем случае (рис. I) исполь-
зуют точечный источник света, а на эк-
ране наблюдают как бы тень объекта (от-
сюда назв ) Известны усложненные схе-
мы, в к рых между изучаемой областью
потока и экраном размешают спец оптич.
системы. Такие схемы применяются, как
правило, когда невозможна регистрация
прямотеневого изображения в масштабе
1:1 или необходима промежуточная фо-
кусировка светового пучка для установки
в наиболее узкой его части спец, зат-
воров, светофильтров, диафрагм и Др. Ка-
чество прямотеневого изображения и чув-
ствительность П. м. и. существенно за-
висят от размеров источника света и диф-
ракции света на краях неоднородности.
Типичное прямотеневос изображение неод-
нородного потока газа приведено на рис. 2.
Неоднородность потока на прямотеневом
изображении выглядит в виде тёмного
участка; светлые участки образуются
отклоненными лучами. Если отклонение не-
велико, то светлые участки расположены
рядом с тёмными. П. м. и. обеспечивает
визуализацию газового потока с резкими
изменениями (большими градиентами)
плотности среды. Широко используется
в аэродинамических трубах с трапе- и сверх-
звук. потоками. Особенно эффективен для
определения положения и формы ударных
волн, турбулентного пограничного слоя и
др. В нек-рых случаях П. м. и. позволяет
получать количеств, информацию о рас-
положении неоднородных областей в по-
токе газа.	В А Яковлев
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗ ДУ Ш НО- РЕАКТ ЙВ-
НЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ПВРД) — бескомпрес-
сорный воздушно-реактивный двигатель,
в к-ром сжатие воздуха производится в
воздухозаборнике за счёт кинетич. энер-
гии набегающего потока атм. воздуха (схе-
му ПВРД см. в ст. Воздушно-реактивный
двигатель, рис. I). ПВРД нашли приме-
нение в основном на беспилотных ЛА,
используемых при больших сверхзвук, ско-
ростях полёта (разведчики, ракеты клас-
са «воздух—земля», зенитные управля-
емые ракеты и Др.). ЛА с ПВРД нуж-
дается в стартовом двигателе-ускорителе,
разгоняющем ЛА до скорости включения
ПВРД, соответствующей Маха числу полё-
та Мн>14=[,5—2. В качестве стартовых
используются РД (РДТТ или ЖРД)- ПВрД
входит в конструкцию большинства ком-
бинированных двигателей. Макс, скорость
при использовании ПВрД на керосине со-
ответствует Mod«s5—6. Вследствие ограни-
чений по работоспособности и низкой эф-
фективности всех типов ГТД при М«>>3,5
ПВРД и гиперзвук. ПВРД оказываются
единств типами ВРД для получения вы-
соких сверхзвук, и гиперзвук скоростей
полёта.
Первоначально (50-е гг.) ПВРД уста-
навливались вне фюзеляжа ЛА на пило-
нах нли применялась комцоновка двига-
тель — фюзеляж с лобовым (рис. I, а и б),
а позже кольцевым (рис. I, е) воздухо-
заборниками Первая ступень этих ЛА име-
ла ракетные ускорители (РДТТ или ЖРД)
и отбрасывалась при достижении Мна,,.
С сер. 60-х гг. начали разрабатываться
интегральные (малообъёмные) компоновки,
объединяющие в корпусе ракеты ПВРД и
стартовый РДТТ (рис. 1, г и д и рис. 2).
Уменьшение объема ракеты достигается
также использованием в ПВРД тяжёлых
топлив с высокой объёмной теплотой сго-
рания (40—50 МДж/м3), напр. тяжёлых
углеводородов или борсодержащих топ-
лив (жидких, суспензий и твёрдых). При-
меняются также твёрдые топлива с метал-
лами (магний, алюминий)
С	б в г д
Рис. I. Компановки ,'1А с ПВРД
Рис. 2. Схема малообъёмной ракеты с интеграль-
ной двигательной установкой I — корпус ракеты,
2 — секторный воздухозаборник по схеме г (см.
рис 1), 3-- сбрасываемая заглушка, 4 — камера
сгорания ПВРД, 5 - сопло ПВРД. 6 — сбрасывае-
мое сопло РДТТ, 7 — заряд твёрдого топлива
РДТТ. 8 — топливный коллектор и Стабилизатор
('прения топлива ПВРД, 9 —топливо ПВРД.
Тяговые хар-ки ПВРД выражаются без-
размерным коэф, тяги Ср = Р/ (yF}, где Р —
тяга; '7=Сн^™/2— скоростной напор; рн—
плотность атм. воздуха; — скорость по-
лёта; F— площадь миделя (при М„ =
= 2—5 Ср ,11]кл 2,5 — I). Экономичность
ПВРД характеризуется уд. импульсом
i^A = P/GT, где С1—секундный расход топ-
лива (при Мж=2—5 /yj=20—19 кН с/кг,
топливо — керосин). Эти значения в не-
сколько раз превышают значения / ЖРД н
РДГГ
www.vokb-la.spb.ru - СамолётП1?(ЯМР|Т$аЩНЙ
Высокая экономичность. возможность
регулирования расхода топлива (тяги), про-
ходных сечений реактивного сопла и воз-
духозаборника, свойство авторегулируемос-
ти тяги при изменении давления атм. воз-
духа по высоте полёта позволяют полу-
чить гибкие хар-ки ПВРД, хорошо при
ипособляемые к потребностям ЛА разл.
назначения.
Историческая справка Идея
ПВРД предложена Р. Лореном (Франция,
1913). Теория ПВРД разработана Б. С. Стеч-
киным (1929). Первые разработки ПВРД
выполнены во Франции (Р Ледюк, 1933—
ЗЯ) и СССР (И. А. Меркулов. 1939). Ши-
рокие разработки ПВРД началась в поеле-
воен. время в СССР (М М. Бондарюк и
др.), США (Р. Марквардт), Великобрита-
нии и др. Странах 70 80-е гг- характе
ризуются гл обр. разработками малообъ-
ёмных ракет с ПВРД Первая в мире ма-
лообъёмная ракета с ПВРД твёрдого топ-
лива создана в СССР (1965). См Также
Г иперзвуковой прямоточный воздушно-
реактивный двигатель.
Лит Бондарюк М . М . , И л ь я -
тен ко С М., Прямоточные возду шио-реакгив-
ные двигатели, М, 1958	В А Сосунов
ПС — одно из применявшихся в СССР
обозначений гражд. самолётов (пассажир-
ских, почтовых и др.). В числе этих са-
молётов, известных также под др. обозна-
чениями, были ПС-4 («Юнкере» W-33),
ПС-5 (ХАИ-5, Р-10), ПС-7 (АНТ-7, Р-6),
ПС-9 (АНТ-9), ПС-35 (АНТ-35), ПС-40,
-41 (АНТ 40, СБ), ПС-84 (Ли-2), ПС-124
(модификация самолёта «Максим Горь-
кий»— АНТ-20бис) и др.
ПСЕВДОСКАЧОК — область течения вяз-
кого газа в канале, в к-рой происходит пере-
ход сверхзвук, течения в дозвуковое под дей-
ствием противодавления на выходе из
канала. В П. происходит интенсивное пе-
ремешивание потока и выравнивание его
параметров по сечению. П возникает в
каналах ВРД, аэродинамич. трубах и др.
устройствах при Маха числе набегающего
потока Мж>1,3 в результате взаимодей-
ствия замыкающего скачка уплотнения с
пограничным слоем. При этом статич.
давление на Стенках канала плавно на-
растает по длине L П. вплоть до макс
значения (см рис.)- Длина Г1. зависит
Структура псевдоскачка и распределение давления
вдоль длины канала [—-скачки уплощения, 2—
слой смешения.
от Мж, толщины пограничного слоя, Рей-
нольдса числа Re и др параметров. При
уменьшении Мж и толщины пограничного
слоя П вырождается в обычный, близкий
к прямому, скачок уплотнения. С увели-
чением М^ длина П. быстро растёт.
Напр., в цилиндрич. трубе диам. d при Re=
=2-10® и Мж—2 она составляет L=6,3d, а
при Мк = 3—£ = 9,5d. При увеличении про-
тиводавления на выходе из канала П. плавно
или скачкообразно смещается против пото-
ка, и при определ. противодавлении наблю-
дается фиксация начала П. у входной кром-
ки, его длина при этом резко сокращает-
ся Фиксация И. возникает также в местах
излома и в области отверстий, используемых
для отсоса пограничного слоя
Переднюю часть П. составляет цепочка
последоват. Скачков разл формы. В Этой
части П. наблюдается неустойчивость гид-
родинамическая, обусловливающая ВЧ
пульсации полного давления, существенно
нарастающие с ростом Мж. В задней чаети
П течение дозвуковое, интенсивность пуль-
саций уменьшается. Рассеяние энергии в П
(возрастание энтропии потока) происходит
и в скачках уплотнения и в слое смеще-
ния. образующемся у стенок канала и
постепенно заполняющем всё сечение пото
ка Однако осн. причиной роста энтропии
является диссипация энергии в слое сме
шения.
Понятие П. широко применяется для ана-
лиза работы воздухозаборников, каналов
ВРД и др. устройств. При этом использует-
ся матем аппарат, разработанный на осно-
ве аппроксимаций профиля скорости в се-
чении П.
Лит К рок ко „9 , Ударные волны и псевдо-
ударные волны в каналах, в кн  Основы газовой
динамики, под ред. Г Эммонса, пер с англ., М.
1963	В Г Гурылев
ПСИХОЛОГИЧЕСКАЯ СОВМЕСТИМОСТЬ
в авиации — характеристика отношений
между членами легиых экипажей, групп
руководства полётами и т. п_, проявляю-
щихся в удовлетворённости межличностным
общением и в согласов. взаимодействии. В
авиации фактор совместимости («сплочён-
ности», «слётанности») имеет важное зна
чение. Различают психо-физиол. совмести-
мость — согласованность особенностей тем-
перамента, психомоторных реакций и т- п._
собственно психологии совместимость —
согласованность характеров, мотивов пове-
дения, социально-психология совмести-
мость — согласованность социальных ролей,
интересов, ценностных ориентаций П. с.
членов коллектива обнаруживается в след
аспектах, поведенческом, определяющем ус-
пех совместноII деятельности; эмоциональ
ном, выражающемся в удовлетворенности
членов коллектива друг другом, познава-
тельном (когнитивном), проявляющемся в
чёткой интеллектуальной координирован
ности и взаимопонимании членов коллек-
тива при решении проф. задач. Опреде-
ление уровня П. с возможно путём спец,
исследований в трёх направлениях. Пер-
вое из них - изучение успешности вы пол
нения коллективом проф. задач, удовлет-
ворённости членов коллектива взаимопони-
манием и взаимоотношениями в нём Вто
рое направление предусматривает исследо-
вание индивидуально-психологич- особен-
ностей личности каждого члена коллек-
тива. Третье направление — изучение соци
ально-психологич. особенностей коллекти-
ва Изучением проблем  П. с занимается
авиац. психология — одно из направлений
медицины авиационной.
Лит Петровским А В, Платонов К К.
Психология межличностных отношении, в кн
Общая психология, 2 изд. М.. 1976, Психоло-
гическая теория коллектива. At.. 1979
В А Бодров.
ПСТЫГО Иван Иванович (р- 1918)—сов
военачальник, маршал авиации (1975), Ге-
рой Сов. Союза (1978), засл. воен, лёт-
чик СССР (1967). В Сов. Армии с 1936-
Окончил Энгельсское воен авиац. уч-ще
лётчиков (1940), Высш, воен академию
(1957, позже Воен, академия Генштаба
Вооруж. Сил СССР). Участник Вел Оте-
честв. войны. В ходе войны был штурма-
ном авиадивизии, корпуса, ком. штурмо-
вого авиаполка. Совершил 96 боевых вы
летов После войны ком авиаполка, авиа-
дивизии, авиакорпуса, команд, возд. ар-
мией. В [967 — 77 зам. главнокоманд. ВВС-
И И. Пстыго.	В Г. Пугачев
Награжден 2 орденами Ленина, орденом
Октябрьской Революции, 7 орденами Крас-
ного Знамени, орденом Александра Нев-
ского, 2 орденами Отечеств войны 1-й степ.,
орденом Красной Звезды, медалями.
<’.оч. На боевом курсе, М 1984
ПУГАЧЕВ Виктор Георгиевич (р. 1948) —
сов лётчик-исцытатель. Герой Сов. Союза
(1988). После окончания Ейского воен.-возд.
авиац. уч-ща лётчиков им. В. М. КомаР°_
ва ([970) лётчик-инструктор, командир звена
(до 1977) Закончил Школу лётчиков-
испытателей МАП (1978). МАИ (1980)
В 1978—80 летчик-испытатель ЛИИ, затем
в ОКБ им. П. О. Сухого. Испытал более
50 типов машин, включая опытные и экс-
периментальные, среди к-рых — Су-7Б,
Су-9. Су-15, Су-24, Су-25, Су-27 и их мо-
дификации В числе первых на истреби-
теле-перехватчике Су-27 произвёл взлёт с
трамплина (1982), посадку с использова-
нием аэрофинишера (1984). освоил высоко-
широтные полёты с посадкой на ледовом аэ-
родроме (1988). Установил 7 мировых ре-
кордов скороподъёмности (1986) на само-
лёте П 42 (модификация Су-27). Первым
освоил на истребителе Су-27 динамичный
выход на большие углы атаки (90° и более) —
манёвр, получивший назв. «кобра П.» пос-
ле его демонстрации на авиац. салоне в
Бурже (1989). Пр. им. проф Н. Е. Жу-
ковского (1989). Награждён орденом «Знак
Почета», медалями.
ПУГАЧЕВ Владимир Семёнович (р. 1911) —
сов. учёный, основоположник статистич. тео-
рии управляемых систем, акад. Ан СССР
(1981, чл.-корр. 1966), засл, деятель нау-
ки и техники РСФСР (1958), ген.-майор
инж.-авиац. службы (1949) В Сов Армии с
1929, участник Вел Отечеств войны. Окон-
чил Воен.-возд. академию РККА им. проф.
Н. Е. Жуковского (1931, ныне ВВИА)
С 1932 нач вычислит, бюро НИИ ВВС, в
1934—72 нач кафедр ВВИА (проф. с 1939),
с 1972 преподаёт в МАИ, зав лаборато-
рией статистич методов Ин-та проблем
управления АН СССР (1956—84). е 1984 зав.
отделом статистич. основ информатики Ин-та
проблем информатики АН СССР. Автор
фундам. работ в области авиац. баллис-
тики и динамики полёта, теории управле-
ния и информатики, теории диф. ур-ний
и теории вероятностей. Создал науч, школу
в области прикладной теории вероятностей.
Ленинская пр. (1990), Гое. пр. СССР (1948,
1976). Награждён орденами Ленина, Крас-
ного Знамени, 2 орденами Трудового Крое-
ного Знамени, орденами Отечеств вой-
ны 1-й и 2-й степ. Дружбы народов, 2 ор-
денами Красной Звезды, орденом «Знак
Почёта», медалями.
Соч. Теория случайных функций и ее при-
менение к задачам автоматического управления.
3 изд. М. 1962; Стохастические дифференциаль-
ные системы, М . 1985 (совм с И. Н. Синицыным)
ПУЛЕМЕТНО-ПУШЕЧНОЕ ВООРУЖЕ-
НИЕ авиационное -авиац пулемёты,
пушки с их установками, а также боепри-
460 ПС
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В С. Пугаче в	А И. Путилов
пасы к ним и прицельные системы, приме-
няемые на ЛА, Осн. характеристики:
калибр пушек 20—57 мм, калибр пуле-
мётов 7,62—15 мм, теми стрельбы 300 —
10 000 выстрелов в 1 мин, нач. скорость
снаряда (пули) 700—1100 м/с, масса пу-
лемётов 8 — 25 кг, масса пушек 20—140 кг
Эффективная дальность стрельбы пушек
2000 м, крупнокалиберных пулемётов до
1200 м. По конструкции авиац пулемёты и
пушки подразделяются на 3 осн. группы:
одноствольные (е одним патронником или
блоком из четырёх патронников и более —
револьверные), использующие в работе энер-
гию отката ствола нли пороховых газов,
отводимых в газовый двигатель; двуст-
вольные с газоотводным двигателем авто-
матики; многоствольные (с блоком из
трёх стволов и более). При стрельбе
блок стволов вращается относительно не-
подвижного кожуха; во вращение он при-
водится газоотводным двигателем или внеш,
силовым приводом (электро-, гидро-, пнев-
модвигатель, возд. турбина и т п.) Темп
стрельбы можно регулировать. Применяемые
боеприпасы обладают осколочным, фугас-
ным, бронебойным или зажнгат. действием
Боевое применение fl.-п. в. обеспечива-
ется сложным комплексом устройств и
систем — авиац арт. установками (ААУ),
к-рые могут быть подвижными и непод-
вижными. В зависимости от места распо-
ложения различают 3 типа ААУ: встроен-
ные фюзеляжные (верхние, нижние, бор-
товые, носовые, кормовые), встроенные
крыльевые, подвесные или съёмные (под-
фюзеляжные, подкрыльевые). На истреби-
телях и истребителях-бомбардировщиках
применяются обычно неподвижные ААУ
(прицеливание в воздухе осуществляется
маневрированием ЛА) Подвижные установ-
ки бомбардировщиков обеспечивают угловое
перемещение оружия относительно ЛА в
одной или двух плоскостях, причём верхние,
нижние и бортовые фюзеляжные установки
могут иметь полусферич. зону обстрела,
а кормовые и носовые — секторную. На
одной ААУ могут устанавливаться 1—4
пушки или пулемёта; боекомплект достигает
неск. тыс патронов, а масса установки — I т
В состав ААУ входят след, устройства
и системы: лафет, системы управления
наводкой, питания и управления огнём
Лафет — силовая конструкция, соединяю-
щая оружие с ЛА. Он состоит из станка, уз-
лов крепления к нему оружия и аморти-
затора, смягчающего силу отдачи Систе-
ма управления наводкой, в к-рую входят
измеритель рассогласования и силовой при-
вод, управляет движением оружия в соот-
ветствии с данными прицела Измеритель
рассогласования состоит из датчика (конт-
ролирует угловое положение прицела) и
приёмника (контролирует угловое положение
оружия) Если угловые положения прицела и
оружия не согласованы, то измеритель по-
даёт сигнал на силовой привод, к-рый
разворачивает оружие в положение, согла-
сованное с прицелом. Система питания вклю-
чает патронные ящики, рукава питания,
гильзо- и звеньеотводы и сборники. Систе-
ма управления огнем предназначена для
открытия и прекращения автоматич. стрель-
бы, предохранения от прострела частей ЛА
(профильные ограничители стрельбы и кон-
турные механизмы обвода), экономного
расходования боеприпасов (счётчик патро-
нов), включения в работу механизма пере-
заряжания оружия (автомат перезарядки).
Нек-рые образцы системы управления на-
водкой имеют спец автоматич. устройства
для регулирования темпа стрельбы. Осн
направление дальнейшего развития системы
управления наводкой — автоматизация уп-
равления (использование радиолокац. и те-
летепловиз. прицелов, средств автоматики
и вычислит техники)
Разработка совр. образцов П.-п. в. про-
водится с учётом тактики его применения,
ограничений, накладываемых ЛА, на к-рых
предполагается размещение автоматич.
пушек, а также миним. номенклатуры бое-
припасов и макс, унификации вооружения
/I Г Шипунов. В II Iрязев
ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАК-
ТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ПуВРД)—бес-
ком прессорный воздушно-реактивный дви-
гатель периодич. действия с теплоподводом
к рабочему телу при повышенном давле-
нии газового потока. По типу рабочего
процесса ПуВРД можно разделить на
две осн. группы: волнового типа без авто-
матич. клапанов или с клапанами на вхо-
де (ПуВРДвт) и с принудит наполнением
и продувкой (ПуВРДнп). В ПуВРДвт (см.
рис.) повышение давления в процессе сго-
рания топлива в камере приводит в движе-
ние массу газа и воздуха, заполняющих
камеру и длинное реактивное сопло, и вы
зывает перераспределение давления по трак-
ту двигателя, вследствие чего камера сго-
рания и часть реактивного сопла запол-
няются новыми порциями воздуха, и давление
в камере повышается перед сгоранием топ-
дивно-возд смеси в новом цикле. В ПуВРДнп,
имеющих короткое сопло, автоколебания
не играют заметной роли, а привод кла-
панов, продувка камеры и наполнение осу-
ществляются принудительно По конструк-
тивным особенностям различают ПуВРД
бесклапанные, с одноклапанной камерой сго-
рания (клапаны на входе) и с двухкла-
панной камерой сгорания (клапаны на вхо-
де и выходе из камеры) Идеальный Цикл
ПуВРД— никл со сгоранием при пост.
Схема пульсирующего воздушно-реактивного дви-
гателя волнового типа (ПуВРДвт): I — воздух.
2 — топливо, 3 — топливный коллектор, 4 — фор-
сунка, 5 — камера сгорания, 6 — выхлопное сопло,
7 — свеча, 8 — клапанная решётка; 9 — воздухоза-
борник
объёме (V = const)—обеспечивает потенци-
альные термодннамич. преимущества ПуВРД
перед ПВРД, работающим по циклу со сгора-
нием при пост, давлении (р — const) Дейст-
вит. цикл ПуВРД зависит от типа двигате
ля и потерь в элементах, различаясь в бес-
клапанных, одно- и двухклапанных ПуВРД.
В наиболее распространённом типе ПуВРД-
ПуВРДвт макс давление в цикле в 2.5—3
раза ниже, чем в цикле со сгоранием при
V=const. *В отличие от ПВРД ПуВРД
развивает тягу в стартовых условиях (при
нулевой скорости полёта), однако уже при
полёте с Маха числом Мж >0,4—0.5 ПуВРД
уступает по лобовой тяге (из-за сущест-
венно меньшего расхода воздуха) и уд.
массе.
ПуВРД устанавливались на самолетах-
снарядах (напр.. ФАУ-1) и беспилотных
мишенях.	Р И. Курмнер.
ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ летательного
а и ц а р а т а — предназначается для разме-
щения переключателей, тумблеров, кнопок
управления и средств отображения инфор-
мации, относящихся к одной или неск. си-
стемам (топливной, гидравлической, проти-
вообледенительной и др.) или к комплексу
оборудования ЛА. На самолётах 70—80-х гг
использовались П. у : автопилота, системы
автоматич траекторного управления, нави-
гац. комплекса, радиотехн. систем ближней
и дальней навигации, радиосвязных сис-
тем и др
На самолётах нач. 90-х гг для умень-
шения веса, экономии места в кабине и сни-
жения нагрузки на членов экипажа автоном-
ные пульты заменены комплексными пульта-
ми (КП). КП построены таким образом, что
могут выполнять ф-цин автономных пультов
любой из систем комплекса: напр., КП ра-
диотехн. систем может управлять изстрой-
кой и работой всех осн. радиотехн систем
и устройств, КП системы самолётовождения
отображает информацию о работе всех на-
вигац. систем и при необходимости мо-
жет управлять ими В состав КП управ-
ления цифровым оборудованием, как пра-
вило, входят спедиализир микропроцессор
в сочетании с дисплеем и многофункци-
он кнопками, меняющими свое назначение
и индицируемые надписи непосредственно
по команде оператора или через процес-
сор. В КИ могут быть блоки памяти (напр.,
для выбора и настройки частот радио-
техн. систем) и логич программы само-
контроля и предупреждения неправильных
действий экипажа.
В зависимости от расположения П. у.
в кабине различают: центральный пульт
кабины — пульт, устанавливаемый в центре
кабины между рабочими местами сидящих
рядом членов экипажа ЛА и обращён-
ный лицевой панелью в их сторону, бор-
товой (боковой) пульт кабины ЛА - уста-
навливается в кабине у левого (правого)
борта ЛА; потолочный пульт (см. рис. к
ст. Кабина экипажа ).
П. у. в сочетании со средствами Ото-
бражения информации образуют конструк-
тивные элементы кабины. наз авиап.
панелями управления Иногда П. у наз.
щитком управления	А Л Аваев
ПУСКОВАЯ СИСТЕМА газотурбин-
ного двигателя — совокупность уст-
ройств, предназнач. для принудит, раскрут-
ки ротора ГТД при его запуске. П. с со-
стоит из пускового устройства (ПУ) —
устройства для принудит, раскрутки ротора
ГТД в процессе запуска, источника энер-
гии. системы её передачи к ПУ, автома-
тики (панель с программным автоматом,
элементы регулирования и коммутации).
Выбор типа и параметров П с, определя-
ется типом и назначением ЛА, значением
и характером изменения требуемой мощ-
ности ПУ (jVjh), продолжительностью за-
пуска ГТД, автономностью ДА На выбор
типа и параметров П. с. существ, влияние
оказывают также возможность многоцеле-
вого применения элементов П с. (напр.,
для подготовки и проверки энергосистем
ЛА), ее ресурс, возможность запуска ГТД
от работающего двигателя (на многодвигат.
ЛА), возможность использования для за-
пуска как от бортового, так и от аэродром-
ного источника питания и др. В основ-
ном применяются электрич., возд, (со
сжатым воздухом низкого давления), тур-
бокомпрессорная и гидравлич. П. с.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своипПУ^’КЖШАЯ 461
Рнс 1 СхемJ воздушной пусковой системы мно
годвигательиого самолета I — маршевый ГТД 2 —
воздушный турбостартер 3 регулирующая за
слонкз 4 — пусковая застонка 5 — подачз воздуха
от аэродромно пускового агрегата 6 — обратный
клапан 7 ГТД вспомогатетьной силовой устз
повки 8 — подача воздуха в систему коидицио
пирования 9—отбор воздуха от маршевого ГТД
Рис 2 Кинематическая схема
воздушною гурбостартера с осе
нои турбиной 1 —отсечнзя зз
слота 2—сопловой аппарат
3 — осензя турбина 4 5 — шее
терни редуктора 6 наружная
обойма хрзпоника 7 — коронная
шестерня редуктора 8 — шее
терня выключателя 9 — ведущая
шестерня редуктора
Область эффективного использования
электрич П с ограничивается мощностью
]8 кВт (в отд случаях до 45 кВт) На легких
вертолетах и самолетах злектрнч П с
применяют для запуска осн ГТД на сред
них и тяжечых — для запуска ГТД вспо
могат сичовои установки (ВСУ) и турбо
компрессорного стартера В качестве пус
нового устройства в электрич П с нс
пользуются электростартер (злектродвигз
гель) и стартер генератор (при запуске ГТД
используется как стартер а при работаю
щем двигателе — как электрич генератор)
в качестве источников питания — аккуму
ляторы (A\jy< 15 кВт) нли ВСУ (Лг]]у =
= 15 — 45 кВт)
Возд П с (рнс ]) применяются на
многодвигат вертолетах и самолетах при
Wny=20 ]50 кВт В качестве источника
сжатого воздуха в такой П с используют
ся ВСУ ГТД, наземный пусковой агре
гат в качестве ПУ — возд турбостартер —
турбина (центростремит или осевая рис 2)
работающая на сжатом воздухе низкого
давления Параметры воздуха на входе в
возд турбостартер составляют давление
250—500 кПа темп ра 420-600 К рас
ход 0 35—1 2 кг/с На нек рых ЛА (пре
имущественно одноразового применения)
используются воздушные турбостартеры
работающие нз сжатом воздухе высокого
давления (от баллонов со сжатым возду
ХОм)
Область применения турбокомпрессорных
П с — одно двухдвигательные самолеты
воен авиации (при А/пу>50 кВт) В кзчест
ве ПУ в такой П с используется турбокомп
рессорный стартер (ГТД используемый как
ПУ для запуска осн двигателя) или тур
бокомпрессорныи стартер эиергоузел (ГТД
используемый как ПУ Для запуска осн ГТД
а также в качестве источника энергии для
питания бортовых систем ЛА)
На ЛА с широким использованием гид
равлич систем для запуска ВСУ и осн
ГТД применяются гидравлич П с В
качестве ПУ в гидравчич П с исполь
зуется обратимый гидронасос работающий
при запуске ГТД как гидродвигатель (гид
ростартер) Для запуска ВСУ а иногда
и маломощного ГТД (при отсутствии
ВСУ на ЛА) применяется гидропневмо
аккумулятор
Для нек рых ЛА (пренм одноразового
применения) могут использоваться П с
с огранич запасом рабочего тела с топ
ливовозд турбостартером в камеру его
рания к рого подается от баллонов ежа
тыи воздух высокого давления с турбо
стартером работающим на твердом топли
ве (порохе) с турбостартером работаю
щим на жидком однокомпонентном (уни
тарном) топливе и др Для запуска мало
габаритных вспомогат подъемных ГТД
может испочьзоваться возд П с с непо
средств подачей сжатого воздуха на рабо
чне чопатки турбины (компрессора)
Лит Кап Б М Жаров Э С Вино
куров Б К Пусковые системы авиационных
газот}рбннных двигателе^ М 1976 Б М Кац
ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА (ПУ) авиа
ци онк а я устройство для трзнспорти
ровки и пуска ракет ПУ может быть съемной
или являться частью ЛА Конструктивно
Съемная пусковая установка 1 —ракета 2 кор
Пус пусковой установки 3 — узлы подвески 4 —
Штепсельные разъемы 5 — направляющие 6 —
стопорное устройство
ПУ состоит из направляющей стопорного и
контактных устройств объединенных в си
ловом корпусе (См рис ) Направляющие
служат для удерживания ракеты при
транспортировке и направления ее при пус
ке На самолетах направляющие ПУ мо
гут иметь «нулевую» длину (точечная под
веска) т к скорость носителя обеспечи
вает устойчивое движение ракеты на нач
участке траектории По конструкции направ
ляющие делятся на полозковые н трубчатые
они могут объединяться в блоки для при
менения группы ракет (в этом случае они
наз блоками ракетных орудии) Стопорные
устройства предназначены для удержива
ния ракеты от продольного перемещения
при транспортировке Оци могут быть меха
ническими (напр пружинными) электроме
ханическими и др Стопорные устройства
размещаются на каждой направляющей
В С Пышной
Ф Н Пясецкий
отдельно но могут иметь групповое управ
ление для обслуживания ПУ на земле
Контактное устройство служит для пере
дачи электрич импульсов при пуске дви
гателя ракеты а также для передачи ко
мавдных импульсов исполнит устройствам
ракеты находящейся нз ПУ Электрич
связь ПУ с ЛА осуществляется через
штепсельный разъем размещенный на си
ловои балке ПУ между узлами подвески
ПУТЕВАЯ СКОРОСТЬ — скорость ЛА от
носительно пов сти Земли П с определи
ется в каждый момент времени как век
торная сумма возд скорости ЛА и скорости
ветра Понятие П с используется в аэ
ронавнгации
ПУТИЛОВ Александр Иванович (1893 —
1979)— сов авиаконструктор проф (1945)
заслуж деятель науки н техники РСФСР
(1972) После окончания МВТУ (1920)
принимал участие в комиссии по
цельнометаллич самолетостроению в со
здании самолетов А Н Туполева (от АНТ 2
до АНТ 6) С 1932 возглавлял КБ при
Тушинском авиац з де Под рук П
созданы серийные пасс самолеты «Сталь
2» (1931) и «Сталь 3» (1933) из нержаве
ющей стали На опытном самолете «Сталь
11» (1937) впервые в СССР были при
менены взлетно посадочные щитки полу
чившие назв «щитки ЦАГИ» Занимался
сварными конструкциями в «Дирижабле
строе* Был необоснованно репрессирован
н в 1938—40 находился в заключении
работая в бригаде В М Петлякова в ЦКБ 29
НКВД затем на конструкторской работе
на разных з дзх С 1943 преподавал в
Воен возд академии РККА нм Проф
Н Е Жуковского (ныне ВВИА) С 1955
на конструкторской работе в ОКБ А Н Ту
полева Награжден орденами Ленина Оте
честв войны 2 й степ ТрудовО[О Красного
Знамени Красной Звезды медалями Порт
рет см на стр 461
ПЫЛЕЗАЩИТНОЕ УСТРОЙСТВО (ПЗУ)
ГТД вертолетов устройство (съемное
или встроенное) устанавливаемое перед воз
Встроенное пылезащитное устройство 1 —закру
чинающая лопатка 2 4 — раскручивающие ло
натки 3 — лопатки компрессора 5 — элементы кон
струкцнн двигателя а — вход воздуха в двигатель
б — воздух с пылью в — к отсасывающему устрой
ству г вход воздуха в компрессор
462 ПУСКОВАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
духозаборником дви-
гателя и предназ-
наченное для очист-
ки засасываемого в
двигатель воздуха от
пыли с целью умень-
шения абразивного
износа элементов его
проточной части Ис
пользование ПЗУ для
ПД вызвано боль-
шой концентрацией
пыли в воздухе во-
круг вертолёта рабо-
тающего в непосред
ственной близости
от пов-сти земли в
результате отбрасывания к земле возд
потоков несущим винтом Для ГТД вер
толётов, как правило, применяются ПЗУ
инерционного типа, в к рых под действием
инерц сил частицы пыли сепарируются
из засасываемого двигателем воздуха и
затем выбрасываются из ПЗУ обратно
в атмосферу с помощью вентилятора или
эжектора
Инерционные ПЗУ бывают мульти- или
моноциклонной конструкции, а также с про-
филиров каналами с поворотами, необхо-
димыми для сепарации пыли из возд по-
тока Мультициклонное ПЗУ представляет
собой блок из неск десятков цилиндрич
трубок небольшого размера (циклонов) с
завихрителями потока на входе, создающими
условия для сепарации пыли в закпуч по
токе Такое ПЗУ задерживает до 98% мас-
сы пыли, содержащейся в проходящем
через циклон воздухе Однако оно редко
используется из за относительно больших
габаритных размеров и массы Чаще ис-
пользуются моноциклонное ПЗУ (см рис )
и ПЗУ с профилиров каналами степень
очистки в к рых составляет 75 — 85%
Л С Рысив
ПЫШНОВ Владимир Сергеевич (1901 —
84)— сов учёный в области аэродинамики
самолёта, ген лейтенант инженер (1946),
д р техн наук (1958), засл деятель нау
ки и техники РСФСР (1942), пред са-
молётной секции Науч -техн комитета
ВВС (1949—68) С 1920 в Сов Армии
□кончил Воен возд академию РККА им
проф Н Е Жуковского (1925, ныне
ВВИА) Работал в частях ВВС и в ОКБ
Н Н Поликарпова Преподавал в ВВИА
(1926—84, проф , нач кафедры) Автор
науч трудов по теории штопора, управля-
емости, манёвренности самолёта Награж
дён 2 орденами Ленина, 2 орденами Крас-
ного Знамени, орденами Отечеств войны
1 и степ , Трудового Красного Знамени,
медалями
Соч Штопор самолета, М —Л 1934 Аэро
динамика самолета 3 изд. ч i—2 М —Л 1939
Динамические свойства самолета, М , 1951, Ос
иовные этапы развития самолета М , 1984
«ПЬЯДЖО» (Industrie Aeronautiche е Мес-
canjche Rinaldo Piaggio, SpA)— самолё-
те- и двигателестроит фирма Италии
Совр назв с 1964 Осн в 1884 как ма
шино и кораблестроит фирма В 1916 нача-
ла произ во самолётов конструкции Дж
Капрона После I й мировой войны вы
пускала самолёты собств конструкции и по
лицензии, с 1925 — также и авиадвигатели
До 1943 выпустила неск тыс самолётов
и гидросамолетов, в т ч тяжелый бомбар
дировщик Р 108 с четырьмя ПД (первый
полёт в 1939, см рис в табл XXII) и его
воен -трансп и пасс варианты После во
зобновления деятельности в 1946 разрабо
тала самолёты амфибию Р 136 с двумя
ПД (1948), тренировочный Р 148 (1951),
связной Р 149 (1953), туристский Р 166
(1957), лёгкий реактивный трансп PD 808
(1964, совм с фирмой «Дуглас*), трансп
Р 166 DL3 с двумя ТВД (1976). адм восьми-
местный Р 180 «Аванта» с двумя ТВД
(1986, см рис )
Фирма участвует в произ-ве ряда самолётов
др фирм, выпускает по лицензиям США
и Великобритании ПД и ГТД для самолё-
тов и вертолетов
Ю Я IIIилов
ПЯСЕЦКИЙ (Piasecki) Франк Николас (р.
1919)— амер конструктор и лётчик испы-
татель винтокрылых ЛА Сын выходца
из дорев России Окончил Пенсильванский
ун-т (1939) и Гуггенхеймовскую школу
аэронавтики Нью-Йоркского ун-та (1940)
В 1936—40 работал механиком, а затем
инж аэродинамиком на фирмах «Келлетт»
и «Платт Ле Пейдж» В 1943 основал фир-
му «П В энджиниринг форум», переименО
ванную в 1946 в «Пясецкий геликоптер»
(впоследствии в «Боинг вертол»), где пост-
роил в 1945 первый в мире серийный вер-
толёт продольной схемы PV-3 Всего (до
1956) П разработано 6 вертолётов продоль-
ной схемы с взлётной массой 2.5—15 т
В 1956 П вышел из основанной им фир
мы, образовав новую («Пясецкий эркрафт»),
где занимался постройкой и испытания-
ми летающих платформ, винтокрылов и
геликостата (гибрида дирижабля и верто-
лёта)
ПЯТЫШЕВ Роман Валентинович (1910 —
92) — сов конструктор аэростатов и ди-
рижаблей. канд техн наук (1951) Окон
чил дирижаблестроит ф т МАИ (1932)
В 1932 — 40 преподавал в Моск воздухо
плават школе и Дирижаблестроит ин те
ГВФ В 1942-57 и с 1974 в ЦАГИ в
1957—74 в Долгопрудненском КБ авто-
матики (с 1967 зам гл конструктора)
Разрабатывал конструкции привязных и
свободных аэростатов (в т ч моторизо
ванный аэростат МАН 1400), субстратоста-
тов и стратостатов разл назначения, обо-
лочки всех строившихся в СССР дири
жаблей (до 1946), полумягкие дирижаб
ли Предложил ряд методов испытаний
баллонных материалов и баллонных конст-
рукций, метод полунатурных испытаний
высотных аэростатов, разработал методику
проектирования и расчета на прочность
каркасированных плёночных оболочек стра
тостатов Участвовал в разработке обо
лочек стратостата «Волга» объёмом
72 9 тыс м“, в 1962 совершившего полет на
выс 25 458 м. и стратостата объёмом 107
тыс м3 с телескопом, на к ром с 1966
проводятся СиСтематич полёты на выс
20 км Награждён орденом Красной Звезды
медалями
Административный самолёт Пьяджо Р 180 «Аван
ти*
К
Р — 1) использовавшееся в СССР (в осн
в 20 — 30 х гг ) обозначение самолётов типа
«разведчик» Наиболее известные из них Р-1,
Р 2, Р-5 Н Н Поликарпова (см Поликарпо-
ва самолеты), Р-3, Р-6 А Н Туполева (см
Ту), Р-10 И Г Немана Нек рые самолёты
этого типа широко использовались и в гражд
(в т ч в полярной) авиации
2) Обозначение нек-рых сов реактивных
двигателей Напр, PI 1-300, созданный под
рук С К Тцманского (см AM)
РАБОЧЕЕ КОЛЕСО КОМПРЕССОРА-
вращающийся лопаточный венец компресса
ра, предназначенный для преобразования ме-
ханич энергии вращения колеса в кинети-
ческую и потенциальную энергию потока До-
ля совершённой над воздухом работы, преоб-
разуемой в потенц энергию потока в Р к к ,
характеризует степень реактивности ступени
компрессора
РАБОЧЕЕ КОЛЕСО ТУРБИНЫ — часть ро-
тора турбины, состоящая из диска и распо-
а
Рабочие лопатки (а)
турбины
и рабочее колесо (б)
ложенных на нем рабочих лопаток, в резуль-
тате взаимодействия к рых с потоком газа
происходит преобразование его энергии в ме-
ханич работу Рабочая лопатка (см рис )
состоит из пера 2. к рое обтекается газом,
замка 5 для соединения с диском, ниж полки
3 для образования внутр поверхности про-
точной части, бандажной полки 1 для уплот-
нения радиального зазора между лопатками
и корпусом турбины и снижения низкочастот
ных колебаний лопатки и «ножки» 4 для
уменьшения теплового потока из пера в за-
мок Диск состоит из обода 6 с пазами для
крепления лопаток Полотно диска 7 и втулка
8 — несущие элементы, воспринимающие на-
грузки от центробежных сил и крутящего
момента
На лопатки Ркт непосредственно воздей-
ствует газ с высокой темп-рой, поэтому Они
изготовляются из более жаропрочных спла
вов. чем диск В высокотемпературных авиац
ГТД Ркт охлаждаются воздухом, отбирае
мым от компрессора Лопатки имеют разви-
тую систему внутр охлаждения, выполненную
в виде каналов и щелей внутри пера, через
к рые продувается охлаждающий воздух (см
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими	463
Охлаждение двигателя) Они изготовляются
методом точного литья по выплавляемым мо
делям (неохлаждаемые лопатки могут изго
товляться также штамповкой) диски —
штамповкои или прессованием из грануз (см
Гранулируемые сплавы) с последующей ме
ханич обработкой Темп ра рабочем лопатки
турбины достигает 1000°С а окружные ско
рости 500 м/с поэтому турбина является са
мым разряженным и трупным в доводке Эле
ментом двигателя	В X Абианц
РАБОЧЕЕ ТЕЛО — вещество изменение па
раметров и физ хим состояния к рого, про
исходящее в элементах двигателя (компрес
сор камера щорания, турбина входное и
выходное устройства и др ) ив процессах
составляющих термодинамич цикл двигате
ля обеспечивает преобразование тепловой
энергии в полезную механич работу В авиац
ГТД и ПД Р т являются сжатый воздух
и продукты сгорания топлива производящие
работу в процессе расширения В ракетных
двигателях Р т являются продукты сгорания
горючего и окистителя запасаемых на борту
ЛА в жидком и зп твердом состоянии Иногда
Р т наз также ракетное топливо
РАВНОВЕСНАЯ СКОРОСТЬ ЗВУКА - см
в ст Скорость звука
РАВНОВЕСНОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение газа,
в каждой точке к рого поддерживается сос
тояние термодинамич равновесия В аэроди
намике понятие Р г становится важным в том
случае когда имеют место реального газа
эффекты При этом Р т реализуется ес зи вре
мя релаксации физ хим процессов намного
меньше характерного времени пребывания
частицы в рассматриваемом области потя те
чения Тогда в каждой точке потока состояние
газа (его состав, возбужд уровни внутр
энергии ит д ) определяется местными зна
чениями темп ры
РАДИАЛЬНАЯ ТУРБИНА - турбина с ра
Диальным течением рабочего тела В зависи
мости от направления потока существуют Р т
с направлением потока к центру (центростре
мительные) и от центра (центробежные) -
см рис В авиации обычно применяются пент
ростремительные и. как правило, одноступен
чатые Р т в разл рода вспомогательных си
новых установках системах кондициониро
вания воздуха и т п где расход рабочего
тела относительно мал
Ступень Р т состоит из соплового аппара
та (безлоиаточного или лопаточного) н рабо
чего колеса Безлопаточ'ный сопловой аппа
рат существенно упрощает конструкцию Р т
позволяет использовать рабочее тело с более
высокой темп рой, уменьшает эрозию лопаток
рабочего колеса и снижает уровень шума
В рабочем колесе большая часть теплопере
пада (до 70%) срабатывается в результате
действия центробежных сил На выходе из
рабочего колеса наплавление потока либо
радиально осевое, либо радиальное Рабочие
колеса Р т имеют малое число лопаток, их
конструкция и произ во просты
Схемы цеитростремнтс шпон (и) н центробежной
(6J радиатьных турбин 1 — готовой аппарат
2 — рабочее ко ieco J ват
В ступени Р т можно срабатывать больший
теплоперепад чем в ступени осевой турбины,
т к при одинаковых напряжениях в рабочем
колесе окружные скорости в Рт могут быть
большими чем в осевой Обычно отношение
дав пения на входе к давлению на выходе из
турбины в Р т составзяет 15-35 при окруж
ной скорости на периферии рабочего колеса
до 500 м/с, а макс значение мощностного
кпд достигает 0,9 (см в ст Коэффициент
полезного действия компрессора турбины)
К недостаткам Р т следует отнести бопь
шой диаметр корпуса турбины трудности ее
компоновки в системе двшателя а также
сложность создания многоступенчатых Р т
в связи с чем они по пучили огранич рас
пространенне
Лит Митрохин В I Выбор параметров и рас
чет центростремитетькои турбины на стационарных
и переходных режимах 2 изд Ч 1974
Б А П >н iapt в
РАДИАЦИОННЫЙ ТЕПЛОВОЙ ПОТОК -
поток теплоты, уносимый (приносимый) от те
ла (к телу) эл магн из пучением Излучае
мыи пов стью тела Р т п равен qF—euTw
(закон Стефана —Бозьцмана), где ь~ т и
интегральная степень черноты пов сти T# —
ее абс темп ра о — постоянная Стефана —
Больцмана, и при высоких темп рах (что
реализуется при попетах с гиперзвук скорое
тями) достигает больших значений Напр
при темп ре пов сти 600 К Р т и в окружаю
шее пространство может достигать 75 кВт/м2
Наряду с др факторами этот Р т п опреде
л нет температуру равновесную пов сти ЛА
На отводе теплоты за счет Р т п основана
т н радиан тепловая защита конструкции
ЛА
При скоростях входа ЛА в плотные спои
атмосферы больших или приближенно рав
ных второй космич скорости Р т п от вы
сокотемпературного газа (образующегося в
поле возмущ течения) к пов сти сравним с
тепловым потоком за счет конвективного пе
реноса и может даже превышать его В отли
чие от конвективного Р тИ возрастает
при увеличении радиуса носовой части ЛА
Газодинамич и радиац (испускание и погло
щениеэл магн излучения) процессы взаимо
связаны, т к при испускании (поглощении)
излучения газ теряет (приобретает) энергию
а интенсивность излучения зависит от состоя
ния газа Ур ния газовой динамики при уче
те излучения газа дополняются ур нием пере
носа излучения а в энергии уравнение добав
зяется дивергенция вектора полного (по всем
направлениям и частотам) потока лучистой
энергии
!ит Неравновесное физикохимические пронес
сы в аэродинамике Ч 1972 Потежаев Ю В
Юревич Ф Б Теппзвая защити Ч 1976
В ( Га ткни
РАДИОВЫСОТОМЕР прибор на борту
ЛА для определения геом высоты полета
Основан на принципе измерения времени про
хождения радиоволн между моментами их из
лучения и приема после отражения от пов сти
Земли Осн элементы Р приемопсредат
чнк с блоком обработки сигналов передаю
зная и приемная 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 диапа
зоне 0—750 м (иногда до 1500 м) и примени
ются гл обр для обеспечения посадки Р
второго типа измеряют высоту в диапазоне
500 — 25 000 м используются для навигации
и при аэрофотосъемке
РАДИОЗОНД — см в ст Метеорологические
приборы и оборудование
РАДИОКОМПАС — автоматич радиопелен
гатор устанавливаемый на борту ЛА и пред
назначенный дзя измерения курсового угла
радиостанции (КУР) — Угла в горизонталь
ной плоскости между продольной осью ЛА
и направлением на пеленаемую радиостан
цию Использование Р в сочетании с кур
совой системой и радиовысотомером позво
ляет осуществлять полет по аэродромным
приводным радиостанциям (ПРС) Р состоит
из направленной (рамочной) и ненаправлен
нои антенн радиоприемного устройства пу
льта управления и индикатора Принцип дей
ствия Р основан на сравнении амплитуд и фаз
сигналов поступающих с направленной и не
направленной антенн Дальность действия
зависит от высоты полета и мощности радио
станции (при работе с ПРС мощностью 500 Вт
составляет 200 — 300 км) Погрешность опре
деления КУР не превышает 3—5J Р входит в
состав пи зотажно навигац оборудования
ЛА в качестве резервного средства а на лег
ких самолетах местных линий является осн
средством обеспечивающим самолетовожде
ние
РАДИОЛОКАТОР БОРТОВОЙ - см Ьор
товая радиолокационная станция
РАДИОЛОКАТОР МЕТЕОРОЛОГИЧЕС-
КИЙ — см в ст Метеорологичсские прибо
ры и оборудование
РАДИОМАЯК передающая (или приемо
передающая) радиостанция установленная
на земной пов сти или на движущемся обьек
те (напр самолете заправщике судне, ИСЗ
и др ) излучающая спец радиосигналы По
параметрам этих радиосигналов (а м плите де
фазе, частоте времени или их комбинациям)
принимаемых па земле или на борду движу
щегося объекта можно определить направ
ленне на Р а в ряде случаев дальность
до Р Наземные Р служат, в частности для
определения координат местоположения ЛА
(см Радионавигация)
РАДИОНАВИГАЦИЯ летательных ап
каратов — метод навигации ЛА с исполь
зоваиием радиотехн средств Эти средства
могут быть автономными, работающими на
радиолекап принципе (радиовысотомер до
плеровскии измеритель скорости и угла сноса
бортовая радиолокационная станция) и не
автономными представляющими собой сово
купность радиомаяков н бортовых радиотехн
устройств или систем (радиотехн системы
дальней и ближней навигации, спутниковая
навигац система автоматич радиокомпас
система предупреждения столкновении
н др )
По способу определения текущего местопо
ложения ЛА раз шчают три группы Методов
Р счисления пути позиционные и обзорно
сравнительные ,Методы счислении пути осио
ваны на измерении составляющих векгора
путевой скорости с помощью доплеровского
измерителя скорости и угла сноса и и1|тезрз<
ровании их по времени с использованием
информации о курсе Позиц метозы закзкз
чаются в измерении навигац параметров
характеризующих по зожецие ЛА огноептель
но известных радиомаяков или ориентиров
Обзорно сравнит методы основаны на срав
нении измеренных радиотехн системок к I
параметров (напр ре шефа пролетаемой
местности) с аналогичными параметрами за
ложенными в память ЭВМ
Тит Хви исконная радион |вигаиим (. право шик
пос рет А X < основскозо Ч 1990
РАДИОПОГЛОЩАЮЩИЕ МАТЕРИАЛЫ
(РПМ)— особый класс композиционных ма
териагов состав и структура к рых обеспе
чивают эффективное поглощение эл мазн
энергии (в рс зультате преобразования ее в др
виды энергии гл обр в тепловую) в диапз
зоне радиоволн РПМ используются для сни
жения радиолокац контрастности ЛА. а так
же мор и наземных объектов (уменьше
ния их эффективной поверхности рассеяния),
для оборудования безэховых камер и испы
тат стендов при исследованиях н отработке
антенной аппаратуры для обеспечения эз
магн совместимости бортовых антенных
464 РАБОЧЕЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
систем, для поглощения эл -маги излучения
в СВЧ-трактах радиоизмерит аппаратуры
и т д
В состав РПМ входят иеметаллич (обычно
полимерная нли керамнч ) матрица и мелко
дисперсные порошкообразные или дискрет-
ные волокнистые проводящие наполнители
(или их сочетание) При взаимодействии эл
маги излучения с РПМ происходят одновре-
менные процессы поглощения (обусловли-
вающие тепловые потери) рассеяния (вслед
ствне структурной и геометрия неоднородно
сти материала) и интерференции радиоволн
По рецептурному составу РПМ классифи
цируют на немагнитные диэлектри
чес к не, в к, рых в качестве поглощающего
наполнителя используются проводящие час
тнцы и волокна на основе модификаций уг
лерода (сажа, графит и др ) и немагнитных
металлов (алюминий, медь и Др), магии-
тодиэлектрические (мелкодисперсные
порошки железа, никеля, кобальта, ферритов
в диэлектрич полимерной матрице) и м а г-
нитиые (ферритовые) материалы В зависи-
мости от эффективного рабочего частотного
диапазона, определяемого обычно коэф от-
ражения эл -магн волн. РПМ подразделяют
на широкодиапазонные и частот
ненастроенные, или резонансные По
структурному признаку различают однослой
ные, интерференционные, градиентные и ком-
бинированные РПМ Однослойные РПМ,
имеющие однородную по толщине структуру
и обладающие диэлектрич и магн свойства-
ми, являются узкодиапазонными и обеспечи-
вают эффективное поглощение эл - магн из-
лучения при толщине, равной четверти дли
ны волны Ви итерференционных РПМ,
представляющих собой чередование диэлект-
рнч и проводящих слоёв, уменьшение уров
ня отражённого сигнала достигается за счет
противофазного сложения волн, отразив
шихся от металлич пов сти объекта, ди-
электрич прослоек и электропроводящих
слоев Градиентные РПМ — многослой
ные структуры с плавным или ступенчатым
изменением по толщине комплексной ди-
электрич (или магнитной) проницаемости
Разновидность РПМ градиентного типа —
материалы с геом неоднородностями, имею-
щие рельеф пов сти в виде пирамид, конусов,
трубок, шипов гофров и т п , уменьшение
коэф отражения от к-рых достигается в ре
зультате многократного отражения волны от
поверхностных неоднородностей и поглоще-
ния энергии при каждом отражении Ком
бинированные РПМ представляют со
четание РПМ всех трёх типов
При изготовлении РПМ применяются тра
диц способы технологии получения композиц
материалов — прессование, напыление, экст
рузия и др, обеспечивающие получение из-
делий из РПМ заданной конфигурации
Ю А Гаращенко
РАДИОПРОЗРАЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ —
диэлектрики, не изменяющие существенным
образом амплитуду и фазу проходящей
сквозь иих эл-магн волны радиочастотного
диапазона В авиации Р м применяются гл
обр для изготовления антенных обтекателей
Ла К Р м предъявляются след осн тре
бования обеспечение заданной прочности и
устойчивости конструкции в условиях воздей-
ствия аэродинамич нагрузок при полете и
импульсных перегрузок при взлете и посадке
самолёта, эрозионная стойкость под воздей-
ствием ударов капель дождя, града или снега
при полётах через полосу осадков, стойкость
к тепловой эрозии, обеспечение заданных ра
диотехн хар к в рабочих секторе углов па-
дения и диапазоне волн В зависимости от
Преобладания тех или иных требований стен-
ки обтекателей могут быть однослойными или
многослойными (с 2, 3, 5, 7 слоями) В качест
ве однослойных конструкций применяются
такие композиционные материалы, как,
напр , стеклопластики и органопластики
Для многослойных конструкций из чередую
щихся слоёв с разл плотностью в качестве
заполнителей используют сотовые материа
лы (жёсткие и армированные), напр стек
лосотопласт Нек-рые свойства Р м приве
дены в табл
Т абл — Некоторые свойства радиолро
зрачных материалов
Материл	Предел проч НОСГМ при сжатии МПа	Относите ть пан диалект рическая про нидаечость (при частоте колебаний 10 ГГц)	Тангенс угла диэ лектри ческнх потерь
Стекло гы астик	300—320	3 3—3 7	0 010—0 032
Органо П Idсгик	60—80	2 8—3 8	0 014—0 020
Сгеклосо тол тает	3	1 05—1 |5	0 002—0,006
Для теплостойких обтекателей приме
няют керамику и ситаллы Эти материа-
лы, характеризующиеся исключительно высо
кой однородностью структуры и стабиль
ностью диэлектрич свойств в условиях воз-
действия высоких темп р, используются в
конструкциях, подвергающихся жесткому
термин удару	В С Грушко
РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ —
предназначается для двустороннего обмена
информацией между экипажем ЛА и назем
ными радиостанциями и др ЛА, а также
для внутр связи между членами экипажа
в полёте и на земле В гражд авиации ис
пользуются след диапазоны радиочастот 2—
30 МГц — для дальней связи (На расстояниях
до 3000 км), 118—137 МГц — основной, для
оперативной связи в пределах прямой радио
видимости, 1530—1670 МГц— для связи че
рез ИСЗ, 325—530 кГц — для связи в поляр
ных и приполярных р нах при нарушении
связи в диапазоне 2—30 МГц
Состав бортового Р о , его техи хар ки
и процедуры радиообмена для самолетов
гражд авиации определяются нормами
ИКАО, регламентом радиосвязи и Нормами
летной годности В обязательный миним сос-
тав бортового Р о пасс самолетов входят
радиостанция диапазона 118—137 МГц (два
комплекта), радиостанция диапазона 2—30
МГц (при полётах на сложных трассах для
резервирования устанавливается второй ком-
плект, а при полётах в полярных р нах радио-
станция диапазона 325—530 кГц), аппарату-
ра внутр связи, портативная радиостанция
для авиац связи и подачи сигналов бедст
вия на частотах 121,5 и 243 МГц (входит в
аварийное снаряжение экипажа)
Бортовые радиостанции диапазона 118—
137 МГц имеют выходную мощность передат-
чика 16—25 Вт при массе 3,5—5 кг, чувст
вительность Приёмника 1,5—3 мкВ, дальность
связи в пределах прямой радиовидимости до
350 км, модуляция — амплитудная, двухпо
лосная, связь — симплексная Мощность из
лучения (пиковая) радиостанций диапазона
2—30 МГц 200—400 Вт при массе 15—25 кг,
дальность связи 1000—3000 км, осн вид из
лучения — амплитудная однополосная теле-
фония и передача цифровой информации,
связь — симплексная, чувствительность при
емника 1,5—3 мкВ
Передача речи и прослушивание сообще-
ний осуществляются через аппаратуру внутр
связи посредством ларингофонно-микрофон-
но-телефонных гарнитур, объединяющих на
одном оголовье динамич микрофон и голов-
ные телефоны Применяются также выносные
ручные микрофоны и кабинные громкогово-
рители Аппаратура внутр связи обеспечн
вает не только связь между членами экипа
жа, но н одновременное прослушивание в
телефонах спец сигналов оповещения и ра
дионавигац устройств
Управление Р о осуществляется через
пульт аппаратуры внутр связи, обеспечиваю-
щий выбор радиостанции для связи, и пуль
тов управления соответствующих радиостан-
ций, с помощью к-рых устанавливаются ра-
бочие частоты и режимы работы станций
Установка частоты бесподстроечная с шагом
25 кГц в диапазоне 118—137 МГц и 100 Гц
в диапазоне 2-—30 МГц
К Р о как обязательному бортовому обо-
рудованию I категории предъявляются по-
выш требования по надёжности и резервиро-
ванию Наработка на отказ Р о не менее
3000 ч В воен авиации используются диа
пазоны 220—400 и 960— 1200 МГц (для ближ
ней оперативной связи), 10—30 кГц (для
связи с подводными лодками) и Др
Лиг Авиационная радиосвязь Справочник под
ред П В О1яич\ка М 1990 Л П Новочадов
РАДИОТЕЛ ЕМЕТРИЧ ЕСКАЯ СИСТЕМА
(РТС) — служит для измерения, передачи по
радио, приёма, регистрации и обработки элек-
трич сигналов, характеризующих состояние
ЛА и его подсистем, а также условия полёта
и внеш условия При испытаниях самолё
тов и вертолётов РТС часто используется
как информац канал системы управления
лётным экспериментом в реальном времени,
в авиац -космнч комплексах является эле-
ментом штатной системы управления
РТС состоит из передающей и Приёмной
частей В состав передающей части входят
датчики, преобразующие физ сигналы в
электрические, суммирующие и кодирующие
устройства, передатчик Приёмная часть со-
держит приемник, разделители сигналов, ре
гистрирующие устройства, устройства обра-
ботки и отображения результатов Передаю-
щая часть РТС размещается на испытуемом
ЛА, приемная часть — на земле, корабле или
сопровождающем самолете В последнем слу
чае расширяется зона приёма телеметрия
измерений и появляется возможность про-
ведения лётных испытаний с радиотелемет-
рии измерениями в любых регионах страны
без Предварит оборудования трассы
РТС — многоканальные, цифровые, рас-
считаны на измерения сотен и даже тысяч
разл электрич сигналов Разделение этих
сигналов в РТС, как правило, временное,
применяются также адресные системы РТС
работают обычно в метровом и дециметро-
вом диапазонах длин волн, что позволяет
использовать приёмные антенны небольшой
направленности с поляризацией, близкой к
круговой
Скорость передачи информации в РТС дос-
тигает неск млн бод, погрешность не превы-
шает неск десятых долей процента Даль-
ность действия РТС определяется мощностью
передатчика, чувствительностью приёмника,
эффективностью передающих и приёмных
антенн и составляет тысячи—сотни тысяч
км в зависимости от полосы пропускания
радиоканала Совр РТС имеют гибкую струк-
туру. обеспечивающую одновременное изме-
рение медленно и быстропеременных сигна-
лов, построены с использованием модульно-
го принципа, что позволяет создавать в рам-
ках одной РТС различные конфигурации, от-
личающиеся габаритными размерами Приём-
ной аппаратуры, условиями применения, на-
дёжностью, помехозащищённостью и др Осо-
бенность совр РТС — совмещённость их со
средствами внешнетраекторных измерений,
вычислит комплексом и командной радиоли-
нией управления, что при размещении при-
ёмной станции на самолёте — командном пун-
кте создаёт практически неограинч возмож-
ности их использования для управления лет-
- 30 Авиация
www.vokb-la.spb.	465
ным экспериментом в реальном времени
Лит Кошевой А А Те гечетрические комп и к
сы тетатетьных аппаратов VI |97э Значснс
Kdfl 4 V1 Личар II С Шведов В П
Информационно измерительные системы ня тетиых
испытании самок-тов и вертолетов VI 1984
А М Знаменская
РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ -
см в ст Внешнетраекторные измерения
РАДИУС ДЕЙСТВИЯ летательного
аппарата наибольшее расстояние, на
к-рое ЛА может удалиться от аэродрома вы
лета для вылолнения задания при условии
возвращения на тот же аэродром Для воен
авиации характерным является тактичес
кий Р д — расстояние, на к-ром ЛА может
решить поставл боевую задачу при установл
запасе топлива, заданных режиме и профиле
полета и возвратиться ца аэродром вылета
с неиспользованным аэронавигационным за-
пасом топлива ТактИч Р д зависит от летно
техн хар к ЛА числа ЛА в группе содержа
ния поставл задачи, применяемых способов
боевых действий, условий боевой и метеоро-
лодич обстановки Для увеличения Р д прн
меняются подвесные топливные баки и за
правка топливом в полете Тактич Р д са-
молёта-ракетоносца включает также радиус
действия ракеты
РАЕВСКИЙ Александр Евгеньевич (1887 —
1937) — рус летчик прапорщик Окончил во
Франции летную школу Блерио (1911) За-
тем работал летчиком-инструктором в школе
пилотов Всерос аэроклуба, совершал пока
зат полеты во мн городах России и зани-
мался фото! рафией в части ее применения
в авиац деле В период 1 Й мировой войны
руководил подготовкой лётчиков в Севасто-
польской воен авиац школе (Кача) участ
вовал в боевых действиях, с 1917 ком 10-го
авиац отряда, с 1918 зав аэростанцией гл
аэродрома в Херсоне С 1919 в Красной Ар
мии. готовил лётчиков в Киевской, а затем
Моск авиац школах С февр 1920 на испы
тат работе в летном отделе Главвоздухфло
та С сент 1922 прекратил летную деятель-
ность по состоянию здоровья и вернулся к
своей второй профессии фото1рафа Заведо
вал уч фотолабораторией в Академии Возд
Флота им проф Н Е Жуковского (1922—
23), работал в редакции журнала «Самолет»
(1924—30) и в ЦАГИ (до 1932) Необосно
ванио репрессирован, реабилитирован по-
смертно Портрет на стр 468
РАЗБЕГ — ускоряющееся движение самоле-
та по ВПП до момента отрыва его опорных
устройств от пов-сти ВПП Р самолёта явля
ется нач этапом взлета адлина разбега
(путь, проходимый самолетом от точки тро-
гания в начале Р до точки отрыва его опор
от ВПП в конце Р ) относится к его осн
летно-техн хар кам Р . как правило, осу
ществляезся при макс тяге двигателей Наи-
более существ параметрами, определяющи-
ми длину Р , являются взлетная масса само
лета, суммарная тяга двигателей, сопротив
ление (трение) при движении опорных уст
ройств но пов сти ВПП. аэродинамич силы,
действующие на самолет при Р , и скорость
отрыва Уменьшение длины Р самолета, рас
ширяющее возможности его использования,
достигается увеличением тяговоорцженности
(энерговооруженности), уменьшением удель
ной нагрузки на крыло и увеличением подъем-
ной силы путем применения механизации кры-
ла и (или) энергетической механизации
крыла Для сокращения длины Р могут
применяться специальные стартовые уско
ригели, к рые обычно сбрасывают после
взлета
РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ
АППАРАТ — боевой ЛА. предназначенный
для возд разведки войск, воен и др объек-
тов противника Разведыват самолёты в за
висимости от назначения и конструкции раз
деляются на самолёты тактич. оперативной
и стратегии разведки Вертолеты использу-
ются для ведения тактич разведки В зависи
мости от характера решаемых задач и уело
вий ведения разведки Р л а могут обо
рудоваться неск фотоаппаратами для Диев
ной и ночной съемки в разл масштабах, ра
дио- и радиолокац станциями с высокой раз
решающей способностью, теплопеленгато
рами звукозаписывающей и телевиз аппа-
ратурой, магнитометрами Получают разви
тие автоматич устройства обработки разве-
дыват информации непосредственно на бор-
ту ЛА Наряду с пилотируемыми Р л а
для ведения тактич и оперативной возд раз-
ведки применяются беспилотные ЛА Исполь-
зуются также и автоматич дрейфующие аэ-
ростаты
Впервые боевое применение разведыват
самолёты нашли во время Три полита некой
(1911 — 12) и Балканских (1912—13) войн
Рус летчики и конструкторы сыграли боль
шую роль в совершенствовании разведыват
самолетов, конструировании аэрофотоаппа-
ратов и самолетных связных радиостанций
В ходе 1-й мировой войны разведыват само
леты широко использовались для визуаль-
ной и фотогр разведки, а также корректи-
рования огня артиллерии Во время 2 й ми
ровои войны в качестве разведыват самоле
тов применялись истребители, штзрмовики
и бомбардировщики, оснащенные разведы
ват оборудованием (аэрофотогр и радио
связным)
РАЗВОРОТ — движение ЛА по криволиней
нои траектории с изменением направления
(курса) полета (см рис ) Р может быть с
набором высоты, в горизонтальной плоскости
Разворот (а) и двойной восходящий разворот (б)
и со снижением Р используется как фигура
пилотажа Два последоват Р в разные сто-
роны с набором высоты с полубочкой между
ними наз двойным восходящим раз-
воротом, Р без скольжения наз коор-
динированнымР (см также Боевой раз-
ворот Вираж)
РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ КАБИНЫ -нару-
шение герметичности кабины ЛА, сопровож
дающееся уменьшением давления воздуха в
ней ниже установл норм (см Система жизне-
обеспечения) Р к может происходить в ре
зультате аварийного разрушения элементов
конструкции гермокабины, отказа системы
регулирования давления или преднамеренно
го выключения системы герметизации каби-
ны членами экипажа (напр. прн аварийном
покидании ЛА) Особенно опасна внезапная
Р к на больших высотах приводящая к
мгновенному (в течение долей секунды) пе-
репаду давлений воздуха (т и взрывная
декомпрессия) В этих случаях необходимы
экстренное использование кислородных ма-
сок экипажем и пассажирами, а также сии
жение самолета до безопасной высоты
РАЗГОН летательного аппарата —
этап полета с существ увеличением скорости
Характеризуется временем Р — временем,
необходимым для достижения определ . напр
макс , скорости В воен авиации малое вре-
мя Р создает возможность догнать самолёт
противника или. при необходимости, выйти
из под атаки, что обеспечивает летчику нни
циативу в возд бою Уменьшение времени
Р достигается уменьшением сопротивления
аэродинамического и увеличением тяговоору-
женно Сти (или энерговооруженности) Л А
РАЗДВИЖНАЯ ТЯГА — см в ст Сервопри-
вод
РАЗМАХ КРЫЛА - расстояние между
плоскостями, параллельными плоскости сим
метрни крыла, и касающимися его крайних
точек (см рис ) Р к является важной геом
хар кой ЛА, оказывающей влияние на его
аэродинамич и летно-техн хар-ки, а также
одним из осн габаритных размеров ЛА Для
самолетов с изменяемой в полете стреловид
ностью крыла Р к — перем величина Для
удобства определения аэродинамических ко
эффициентов при любых стреловидностях
крыла принимается условно постоянный раз-
мах (напр , при макс стреловидности крыла)
РАЗРЕЖЕННЫХ ГАЗОВ ДИНАМИКА-
раздел газовой динамики, изучающий явле-
ния. требующие учета мол структуры газа
и. следовательно, привлечения представлений
и методов кинетической теории газов
Классич газовая динамика справедлива,
кО|Да Кнудсена число Кп«С1, т е когда
параметры газа слабо меняются на длине
свободного пробега молекул (сплошная сре-
да) Благодаря столкновениям молекул в ок-
рестности каждой точки поля течения уста
навливается близкое к равновесному распре-
деление молекул по скоростям, к-рое опреде-
ляется неск макроскопич величинами (ско-
ростью течения и, плотностью q. темп рой 7)
н производными от них Это позволяет найти
466 РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
локальные связи между тензором напряже-
ний, вектором потока Энергии и др величи
нами, с одной стороны, и газодинамич пере
менными u, е, Т и их производными — с дру
гой, и построить замкнутую систему газоди-
намич ур-иий По мере роста числа Кп ф-цня
распределения определяется все большей об
ластью течения, так что невозможно уста но
вить локальные связи и получить замкну-
тую систему ур ний Для конечного числа мак
роскопич величин Такие течения требуют
описания на мол уровне с помощью ф ции
распределения f(v, г /), удовлетворяющей
Больцмана уравнению Особенности таких те
чений в наибольшей мере проявляются в пре
дельном случае Кп-»-оо когда столкновения
ми молекул можно пренебречь, так что ф иия
распределения не меняется вдоль потока мо
лекул Такие течения наз с во б одномо леку
лярными течениями Характер течения оп
ределяется столкновениями молекул с огра
начинающими течение пов стями, законами
взаимодействия молекул с тв телом или
жидкостью Свободномолекулярные течения
существенно отличаются от течений слюш
ной среды Особенно нагляден гипертермич
режим, когда скорость набегающею на тело
потока много больше тепловой скорости моле
кул массы tn, так что можно считать, что
все молекулы движутся с одинаковой ско-
ростью И Если п — число молекул в ед
объема набегающею потока и S — площадь
миделя обтекаемого тела, то число молекул,
падающих на тело, равно «VS, а приноси
мый ими импульс X, =gV2S, где Q = mn Пол-
ное же сопротивление аэродинамическое X =
= Xi + Xr, где Хг — реактивный импульс отра
жённых от те та молекул Если пренебречь
импульсом отраж молекул, то коэф лобового
сопротивления (см Аэродинамические коэф-
фициенты) с,и =X/(!/2gV2S) =2 независимо
от формы тела, с учётом Хг имеем cJu^2
В континуальном режиме (сплошная среда)
с1а хорошо обтекаемых тел составляет деся-
тые или сотые доли единицы, а плохо обте
каемых близок к 1 В гипертермия потоке
подъемная сила обусловлена лишь реактив
ным импульсом отраж молекул В условиях
орбит полета скорость отраж мотекул много
меньше скорости набегающею потока и коэф
подъемной силы с„и мал Соответственно аэ-
родинамическое качество K — cya/cia мало не
зависимо от формы обтекаемого тела, в то
время как при Кп<£1 Для крыльев значение
К может достигать единиц или десятков При
Кп<С1 наибольшая теми ра тел и газа равна
температуре торможения в то время как в ги
иертермич потоке темп ратеплоизолиров те
ла выше темп ры торможения Т о характер
течения при Кп<£1 и Кп>-1 существенно
различен Между этими предельными случая
ми лежит переходный в к ром не пригодны
как континуальное описание, так и упрощения
свободномол режима Здесь приходится ре
шать полное ур-ние Больцмана, к рое мно
го сложнее Навье — Стокса уравнении Для
его решения наибольшее распространение по
лучил метод статистич моделирования (т и
метод Монте Карло) Для получения при
ближ решении используются также модель
ные кинетич ур ния с упрощенным интегра
лом столкновения Промежуточная область
граничит с областью течения со скольжени
ем, в к рой справедливы ур ния Навье —
Стокса со скольжения условиями и уело-’
виями температурного скачка
Влияние числа Кнудсена на структуру по
тока наиболее наглядно прослеживается на
примере течения Куэтта — течения, воз
пикающего между двумя параллельными
пластинами, расположенными на расстояние
L друг от друга (см рис ), имеющими одина
ковую темп ру и движущимися в противо
положные стороны с пост скоростями ±К/2
Если V мала по сравнению с тепловой ско-
ростью молекул, то приближ решение ур-ния
Больцмана имеет вид
, ч V х	VI
47 cKn + I A ly Г L сКп+ I ’
где и скорость газа тхч — постоянное в
пространстве между п остинами напряжение
трения, р — динамич вязкость с — констан
та При КпЭ>1 газ между пластинами по
коится, а напряжение трения пропорциональ
но давлению, т к p~QaX, где a — скорость
звука, к — ср длина свободного пробега мо
лекул При этом проскальзывание u,— l/2V —
— и газа относительно стенки максимально
и равно V/2 По мере уменьшения числа
Кп скольжение уменьшается и при Кп<£1
д = сКп V/2 в соответствии с условиями сколь
жения для ур ний гозовой динамики На
пряжение трения при этом становится про
порциональным р и градиенту скорости, как
это и следует из континуальной 1азовон Ди
намики В течении Куэтта хар ки монотонно
изменяются с изменением Кп Однако в др
течениях многие хар ки в промежуточной об
ласти значении Кп не монотонны Так при
течении по трубе объемный расход имеет
минимум при нек ром значении Кп (пара
доке Кнудсена) Не монотонны и аэро
динамич хар ки Напр сопротивление тон
ких тел (пластина параллельная потоку, ко
нус) имеет максимум При обтекании таких
тел в результате межмол столкновений на
тело попадают молекулы к-рые, не будь стол
кновений пролетели бы мимо тела, что и яри
водит к увеличению сопротивления по срав
нению с сопротивлением в случае свободно
мол течения
Сложность решения ур ния Больцмана и
отсутствие во мн случаях надежных данных
о взаимодействии молекул между собой и
нов стями делают актуальным эксперимент
Для исследования течений разреж газа ис
пользуются вакуумные аэродинамические
трубы, а взаимодействие молекул с пов стями
изучается с помощью мол пучков При соз
дании вакуумных труб возникают сложные
Проблемы моделирования течений, т к зако
ны взаимодействия молекул между собой и
нов стями существенно зависят от темп-p га
за и стенки так что для по того модели
рования недостаточно выдержать натурные
значения Маха числи М и Рейнольдса числа
Re, но необходимо выдержать и натурные
значения темп р газа и тела Для этого при
ходится надевать газ в форкамере и охлаж
дать модель Как правило удается достичь
лишь частичного моделирования Вакуумные
трубы позволяют исследовать мн детали кон
тинуальцых течений Разреженность газа
(увеличение л) позволяет «растянуть» тече
нис Так, напр , ударную волну или кнудсе
новский слой имеющие при нормальных ус
ловиях толщину порядка I0-7 м, можно рас
тянуть до размеров приемлемых дли иселе
дования их структуры Для эксперим изу
чения течений разреженного газа, наряду с
очень чувствит весами, датчиками давления
и потоков тещоты, используются электрон
ные, рентгеновские, лазерные (основанные на
флуоресценции и рассеянии) методы диаг
ностики
Важным объектом исследований являются
струи истекающие в вакуум или в область
с низким давлением Такие струи широко
применяются для управления космич и воз-
душно космич аппаратами, а также харак
терны при работе вакуумных аэродинамич
труб В струях течение может проходить все
режимы от течений, характерных для
сплошной среды, до евободномол течения
в них происходят релаксац процессы хим
реакции, конденсация и образование класте
ров (твердых частиц или капель жидкости)
Поэтому струи являются удобным объектом
для изучения этих процессов определения
констант реакций, времен релаксации и т Д
Поскольку разные газы в струях ведут себя
по разному, то в них можно получить раз
деление газов и изотопов, а также выделе
ние разл веществ в виде кластеров Методы
Р г Д используются при исследовании те
чений в пористых телах и капиллярах, для
исследования движения и испарения дис
персных сред
Лит Кога>| Н Динамика разреженного
газа Кинетическая теория VI |967 Кошмаров
Ю А РыжовЮ А СвирщевскинС Б Экс
пернчеитатьиые методы в механике разреженного
газе VI |981 Берд | Чотекз 1нрная (азоваи
динамика пер с ан> ! VI 1981 Бе гоиерков
с кий О VI Чистеиное модетирование в механике
сп юшных сред VI 1984	“И Н Поган
РАЗРУШАЮЩАЯ НАГРУЗКА — предель-
ная цаерузка, при к рои происходит разру-
шение конструкции, практически — нагрузка
на конструкцию в момент, непосредственно
предшествующий ее разрушению Р н опре-
деляется испытаниями или расчетным путем
Расчёт Р Н заключается в вычислении зна
чения нагрузки при к ром напряжения, де-
формации или усилия в элементах конструк-
ции достигают предельных значений Зцаче
ние Р н зависит от свойств материалов
и типа соединений конструктивных элемен
тов, характера и способа нагружения (ди
намич , статич повторно статич и др ), на
личия концентрации напряжений усталост
ных трещин и т п Нормы прочности ЛА
предусматривают Р и це меньше расчет
нои нагрузки в каждом с чу чае нагружения
РАЗРУШЕНИЕ КОНСТРУКЦИИ — заклю-
чит стадия работы натуженной конструк-
ции характеризующаяся исчерпанием ее
прочности и работоспособности вследствие
необратимых изменении формы нарушения
Целостности силовых элементов или меха-
нич связей между ними Р к происходит
вследствие достижения в элементах предель
нЫх напряжений или деформаций общей по
тер и устойчивости конструкции, превышения
критич длины усталостной трещины дости-
жения третьей стадии ползучести материала
Процесс Р к зависит от характера нагру
жения (динамич статич , повторно статич и
др ), рабочей темп ры элемента его напря-
женного состояния, типа конструкции, иали
чия и расположения ослабленных мест, кон
центраторов напряжений и др Характер Р к
может быть местным или общим Местное
Р к не выводит конструкцию из строя Уси-
лия, действовавшие рацее в разрушенных эле-
ментах, воспринимаются соседними элемен-
тами и внеш нагрузка вновь уравновеши-
вается внутр усилиями Общее Р к харак
теризуетгя катастрофич , лавинообразным
разрушением элементов и их соединении
Конструкция, как правило, расчленяется,
наблюдается взаимное перемещение ее эле
ментов Нормы прочности ЛА предусматри-
вают общее Р к при ца[рузках. превышаю
щих расчетные или равных им местные — при
нагрузках выше эксплуатационных
Для проверки фактич прочности авиац
конструкции подвергаются статическим ис-
пытаниям до разрушения ресурсным испы-
таниям, а также испытаниям на остаточную
прочность
30*
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт
467
Лит Каи С Н Сверл iob И А Расчет са
мотета на прочность, 5 изд Ц 1966 Статичес
кие испытания на прочность сверхзв;ковых само
тетов Ч 1974	КМ Иеруситичскии
РАЗРЫВНОЕ УСТРОЙСТВО азроста
т а — устройство для быстрого выпуска по-
дъёмного газа из оболочки привязных и сво
водных газонаполненных аэростатов и не-
жестких дирижаблей Выпуск газа через Р у
на дирижаблях и привязных аэростатах про
изводится при аварийных ситуациях либо при
их разоружении (разборке с выпуском газа)
на площадках или в эллингах На свобод-
ных аэростатах Р у используется для быст
рого выпуска газа при посадке с целью пре
дохранения аэростата от тренажа (волоче
ния) Чтобы не допустить сильного удар i
гондолы о землю, обычно Р у вскрываю1
на высоте 3 — 4 м от земли
Схема управтення разрывным устройством на св ।
бодном тренировочном аэростате
Р у’ размещается в верх части оболочки,
представляет собой большую щель (см рис )
или треугольный вырез, вскрываемые особым
приспособлением экипажем или автоматичес
кн Размер вскрытого отверстия должен обес
печить полный выход газа из оболочки дири-
жабля за аремя не более Ю мин Размер
и конструкция Р у на свободных аэроста
тах должны обеспечивать выход 2/3 нахо
дящегося в оболочке газа в течение не более
1 мин Р у ще |евого Типа на дирижаблях
и привязных аэростатах может состоять из
ряда Отверстий, закрываемых общей лентой,
или представлять собой особые клапаны, от-
крываемые автоматически На нек-рых конст-
рукциях автоматич свободных аэростатов
(см Дрейфующий аэростат} применяют? у
щелевого типа вскрываемые при отцепе под
вески от оболочки Вскрытие Р у на при
вязном аэростате происходит автоматически
при обрыве привязного троса
РАЗРЫВЫ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЕ -
скачкообразные изменения газодинамич ве
личин (давления,плотности, скорости, завих
ренности и т д ) или их производных, под
чинённые т н условиям динамич совмест
ности Эти условия следуют из сохранения
законов и связывают скорость распростра-
нения пов сти разрыва со значениями газо-
динамич переменных по обе ее стороны Су
щестауют два резко различающихся типа
р г тангенциальные разрывы и ударные
волны Тангенц разрывы движутся вместе
со средой, а ударные волны распространяют-
ся по частицам среды При этом слабые удар-
ные волны, в к-рых изменения газодинамич
переменных (напр , давления р) малы по
сравнению с их значениями в невозмущ по
А Е Раеве кии	У Райт	О Райт	В И Раков
токе (Др/р<1), распространяются со скоро-
стью близкой к скорости звука Поэтому
пов-сти слабого разрыва в первом приближе
нии совпадают с характеристич пов стями
ур-ний газовой динамики В газе могут обра
зовываться или задаваться нач условиями
разрывы, на к-рых не выполняются условия
динамич совместности Такие разрывы в
дальнейшем самостоятельно существовать не
могут и распадаются на неск Р г , среди
к-рых могут быть ударные волны и тангенц
разрывы
Лит К; рант Р Фридрихе К Сверхзвуке
вое течение и ударные вотны пер с англ М
1950 Лайда; Л Д ЛифшицЕ VI Чеха ника
слтошных сред 2 изд У) 1954
РАЙАН (Ryan) Тьюбал Ктод (1898—1982)
— один из первых амер авиаконструкторов
В 1919—21 прошел подготовку на летчика
истребителя в училище армейской авиации В
1922 основал авиатрансл компанию «райан
эрлайнс» (Ryan Airlines), в к-рой занимался
также модификацией самолетов и постройкой
Новых В 1926 разработал легкий двухмест
ный самолет (см «Райан») В 1929 Р по
кинул авиакомпанию и в 1933 основал фирму
«Райан аэронотикал компани» (Ryan Aero-
nautical Company) к рая стала специализи-
роваться на разработке и иостройке учебно
тренировочных самолетов В нач 50-х гг
Р стал заниматься беспилотными ЛА разл
назначения и эксперим вертикально взлетаю
щими самолетами В 1969 Р продал свою
фирму и основал фирму «Райсон» (Ryson)
для разработки мотопланеров
«РАЙАН» (Ryan Aircraft Corporation) —
авиастроит фирма США Созданная в 1922
Т К Райаном авиатрансп компания «Райан
эрлайнс» (Ryan Airlines) с 1925 начала раз-
вивать собств авиац произ во и выпустила
одномоторный почтовый самолёт М-1 На е|О
модифициров варианте (с увелич размахом
крыла, дополнит запасом топлива и т д )
Райан NYP (New York — Pans, Нью Йорк —
Париж), назв «Спирит оф Сент Луис» (рис
в табл XIV), Ч Линдберг совершил в 1927
первый беспосадочный перелет в одиночку
через Атлантич океан Осн хар-ки самолета
двигатель Райт J5 С «Уэрлуинд» мощи
J66 кВт, длина самолета 8,4 м, площадь
крыла 29,2 мг, размах 14,02 м, взлётная
масса 2330 кг (в т ч 1180 кг топлива),
крейсерская скорость 174 км/ч Во время
экон кризиса компания прекратила сущест
вование но как авиастроит фирма быта вос-
создана в 1933 и начала производить тре-
нировочный самолет S Т (с 1939 как РТ-16)
Во время 2 й мировой войны выпускались
новые варианты этого самолета Фирмой вы-
полнен ряд эксперим разработок В их числе
палубный истребитель XF2R 1 (первый полёт
в 1946) с комбнниров силовой установкой
(ТВД+ТРД), к рый был создан на базе ист
ребителяРР-! «Файрболл» (1944) выпущен
ного небольшой серией и оснащенного ПД
с возд винтом и ТРД а также ряд СВВП
разл конструктивных схем Х-13 (1955),
VZ-3RY (1959), XV-5 (1964), ХС 142 (1964,
разрабатывался совм с фирмами «Воут» и
«Хиллер») В нач 50 х гг были начаты раз
работки беспилотных ЛА, а после присоеди
нения к концерну «Теледайн» (в 1969) фирма
под назв «Теледайн Райан аэронотикал» в
осн Стала выпускать телеуправляемые возд
мишени и дистанционно пилотируемые ЛА
др назначений
РАЙТ (Wnght), братья Уилбер (1867—
1912) и Орвилл (1871 —1948) —амер пио
неры авиации, авиаконструкторы и пилоты,
создатели первого в мире самолёта, способ
ного совершить управляемый установивший
ся полет Родились в семье местного цер
ковного деятеля, получили ср образование
В Дейтоне (шт Огайо) в 1889 начали изда-
вать газету в собств типографии, а в 1893
открыли велосипедную мастерскую Пример
но в 1896 под влиянием работ О Лилиен-
таля и др заинтересовались авиацией
В 1900—02 в Китти Хок (шт Сев Кароли
на) совершали полеты на планерах собств
конструкции (выполнено св 1000 полётов),
проводили исследования в построенной ими
в 1901 аэродинамич трубе Разработали сие
тему управления ЛА с помощью отклонения
переднего горизонтального оперения, пере-
коса концов крыльев и поворота киля 17 дек
1903 на своем биплане «Флайер 1» (см рис
и рис в табл III) с бензиновым ПД собств
конструкции мощи 8,8 кВт и даумя толкаю
щими возд винтами совершили четыре полё
та (в первом Орвилл пролетел 36,5 м за 12 с,
Схема самотета «Фтаиер I» братьев Раит
в последнем Уилбер — 260 м за 59 с) Са
молёт со взлетной массой 355 кг разгонялся
по направляющей дл 18 м и приземлялся
на два полоза На усовершенствованных мо
делях впервые выполнены полеты по кругу
(1904), по замкнутому 39 км маршруту за
38 мин (1905), на 123,8 км за 2 ч 18 мин
(1908), с достижением выс 2998 м (1910)
Показательными полетами во Франции и Гер-
мании (1908—09) братья Р продемонстри
ровали превосходство своего самолета над
европ моделями Они получили амер патент
468 РАЗРЫВНОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
на свои самолет (1906) продали новую мо
дель самолета воен ведомству США (1908)
И лицензии на произ во неск странам орга
низовали две летные школы в США В 1909
братья Р основали в США фирму «Райт
компани» (Wright Company) по произ ву са
молетов и двигателей президентом к рой был
Уилбер (до своей смерти от тифа) а затем
Орвичл до 1914 когда он продал свои акции
В 1916 фирма вошла в состав авиац кор
порации «Раит Мартин компани» (Wright
Martin Company) края распа iatb в 1920
В 1 ю мировую войну Орвилл работал техн
консультантом на фирме «Дейтон Раит эр
плейн компани» (Dayton Wright Airplane
Company) выпускавшей гл обр воен само
леты англ конструкции (ликвидирована в
1923) участвоват в разработке беспилотного
ЛА «Баг» Позже Орвилл занимался иссле
цованиями (в частности разработал систему
автоматич стабилизации самолета) быт кон
сультантом чл нац совешат комитета по
авиации председатечем нац Совета по аэро
навтике С именами братьев Р и их бли
жайших помощников связывают 32 типа пла
неров и самолетов, к рые однако не полу
чили большого распространения Деятель
ность братьев Р отмечена мн наградами
в местах их деятельности воздвигнуты памят
ники организованы мемориалы Однако при
оритет братьев Р в создании первого само
лета официально не признавался в США
до 1942 что заставило Орвилла в 1928 в знак
протеста передать первый самолет музею в
Великобритании (возвращен в США точько
в 1948)
РАКЕТА авиационная — оружие боевой
авиации для поражения возд и наземных
целей использующее для доставки боепри
паса к цели реактивный двигатель Су шест
вуют неуправляемые и управляемые Р
Неуправляемая авиац Р (НАР) сос
тоит из боевого снаряжения (заряд взрыв
чатого вещества с поражающими элемента
ми разл назначения и взрыватель обычно
ударного действия) и РДТТ с закрепленным
на нем стабилизатором обеспечивающим
стабильность траекторий однотипных ракет
Запускаются НАР из блоков направляющих
труб или рельсовых пусковых установок Из
вестны варианты НАР снабженных простей
шей системой управления корректирующей
почет Р к цели
Начиная с 1954 все более широкое рас
пространение позучают управляемые Р
(УР) двух классов «воздух — воздух» и
«воздух — поверхность* УР — ЛА массой от
десятков до тысяч кг с дальностью полета
от нескольких до тысяч км способный ма
неврировать за счет подъемной силы крыльев
и корпуса при управлении аэродинамич по
верхностями (рулями или поворотными
крыльями элеронами или роллероиами — ги
роуправляемыми элеронами интерцептора
ми) а также газовыми рулями поворотными
соплами и т п Аэродинамич схемы УР пред
ставлены на рис 1 На УР используются
ракетные двигатели твердого топлива (одно
и двухрежимные) или комбициров ракетно
прямоточные двигатели а на дальних крыла
тых ракетах — экономичные ТРД
УР класса «воздух — воздух* (рис 2) са
монаводящиеся по методу пропорциональной
навигации (см Самонаведение) используют
для пеленгации цели радиолокац инфра
красную или чазерную головки самонаведе
ния (ГСН) Сигналы управления ракетой
формируются в автопилоте соответствующи
ми алгоритмами обработки информации от
ГСН (об относит движении цели) и от бор
товых датчиков угловых скоростей угловых
и линейных ускорений ракеты Для откчо
нения органов управления применяются ру
левые приводы трех типов электрич гид
равлич и газовые Первичными источниками
Рис 1 Аэродинамические схемы управляемых авиационных ракет а—класса «воздух—воздух*
б - класса «воздух—поверхность» I — «Фолкон* AJM 4D (США) 2 — «Сайдуиидер* АЛМЭВ(США)
3 —«Мажнк* R 550 (Франция) 4 —ASRAAM AJM 132 (Великобритания) 5 — «Спарроу* AJM 7F
(США) 6 AMRAAM AJM 120 (США) / — «Феникс» AJM 54А (США) 8 — «Мейврик* AGM 65
(США) 9— «Гарпун* AGM 84 (США) 10 — «Л^артечь* AS 37 (Франции) |1 — «Стандарт* ARM
AGM 78 (США) 12—«Экзосет* AM 39 (Франция) 13 — «Тома!авк* AGM 109 (США) 14 —ALCM
AGM 86В (США) Из представленных иа рисунке схем 1 — «бесхвостка» 2 3 — «утка* 4 — бескры
лай схема 5 — «поворотное крыло* 6—14 — нормальные схемы
питания служат электрич аккумучяторы и
батареи газобаллонные и пороховые акку
муляторы давления гидроаккумуляторы
Совр системы наведения могут представ
лять собой комбинацию из инерциальных кор
ректируемых систем с цифровыми вычисли
телями активных или полуактивно активных
радиочокац ГСН чем достигается автоном
ное наведение ракет на большой дальности
На ракетах малой дальности используются
более простые системы с инфракрасными
ГСН Боевое снаряжение ракеты включает
боевую часть (заряд взрывчатого вещества
поражающие элементы оскоточного стерж
невого или комбиниров типа предохрани
тельно испотнит механизм) и неконтактный
взрыватель В зависимости от типа ракеты
применяются радиолокац (активные полу
активно пассивные) лазерные (активные)
или инфракрасные (пассивные) неконтакт
ные взрыватели
Установился след типаж ракет класса
«воздух — воздух* ракеты малой дальности
и бтижнего возд боя (масса до [00 кг
дальность пуска — в пределах радиуса Дей
Ствия инфракрасных ГСН) ракеты ср даль
ности (всепогодные всеракурсные всевысот
ные) для поражения возд целей всех типов
(масса 150 — 250 кг дальность до 100 км)
ракеты большой дальности для перехвата
особо важных целей в сюжных условиях
(масса до 500 кг дальность до 300 км)
Точность самонаведения можно характе
рнзовать вероятностью попадания в круг за
данного радиуса В зависимости от условий
применения вероятность попадания в круг
радиусом ок 10 м для ракет с радиолокац
ГСН (масса боевой части ок 30 кг) сос
тавляет 0 6—0 9 Более точные ракеты с ин
фракрасной ГСН с той же вероятностью
попадают в круг радиусом 3—5 м (масса
боевой части 10—12 кг) Промах обусловлен
случайными и дииамич ошибками наведе
ния первые связаны с шумами управляю-
щего сигнала (угловые флуктуации прямого
или отраженного излучения цечи помехи,
внутр шумы электронной аппаратуры) вто
рые возникают в результате противоракетно
го маневра цели и систематич ошибок аппа
ратуры управления (ложных сигналов)
УР класса «воздух — поверхность» в связи
с широким диапазоном размеров уязвимости,
информац и пр свойств цели отличаются
значит разнообразием по дальности дейст
вия скорости полета (дозвуковые и сверх
звуковые) принципам пеленгации целей и
построения систем управления типам боево
го снаряжения Классификация таких Р при
ведена на рис 3
Ракеты малой дальности применяются для
атаки неконтрастных целей после визуаль
Рис 2 Схематическая компоювка \ прав пнемых
авиационных ракет класса «во<дух—воздух* 1 —
обтекатеть 2 готовка самонаведении 3 - авто
|1иют 4—р\ ть 5 — б юк питания 6 — некой
гактныи взрыватеть 7 — антенна неконтактного
взрыватечя 8 — боевая часть 9— предохрани
тетьно испотните |ьнын механизм 10 — крыто
11 — РДТТ 12 — ролчерон 1 i — топ |ивная шаш
ка 14 — Поражающие этемеиты |т — заряд
взрывчатого вещества |6 — этсктронныи бток
17 — турбогенератор 18 - датчики |Ч — р\ чевой
привод 20 — электронные бтоки 2|—гнростабн
газированный привод готовки самонаведения
22 — антенный бчок
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими	469
Рис. 3. Классификация управляемых авиационных ракет класса «воздух—поверхность».
ного обнаружения и опознавания пели При-
целивание (целеуказание), а в нек-рых сис-
темах и наведение осуществляются операто-
ром (на одноместных самолетах -- лётчи-
ком). Командное наведение выполняется по
методу «трёх точек» (цель, ракета, атакую-
щий самолёт) оператором, к-рый командами,
передаваемыми по радиокомзндной линии
нли по проводам на борт ракеты, стремится
удерживать её на линии самолёт — Цель.
В оптико-электронных (лазерных) команд-
ных системах датчики, расположенные на
борту ракеты, получают ориентацию относи-
тельно цели в информац. поле, создаваемом
пространственно-временной модуляцией ла-
зерного излучения с борта носителя Нап-
равление на цель, относительно к-рого созда-
ётся модуляция, задаётся вручную операто-
ром или определяется автоматически по ин-
формац. признакам цели В поле может быть
за координировано неск. целей и осуществле-
но наведение неск. ракет на каждую цель
В системах лазерного полуактивного само-
наведения лазерные ГСН ракеты пеленгуют
цель, освещённую лучом лазера с самолёта-
носителя, спец, самолёта (вертолёта)-под-
светчика или с земли Луч лазера удержи-
вается на цели либо оператором вручную, ли-
бо автоматизиров. следящей системой
(напр , с телевиз. пеленгатором) по первич-
ному целеуказанию оператора. В системах
телевизионного самонаведения отклонение
от направления на цель определяется сравне-
нием текущего изображения приёмной элек-
тронно-лучевой трубки телевиз. ГСН ракеты
с эталонным изображением, зафиксирован-
ным в памяти головки оператором при пер-
вичном целеуказании Эталон по мере сбли-
жения с целью автоматически обновляется
По принципам запоминания и сравнения с
Эталоном информац признаков цели разли-
чают системы контрастные, яркостные и кор-
реляционные. Тепловизорные системы отли-
чаются от телевизионных тем, что чувствит
элементы их приёмных трубок работают не
в видимой, а в ИК области спектра, что
позволяет применять их как в дневное, так
и в ночное-время. Ошибка наведения, выяв-
ленная координатором цели лазерного, теле-
визионного или тепловизорного типа, исполь-
зуется для формирования сигнала управле-
ния ракетой по методу прямого наведения
или пропорциональной навигации. В систе-
мах, управляемых вручную или полуавтома-
тически. ошибки наведения обусловлены гл
обр неточностью целеуказания или форми-
рования команд оператором. Диапазон про-
махов: от прямых попаданий до' кругового
вероятного отклонения EK11„«siO м.
Для атаки цели без входа в зону её ПВО
применяются ракеты ср. Дальности (30 —
300 км). Пеленгация цели осуществляется
по её эл.-магн. излучению (радиолокаторы
системы ПВО), по радиоконтрасту (корабль
в море) или по телевизионно-радиокомандной
линии связи Для поражения излучающих
целей используются самона водящиеся раке-
ты с пассивными ГСН, чувствительными в
спектральном диапазоне ожидаемого излуче-
ния цели. Радиоконтрастные цели поражают-
ся ракетами с комбиниров. системами наве-
дения: инерциальными (по первичному целе-
указанию с борта самолёта-носителя) с пере-
ходом на самонаведение после захвата цели
активной (возможно пассивной или полуак-
тивной) ГСН ракеты. Телевизионно-команД-
ные системы позволяют осуществлять наве-
дение ракет на любые различимые в види-
мом спектре цели. Оператор на командном
пункте управляет полётом ракеты с помощью
радиокоманДной линии по телевиз. изобра-
жению, передаваемому с борта ракеты, ори-
ентируясь L-иерва по изображению местнос-
ти. по линиям (дороги, реки) или но ориенти-
рам. Когда в поле зрения телевиз. координа-
тора ракеты появляется цель, оператор
производит наведение командами или пере-
ключает систему на самонаведение по зафик-
сиров. целеуказанием эталону.
Погрешность наведения ракет ср. даль-
ности — от прямых попаданий (в крупнораз-
мерную цель типа корабля, моста) до Екиий;
й; 10 м при наведении на радиолокаторы из-за
переотражения их излучения от земли-
Стрзтегич. ракеты большой дальности с
ядерными боеголовками управляются по про-
грамме, контролируемой инерциальной сис-
темой наведения. Совр, крылатые ракеты
снабжены инерциальной системой, корректи-
руемой в заранее выбранных зонах коррек-
ции системой ориентации по физ. полям зем-
ли или по рельефу местности Разрабатыва-
ются более точные системы ориентации уп-
равляемых Р. Класса «воздух — поверх-
ность», основанные на корреляц идентифи-
кации информации, подучаемой в полёте, с
введённой в память ЭВМ ракеты «фотогра-
фией» цели или местности, полученной в ви-
димой, И К, радиочастотной (путем активной
радиолокации или радиометрии) областях
спектра, а также в магн. поле-
Необходимым условием использования
систем коррекции является введение в па-
мять ЭВМ ракеты априорной информации с
признаками зоны коррекции (или цели) для
идентификации. Боевые части управляемых
Р. класса «воздух — поверхность» специа-
лизированы соответственно уязвимости по-
ражаемых целей: кумулятивные и бронебой-
ные Др типов — для поражения брониров.
техники прямым попаданием; фугасные —
для поражения наземных сооружений,
трансп. средств, радиолокаторов и т, п.; фу-
гасные проникающего действия (бетонобой-
ные) — разновидность фугасных для пора-
жения железобетонных сооружений, ВПП
и т. 1г ; кассетные, снаряжаемые суббоепри-
пасами разл назначения, в г. ч управляе-
мыми; ядерные.	А Д Кузьминский
РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — вещество или со-
вокупность веществ, представляющих собой
источник энергии и рабочего тела для ра-
кетного двигателя. Осн показателями Р. т_.
определяющими его эффективность, являют-
ся тяга, развиваемая ракетным двигателем,
Отнесённая к секундному расходу топлива
(уд. импульс тяги), и плотность топлива. Уд.
импульс тяги увеличивается с увеличением
тепловыделения (теплоты сгорания топлива)
и'уменьшением мол. м. продуктов сгорания.
Уд. нм пульс тяги большинства Р. т. увеличи-
вается с увеличением содержания в них во-
дорода, а их плотность уменьшается.
Классификация применяемых Р т. основа-
на на их физ состоянии: твёрдое топливо
(ТРТ), жидкое и сжиженное (ЖРТ) ТРТ
состоит из смеси неорганич окислителя и
горючего в чистом виде (пороха) или с до-
бавками полимерного связующего (СТРТ —
смесевое твёрдое ракетное топливо). В ка-
честве ТРТ также используются вещества,
у к-рых 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 высоко-
энергетич. горючие и окислители и рззл. при-
садки. ТРТ изготовляются в виде блоков и
шнуров.
ЖРТ разделяются на одно- (унитарное),
двухкомпонентное и пусковое- Однокомпо-
нентное топливо представляет собой вещест-
во, в к-ром горючее и окислитель объеди-
нены в одном компоненте в виде хим. соеди-
нения или устойчивой смеси. Двухкомпо-
нентное ЖРТ предназначено Для двигателей
с раздельной подачей в камеру сгорания го-
рючего и окислителя. В качестве горючих
применяются в осн. гидриды (углеводороды,
гидразин, его производные) и водород, в ка-
честве окислителей — жидкий кислород, ок-
сиды азота и азотная кислота. Применяются
само- и несзмовоспламеняюшиеся топлива.
Пусковое топливо представляет собой ве-
щества, используемые в ЖРД только в период
его пуска для обеспечения воспламенения
осн. несамовоснламеняюсцегося топлива в ка-
мере сгорания (напр,. смесь триэтилалюми-
ния с триэтилбором),
По уд импульсу ТРТ уступают жидким,
т- к. из-за хим. несовместимости не всегда
удаётся использовать в составе ТРТ энерге-
тически эффективные компоненты. См так-
же Твёрдое ракетное топливо.
Лит.' 3 ре-10 в В. Н, Серегин Е II . Жидкие
ракетные топлива. М _ 1975, Химмотология ракетных
и реактивных топлив, М . |987	А Ф Жигач
РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(РПД) — комбинированный двигатель, соче-
тающий принципы работы ракетного двига-
теля (ЖРД. РДТТ) и ПВРД (см. рис.).
В ракетном двигателе (газогенераторе) при
высоком давлении сжигается топливо с, не-
достатком окислителя, и продукты неполного
сгорания подаются через сопла в камеру сго-
рания ПВРД, где Догорают в потоке возду-
ха, одновременно производя его эжекцион-
ное сжатие. Эффект эжекцни и использова-
ние топлив с высокой теплотой сгорания поз-
воляют увеличить лобовую тягу и понизить
нач- скорость включения двигателя по срав-
нению с обычным ПВРД. Теоретически РПД
может иметь тягу на старте, но практически
его целесообразно использовать, начиная
со скорости, соответствующей Маха числу
полёта	т. е. со стартовым уско-
рителем Эффект эжекцни и дожигания топ-
лива в тракте ПВРД повышает экономич-
470 РАКЕТНОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Схема ракетно-примотомного двигателя твёрдого
топлива 1 — набегающий поток воздуха, 2 —
воздухозаборник, 3 — газогенератор, 4 — камера
сгорания, 5 — реактивное сопло, 6 — вытекающие
газы, 7 — миогосопловый блок газогенератора,
в — заряд твёрдого топлива
ность (уд. импульс) РПД в неск, раз по срав-
нению с ракетными двигателями. Однако по
этому показателю РПД уступает обычному
ПВРД.
РПД может быть использован на ракетах
при полёте в плотных слоях атмосферы. Наш-
ли применение РПД твёрдого топлива
(РПДТ), входящие в интегральную компо-
новку «малообъёмных» ракет (см Прямоточ-
ный воздушно-реактивный двигатель]. В
РПДТ применяются топлива, содержащие
металлы (магний, алюминий), бор и др. теп-
лопроизводит элементы. Применение в
РПДТ многосопловых блоков газогенерато-
ров позволяет сократить длину прямоточной
камеры сгорания и повысить полноту дожи-
гания топлива в воздухе.
Лиг -Курзииер Р И, Реактивные двигатели
для больших сверхзвуковых скоростей полета, VI ,
1989	В А Сосунов
РАКЁТНО-ТУРБЙ Н НЫ Й ДВИГАТЕЛЬ
(РТД) — комбинированный двигатель, в
к-ром сочетаются элементы турбореактивного
и ракетного двигателей. В РТД компрессор,
сжимающий атм. воздух, приводится во вра-
щение турбиной, работающей на продуктах
сгорания газогенератора (ГГ), представ-
ляющего собой ракетный двигатель. Осн.
разновидности РТД: по принципиальной схе-
ме — РТД со смешением потоков продуктов
сгорания Г Г и воздуха за компрессором —
РТДсм (рис. 1), РТД с раздельными потока-
ми — РТДр (рис. 2), по типу используемого
топлива — РТД жидкого топлива (РТДЖ),
Рис- 1. Схема РТД со смешением потоков: I -
компрессор, 2 — газогенератор, 3 — турбина, 4 —
стабилизатор пламени, 5 — камера сгорания, 6 —
сопла
Рис. 2, Схема РТД с раздельными потоками
I — компрессор. 2 — газогенератор, 3 — турбина,
4—камера сгорания наружного контура, 5 — ка-
мера сгорания внутреннего контура, 6, 7 — сопла
соответственно наружного и внутреннего контуров
РТД твёрдого топлива (РТДТ), РТД газо-
образного топлива (РТДГ), РТД гибридною
топлива и воздушно-реактивные РТД, ис-
пользующие в качестве топлива горючее при
работе ГГ ракетного двигателя на газифи-
цированном и подогретом горючем или на
переобогащённой смеси воздух — горючее
(РТД «пароводородной» схемы - РТДп,
РТД с системой ожижения части воздуха,
отбираемого за компрессором,— РТДож и
Др.); по конструктивной схеме — РТД с пря-
мой связью роторов компрессора и турбины,
РТД с редуктором, понижающим частоту вра-
щения ротора компрессора по сравнению с
частотой вращения ротора турбины Термо-
дииамич. цикл РТД, как и любого комби-
ниров. двщателя, состоит из двух циклов:
генераторного ракетного цикла (цикла ГГ)
и основного (рабочего) возд. цикла с обме-
ном энергии между ними и передачей ме-
ханич. работы (в РТДр) или работы и теп-
лоты (в РТДсм) Относит, работа и термин,
кпд тр осн цикла РТД выше соответствую-
щих параметров циклов форсированных ТРД
(или ТРДД) благодаря увеличению степени
повышения давления в цикле Г Г и степени
теплоподвода, что при использовании одного
и того же топлива обусловливает тяюво-
экон. преимущества РТД перед форсирован-
ными ТРД (или ТРДД). Уд. масса РТД
ниже, чем ТРДДФ, вследствие увеличения
давления в цикле ГГ и уменьшения размеров
ГГ Высотно-скоростные хар-ки РТД, исполь-
зующего ракетное топливо, занимают проме-
жуточное положение между хар-ками ЖРД
и ТРДФ (или ТРДДФ), РТД имеют пре-
имущества перед смешанной силовой уста-
новкой, состоящей из ТРДФ (или ТРДДФ)
и ЖРД, обеспечивая при равных с ней зна-
чениях тяги более низкие уд. расходы топ-
лива, а при одинаковых уд. расходах топли-
ва обладают лучшими габаритными и высот-
ными показателями.
В 80-х гг. РТД ещё не нашли практич. при-
менения.	Р И. Курзииер
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (РД) — реак-
тивный двигатель, использующий для рабо-
ты только вещества и источники энергии,
имеющиеся на переметающемся аппарате
(летательном, наземном, подводном) В за-
висимости от вида энергии, преобразующей-
ся в РД в кинетич. энергию реактивной струи,
различают хим ракетные двигатели (ХРД),
ядерные ракетные двигатели (ЯРД), элек-
трич. ракетные двигатели (ЭРД). В процес-
сах преобразования первичной энергии в ки-
нетич. энергию реактивной струи участвует
рабочее тело РД В ХРД источники энергии
и рабочего тела совмещены в хим. ракетном
топливе.. Для ЯРД и ЭРД характерны
раздельные источники энергии и рабочею
тела.
ХРД по агрегатному состоянию топлива
разделяются на жидкостные ракетные дви-
гатели (ЖРД), ракетные двигатели твёрдого
топлива (РДТТ), РД на гибридном, желе-
образном (тиксотропном), псевдоожиж. и
газообразном топливе. Широкое применение
получили ЖРД и РДТТ. Тяга РДТТ дости-
гает 12 МН, удельный импульс тяги — 2,5 —
3 км/с Макс, тяга ЖРД приближается к
10 МН, уд. импульс достигает 4,5 — 5 км/с.
В ЯРД используется теплота, выделяю-
щаяся в реакторе в результате цепной реак-
ции деления, или энергия радиоактивного
распада. Уд. импульс тяги ЯРД может зна-
чительно превышать уд. импульс тяги, раз-
виваемый ХРД. ЯРД находятся в стадии изу-
чения и создания эксперим. образцов.
Для ЭРД характерен весьма высокий уд
импульс тяги, в десятки и сотни раз превы-
шающий уд. импульс тяги ХРД. Созданы
эксперим. образцы ЭРД: электротермия.,
эл.-магн., электростатический (ионный)
Ю. В Ильин
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОЮ
ТОПЛИВА (РДТТ), пороховой _1 н   .i
тель, — ракетный двигатель, работа н и ।, > 111
на твердом ракетном топливе. РДТТ шир<
ко применяются в качестве стартовых и м(|р
шевых двигателей ракет разл. классов и
реактивных снарядов В авиац и космич.
технике используются как ускорители взлёта
самолётов, для отделения и увода отрабо-
тавших ступеней космич. ракет, обеспече-
ния мягкой посадки при десантировании гру-
зов, в системах аварийного спасения экипа-
жей ЛА и др.
Общими элементами любого РДТТ являют-
ся (рис 1): корпус 1 (камера сгорания),
заряд твёрдого ракетного топлива 2, солло-
вый блок 3, воспламенитель 4, электрозапал
5 и тепловая защита Заряд топлива либо
свободно вложен в камеру сгорания в виде
одной или неск. шашек, либо скреплён с её
стенками путём заливки в камеру топлива в
полужидком состоянии с последующим его
отверждением. Изменение пов-сти горения
по времени работы РДТТ определяет харак-
тер изменения тяги двигателя (тяга постоян-
ная, увеличивается, уменьшается, изменяет-
ся ступенчато). Применяются канально-ще-
левые, звездообразные, торцевые и др. заря-
ды (рис. 2). Участки пов-сти, к-рые необхо-
димо исключить из процесса горения, брони-
руются покрытиями из резинотканевых мате-
риалов Для изготовления корпусов РДТТ
применяются высокопрочные стали, алюм. и
титановые сплавы, а также композиц. мате-
риалы Воспламенит, устройство располага-
ется, как правило, на переднем днище корпу-
са и служит Для создания нач давления и за-
жигания заряда топлива. Сопловой блок пре-
образует тепловую энергию продуктов сго-
рания топлива в кинетич энергию газовой
струи. Вкладыш соплового блока, образую-
щий горловину сопла, как самый теплона-
пряжённый Элемент РДТТ, изготовляется из
тугоплавких материалов (графит, вольфрам,
молибден) или эрозионностойких прессмате-
риалов. Для тепловой защиты внутр. Стенок
корпуса РДТТ и раструба сопла применяют-
ся стекло-, угле- и органопластики, прессма-
териалы на основе асбеста и фенольных смол,
Рис. 1, Конструктивная схема РДДТ 1 — корпус:
2— заряд твёрдого гоптнва, 3 — сопло, 4 —
воспламенитель, 5 — запал
б	в
Рис. 2. Различные формы зарядов-РДТТ. а — ка-
нально-щелевой, б — звездообразный, в — торце-
вой, 1 — бронирующее покрытие; 2 канал, 3 —
щеть

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво
471
Осн требования предъявляемые к тепловой
защите — низкая теплопроводность и малая
скорость деструкции при воздействии высо
котемпературного потока газа
РДТТ может иметь дополнит устройства
служащие для управления вектором тяги
Изменение тяги осуществляется регулирова
нием критич сечения сопла или вскрытием
сопел противотяги прекращение юрения за
ряда топлива (напр для обеспечения задан
ной скорости в конце активного участка тра
ектории) достигается резким сбросом давле
ния в камере сгорания путем открытия спец
окон либо впрыском охлаждающей жидкое
ти Направление вектора тяги изменяется с
помощью газовых рулей помещаемых в вы
текающую струю газа поворотных сопел не
симметричным вспрыском жидкости или вду
вом газа в сверхзвук часть сопла и др
Несмотря на Сравнительно малый уд нм
пульс тяги (2 5—3 км/с) РДТТ имеют су
ществ преимущества возможность получе
ния большой тяги (до 12 МН и более) высо
кая степень готовности к пуску возможность
длит хранения простота и компактность кон
струкции высокая надежность и простота
эксплуатации
Лит Фахрутдинов И X Ракетные двшатечи
твердого топтива Ч 1981
РАКЕТНЫЙ САМОЛЕТ — реактивный са
молет на к ром в качестве осн двигателя
используется ракетный двигатель Первые
Р с с ЖРД были созданы в Германии (Хейн
кель Не 176 в 1939 и Мессершмитт Me 163
в 1941) и в СССР {БИ 1 1942) Необхо
димость иметь на борту ЛА и горючее и окис
лнтель существенно ограничивает распола
гаемую Продолжительность полета Р с по
этому их предполагалось использовать гл
обр в качестве истребитетей перехватчиков
(после взлета и скоротечного возд боя такой
самолет должен был из за нехватки топлива
совершать планирующий полет и посадку с
неработающим двигателем) Во 2 и пол 40 х
и в 50—60 х гг в США для исследования
проблем достижения больших скоростей по
лёта был построен ряд эксперим Р с с возд
стартом с самолета носителя (чтобы не рас
ходовать ракетное топливо также и иа взлет
и нач набор высоты) Большая тяга ЖРД
при небольших его габаритах аэродинамич
и конструктивные особенности этих самоле
тов (применение тонких прямых или стрело
видных крыльев умеренного и малого удли
нения и материалов способных противосто
ять аэррдинамич нагреванию) позволили
впервые преодолеть звук барьер (Р с Белл
X 1 14 окт 1947) а затем впервые достиг
нуть скоростей в 2—3 раза превышающих
скорость звука (Белл X 1А X 2 и др ) Даль
нейшее развитие практич реактивной авиа
ции шло по линии совершенствования бо
лее экономичных ВРД См также Ракета
план
РАКЕТОПЛАН — летат аппарат траекто
рия к рого включает разгон и набор высоты
с помощью ракетного двигателя и последую
щее планирование (отсюда назв ) с выключ
двигателями за счет аэродинамич подъем
ной силы крыла или несущего корпуса Ввн
ду большого расхода топлива ракетным дви
гателем фаза активного участка полёта с
работающим двигателем сравнительно не
продолжительна (неск минут) но достигае
мые при этом скорость и высота могут быть
в зависимости от типа разгонного двигателя
весьма большими вплоть до орбитальных
Вследствие этого участок планирования
имеет большую протяженность достигаю
щую межконтинентальной Для увеличения
скорости и высоты в конце активного участ
ка р может иметь сбрасываемые элементы
(топливные баки разгонные ракетные бло
ки) вместо старта с земли возможен запуск
Р с самолета носителя
Идеи создания Р выдвигались в 20—30 х
гг в исследованиях возможного типа космич
корабля (К Э Циолковский Ф А Цан
дер и др ) В 1944 Э Зенгер (Германия)
разработал проект дальнего гиперзвук бом
бардировщика ракетоплана летающего у
границы атмосферы с суборбитальной ско
ростью При этом предлагаюсь увеличить
дальность полета испотьзуя движения в ат
мосфере по волнообразной траектории а не
планирующий спуск
В 50 х гг в США фирмой «Норт Амери
кии» был создан эксперим гиперзвук Р X 15
(рис в табл ХХХШ) запускавшийся с са
молета носителя В 52 В 1959—67 три эы
этого Р выпотнили 199 пилотируемых поле
тов При этом были достигнуты (в разл поле
тах) скорость 7297 км/ч (Маха число поле
та №„=6 72) и выс 107 960 м
В 1957—63 фирма «Боинг» и ВВС США
проводили работы по проектированию орби
татьного Р X 20 предназначенного для
выхода на орбиту и широкого маневрнро
вания с использованием аэродинамич сил
при спуске в атмосфере Ряд проектов орби
тальных Р разрабатывался и в др Странах
В В CKunenKj
РАКОВ Василий Иванович (р 1909) —сов
летчик ген майор авиации (1958) проф
(1969), д р воен мор наук (1967) дважды
Герои Сов Союза (1940 1944) В Сов Армии
с 1928 Окончил Ленингр воен теоретич
школу летчиков (1929) I ю Воен школу
летчиков (1931) Воен школу мор тетчиков
(1931) Воен мор академию (1942) Высш
воен академию (1946 позже Воен академия
Генштаба Вооруж Сил СССР) Участник
совете ко финляндской и Великой Отечест
венной войн В ходе воины был ком мор
авиабригады зам ком 3 й особой Севасто
польской авиагруппы пом ком штурмовой
авиадивизии ком авиаполка Совершил
свыше 170 боевых вытетов участвовал в по
топлении 12 корабтей и судов противника
После войны ком авиасоединения с 1948
на преподавательской работе в Воен мор
академии в 1952—70 зам нач затем иач
кафедры академии Награжден 2 орденами
Ленина 3 орденами Красного Знамени ор
денами Отечеств войны 1 й степ Красной
Звезды медалями Бронзовый бюст в Санкт
Петербурге Портрет см на стр 468
Соч Крылья нлд морем 1 1974 В авиации —
моя жизнь Л |988
Лит Катиниченко А Ф Всегда впереди в
его кн lepju неба Копии и играл 1982
рАмПА (франц гашре от гатрег — под
ниматься отлого быть покатым) — створка
люка грузовой кабины ЛА совмещенная с
трапом Обычно применяется на трансп са
молетах (вертолетах) Габариты Р зависят
от размеров и грузоподъемности ЛА Р обес
печивает герметичность грузовой кабины
обтекаемость фюзеляжа, погрузку выгруз
ку колесной и гусеничной техники и грузов
парашютное десантирование техники грузов
и людей
Открытие Р на земле даёт возможность
проводить погрузочно разгрузочные работы
с применением верхнего погрузочного
оборудования и вентилировать грузовую ка
бину По способу открытия различают Р
поворотные (поворачиваются на шарнирах
вокруг оси навески на пороге грузового лю
ка) Откатные (откатываются по рельсам от
люкового проема) сдвижные (сдвигаются с
помощью качалок илн водил из люкового
проема) Обычно Р размешаются в задней
части грузовых кабин На нек рых самолетах
они размещаются также и в передней части
Н П Сербул
РАНВЕРСМАН — фигура пилотажа, то же
что поворот на горке
РАНКИНА (РЕНКИНА) — ГЮГОНЬО
ФОРМУЛА - см в ст Гюгоньо адиабата
М М Раскова
В Л Расторгуев
РАСКОВА Марина Михайловна (1912—43)
— сов летчица штурман майор Герой Сов
Союза (1938) С 1932 работала в аэронави
гац лаборатории Воен возд академии РККА
им проф Н Е Жуковского (ныне ВВИА)
В 1934 получила звание штурмана в Центр
уч комбинате ГВФ Окончила школу пилотов
Центр аэроклуба Осоавиахима (1935) Со
вершила перелеты Москва — Актюбинск
(1937 совм сВ С Гризодубовой) Севасто
ноль — Архангельск (1938 совм сВ Ф Ло
мако и П Д Осипенко) Москва — пос Кер
би (ныне село им Полины Осипенко Хаба
ровского края 1938 совм с Гризодубовой
и Осипенко) С 1938 в Кр Армии Участница
Вел Отечеств войны Командовала авиа
группой по формированию женских авиапол
ков ком женского бомбардировочного авиа
полка Награждена 2 орденами Ленина Ор
деиом Отечеств воины 1 й степ (посмертно)
Погибла в авиац катастрофе при исполне
нии служебных обязанностей Урна с прахом
в Кремлевской стене Именем Р назв Там
бовское высшее воен авиац уч ше летчиков
Сои Записки штермана 2 изд VI 1976
Лит Via р ко в а Г И Влет о Герое Советски
го Союза VI VI Расковой Ч 1986
РАСПОЗНАВАНИЕ ЦЕЛИ — отнесение об
наружениой цеди к определ классу объек
тов обладающих общими свойствами (приз
наками) Про iecc Р ц состоит в сравнении
текущей информации об объекте получае
мой с помощью визирных устройств или Зрн
тельно с эталонными образами целей содер
жащимися в памяти вычислит системы илн
человека и в принятии решения о классифи
кации объекта Вероятность Правильного Р
ц повышается с увеличением числа призна
ков и улучшением качества их измерения
бортовыми системами и с ростом информа
тивности эталона Для решения задач Р ц
наиболее пригодны информац системы обес
печивающие высокое разрешение элементов
объекта и специализир ЭВМ матричного
типа с параллельной обработкой больших
массивов информации либо оптико электрон
ные системы гоюграфич типа
Отд задачей является опознавание гос
принадлежности ЛА
РАСТОРГУЕВ Виктор Леонидович (1910—
45) - сов летчик испытатель планерист
мастер спорта СССР (1937) В 1931 окончил
Высш летно планерную школу Осоавиахима
Провел испытания ЛА конструкции В Н Бе
ляева с крылом пониженной жесткости типа
«бабочка» что сыграло существ роль в соз
дании самолетов с «гибкими» крыльями
Участник Вел Отечеств войны С 1945 лет
чик испытатеть самолетов Як Первым в
С ССР провет спец испытания на перевер
нуты и штопор самолета Як 3 исследовал его
противоштопорные свойства и отработал ре
комендации по выводу самолета из штопора
Провет особо сложные испытания истреби
телей Як на флаттер и модифицир Як 3 с
жидкостным ракетным ускоритетем — Як
ЗРД Установил ряд всесоюзных и мировых
рекордов по планерному спорту Погиб в ис
472 РАКЕТНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
пытат полёте Награжден орденами Красно
го Знамени, «Знак Почёта», медалями Име
нем Р назван кратер на Луне
РАСХОД ВОЗДУХА в авиационном
дв и га тел е — отношение количества воз
духа, поступающего в двигатель из атмосфе
ры, ко времени его поступления р в дости
гает в мощных ТрДД с большой степенью
двухконтурности 600—700 кг/с во взлетных
условиях, в малоразмерных ГТД — 1 —
25 кг/с С увеличением высоты полёта Р в
уменьшается из за падения плотности возду
ха С увеличением скорости полёта Р в
возрастает вследствие повышения входного
давления скоростным напором Наряду с
удельной тягой Р в является одним из
осн факторов, определяющих габариты дви
гателя заданной тяги
РАСХОД РУЛЕЙ — углы отклонения рулей
управления летчиком посредством рычагов
управления и (или) от автоматич устройств
Для нерезервир систем управления предель-
ные Р р , реализуемые системами, обычно
не превышают 25% их макс хода 6n)jX По
мере повышения уровня автоматизации сис
тем управления Р р от автоматики увелн
чивались Они могут достигать значений
РАСХОД ТО ПЛИ ВА — выражается в абс
и относит величинах К первым относится
расход топлива за все время полёта от аэро
дрома отправления до аэродрома назначения
или на отд этапах полёта К относит вели
чинам относятся 1) удельный Р т в кг
топлива на 1 кВт в I ч — у ПД и ТВД и в кг
топлива на 1 Н тяги в 1 ч — у ТРД Удель-
ный Р т — одна из осн хар-к двигателей,
2) часовой Р т в кг топлива на 1 ч
полёта, 3) километровый р т в кг топ
лива на 1 км пути Два последних показате
ля могут выражаться осредненным значе-
нием, когда принимается полный расход топ-
лива от Старта до посадки, или показате
лем, соответствующим Р т только на крей
серском участке полёта, при этом исключает-
ся расход топлива на набор высоты и сни-
жение перед посадкой, 4) Р т , приходящийся
на 1 пасс км или 1 т-км См также ст
Удельный расход топлива
РАСЦЕПКА — механич разделение элемен-
тов конструкции ЛА в полете Применяется
при отделении элементов подвески (бомб,
ракет, подвесных топливных баков и т Д )
□т самолета, разделении блоков (модулей)
или ступеней многоступенчатых космич ЛА,
в 30 е гг применялась при отделении само
лётов от «авиаматки»
Осн требование при Р — исключение воз
можности соударения расцепляющихся эле-
ментов Р производится по узлам механич
связи с одноврем или предшествующим Р
разъединением электрич , гидравлич и лнев
матич коммуникаций связывающих разде
ляющиеся элементы системы Р реализует
ся в разл конструкциях с помощью механич
замков, пиротехн устройств (пироболты),
вспомогат РДТТ, пружинных или пневматич
толкателей Р предшествует запуску двига-
теля след ступени многоступенчатого кос
мнч ЛА или осуществляется после его вклю-
чения В ряде конструкций для Р исполь-
зуют аэродинамич силы Однако этот способ
эффективен лишь в определ диапазоне вы
сот и скоростей полёта ЛА В разреж слоях
атмосферы и в космосе Р осуществляется
с помощью механич устройств и систем со
спец РД Сокращение времени Р уменьшает
потери скорости ЛА
РАСЧЕТНАЯ НАГРУЗКА— предельное зна
чение внеш нагрузки, по к-рому производит-
ся расчёт конструкции ЛА на прочность Кон-
струкция не должна разрушаться при нагруз
ках меньших Р н Значение Р н определи
ется для каждого расчётного случая как про-
изведение эксплуатационной максимальной
нагрузки на коэффициент безопасности
РАСЧЕТНЫЙ РЕЖИМ РАБОТЫ ДВИГА-
ТЕЛЯ — задаваемый при проектировочном
расчете авиац ВРД режим его работы При
проектировании определяются размеры про
ходных сечений проточной части двигатели
и его составных частей — компрессора, тур-
бины, камеры сгорания, реактивного сопла
и т Д Размеры проточной части должны
соответствовать установленным в техн зада-
нии требованиям к осн показателям дви-
гателя на расчетном режиме — тяге (мош
ности) уд расходу топлива и др При пред
варит проектировании авиац ГТД иногда в
качестве расчётного принимается режим
макс тяги (мощности) на взлете У дик
гателей много режим ных ЛА выбор размеров
Проточной части должен удовлетворять тре
бованиям к показателям на всех осн режи
мах полета Напр , при проектировании дви
гателя для сверхзвук пасс самолета зада-
ются тяга и уд расход топлива на режимах
крейсерского полета со сверх- и дозвук ско
ростями, тяга и допустимый уровень шума
на взлётном режиме, тяга на режиме поле-
та с околозвук скоростью В подобных слу-
чаях согласование размеров проточной части
с требованиями к осн показателям двига
теля обеспечивается регулированием его эле-
ментов (поворотом лопаток направляющих
аппаратов компрессора, сопловых аппаратов
турбины, створок сопел и др ) Размеры про
точной части являются исходной информа
цией для проектировочного расчета двига
теля на прочность с учетом наиболее напря-
женных режимов его работы При этом кон
фигурация проточной части и конструктив
ная схема двигателя уточняются для обеспе
чения необходимого ресурса и надёжности
двигателя	М М Цховребов
РАСЧЕТНЫЙ СЛУЧА Й — случай экстре
мальцых условий эксплуатации ЛА, подле
жащий обязательному учёту (расчету) при
проектировании ЛА Р с , напр , являются
посадка на воду дальнего пасс самолёта
при выборе его аэродинамич схемы, отказ
двигателя критического при проектировании
органов управления, болтанка при расчётах
на прочность и определении ресурса авиац
конструкции
РАФАЭЛЯНЦ Арам Назарович (1897—
1960) — сов авиаконструктор После окон-
чания Николаевского городского уч ща
(1915) работал в 4 м Кавказском авиаотря
де (1916—19) Участник Гражд войны В
1922 поступил в Академию Возд Флота
им проф Н Е Жуковского, где построил
авиетку РАФ 1 (1925) и легкий самолет
РАФ 2, совершивший перелеты из Москвы в
Одессу и Берлин (1927) работал на авиац
з де (1927—33) где занимался вопросами
прокатки нержавеющей стали В 1933—41
создавал модификации самолёта Р 5 Н Н
Поликарпова На пасс варианте ПР 5 этого
самолёта летчик В С Молоков совершил пе
релёт Москва — о Диксон (1935) р спро
ектировал и построил легкие пасс самолеты
РАФ 11 и РАФ-Ибис (1937—39) В 1946—
60— в ЛИИ, где построил (1957) эксперим
вертикально взлетающий аппарат «Турбо
лет» (рис в табл XXVI) с ГТД АЛ 9Г На-
граждён орденами Трудового Красного Зна-
мени, «Знак Почета», медалями
РБВЗ — сокращенное назв Русско Балтийс-
кого вагонного завода, используемое иногда
в обозначениях построенных им самолётов
РД— 1) распространенное назв самолета
АНТ 25 (см Ту), построенного с целью вы
полнеяия рекордных беспосадочных переле
тов (РД — рекорд Дальности)
2) Обозначение нек рых авиац двигате-
лей, в их числе ЖРД для эксперим самоле-
тов (РД 1 А М Исаева для реактивного ист
ребителя БИ 1, ускорители РД 1 и РД-1ХЗ
В П Глушко и т д ), автопульсирующнй
А Н Рафалянц
О Реи но чьдс
ВРД РД 13 В Н Челомея, ТРД, строившие-
ся в СССР в первые годы после Вел Оте-
честв войны по зарубежным образцам
(РД 10, РД 20, РД 45, РД-500), ряд ТРД
отечеств конструкции, напр РД ЗМ РД-9Б
(см АЛ1), РД36 51А (см ВД), РД-33
(см ВК)
РЕАКТИВНАЯ СИЛА — см Тяга двигателя
РЕАКТИВНОЕ СОПЛО — выходной канал
реактивного Двигателя, в к-ром происходит
преобразование потенциальной энергии газа
в его кииетич энергию Путем регулирования
миним площади Р с Г, (см рис ) дости
гается высокоэффективная работа располо-
женных перед ним элементов двигателя (га-
зогенератора, форсажной камеры и др ) Те
чение в Р с должно происходить с миним
потерями для получения макс тяги двига-
теля Для достижения высоких лётных хар к
ЛА на всех режимах полёта требуется точ
ное со!ласование внутр контура Р с с внеш
обводами силовой установки Поэтому необ
ходимо осуществлять не только указанное
регулирование F,, но и регулирование пдоща
дн Fc выходного сечения Р с
С помощью Р с в ряде случаев управ-
ляют значением и направлением вектора тя
ги (см Управление вектором тяги), реверси-
руют тягу (см Реверсивное устройство) и
уменьшают шум выходящей из Р с газовой
струи Конструкция Р с должна быть рабо
тоспособной при высокой темп ре, обеспечи-
вать герметичность н иметь малую массу
Р с могут быть разделены на два типа
суживающиеся, в к рых площадь попереч
ного сечения по длине уменьшается, и сужи-
вающиеся — расширяющиеся (типа Лаваля
сопла), в к рых площадь поперечного сече-
ния по длине сначала уменьшается, а затем
увеличивается Их также различают по фор
ме проходных сечений Круглые, кольцевые,
прямоугольные («плоские») и Др Выбор фор-
мы сопла определяется мн факторами, глав
ними из к-рых являются рациональная (с
наименьшим внеш сопротивлением) компо-
Схемы регу гируемых реактивных сопел а — су
живающееся—расширяющееся сопло с непрерыа
ным контуром б— суживающееся—расширяющее
ся сото с разрывом контура в — сото с цент
ратьным тетом, г—ihockoc сопю
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт
новка на ЛА, возможность управления век
тором тяги снижение уровней ИК излуче
ния, шума и т п Контуры Р с для уменьше
ния гидравлнч потерь стремятся выполнить
плавными В этом случае потери обусловле
иы в осн трением, и в первом приближении
течение газа в Р с можно рассматривать
изоэнтропическим и одномерным В Р с с
большими углами суживающейся и расти
ряющейся частей, при наличии угловых то
чек в его контуре а также в Р с иеосеснм
метрнчной формы течение нельзя считать од
номерным В этом случае возникают также
газодинамнч потери (напр , в скачках уп
лотнения) определение к рых возможно
лишь в результате двух и трехмерных рас
четов течения в Р с
Истечение из суживающегося—расти
ряющегося сопла при больших степенях по
н иження давлен ня л*(л£=р£/ри, где р*— пол
ное давление газа перед соплом, рн — давле
ине в окружающей среде) происходит т о ,
что в выходном сечении Р с давление рс не
связано с давлением в окружающей среде
и зависит только от р* площади выходного
сечения Fc и формы сопла Различают три
режима истечения расчетный — при рс=ри,
перерасширение газа в сопле — при рс<рн,
недорасшнрение — при рс>рн Т к величина
л* с увеличением скорости (Маха числа по
лета М„) растет от 2—3 при Моо=0 до 20—25
при Mw=3, то очевидно, что нерегулируе
мые Р с (FJF*=const) лишь при одном
значении л* работают на расчётном режиме
На всех остальных режимах имеются потери
тяги, связанные с нерасчётностью истечения
В большинстве случаев стенки регулнруе
мых Р с двигателя выполняются из набора
Створок, к рые имеют прямолинейные обра
зующие — сужающаяся и расширяющаяся
части представляют собой усеченные конусы
плавно соединяющиеся в окрестности миним
сечеиия сопла В связи с этим кроме ука
занных гидравлнч и газодинамнч потерь тя
ги, а также потерь из за нерасчетностй исте
чения возникают потери на непараллель
ность потока в выходном сечении сопла (по
тери иа рассеивание потока) и потери, свя
занные с- негерметичностью стенок и соеди
йений в конструкции сопла (потери на утеч
ки газа) В лучших образцах регулируемых
Р с потери иа утечки не превышают 0,5%
Уровни потерь тяри в Р с на разл режи
мах--работы двигателя описываются рядом
коэф , важнейшими из к рых являются коэф
тяги сопла Рс и коэф эффективной тяги
сопла
Ре~*с
р ______	- -
Гэф £	Р	*
ИД
где PC = J (р + qos) dF—pHFc — действнт тяга
сопла, равная разности импульса на выходе
из сопла и силы противодавления окружаю
щей среды, РНЛ=тсиНЛ — идеальная тяга
сопла, — идеальная скорость истечения,
соответствующая изоэнтропнч расширению
газа от давления р* до давления рн> ш —
масса газа, проходящего через сопло в 1 с,
хс — сила внеш сопротивления сопла (кор
мовой части силовой установки) P=PJPai
Значения PL для лучших регулируемых сопел
равны 0,97—0 98
Наиболее распространенными схемами ре
гулируемых Р с являются суживающие
ся — расширяющиеся с непрерывным контУ
ром и разрывом контура Прорабатываются
конструкции сопел с центр телом и плос
кие Показанные на рис схемы а и б иллю
стрируют возможность независимого меха
нич регулирования миним и выходного сече
ннй суживающегося — расширяющегося соп
ла и сопла с разрывом контура Наличие
«жидкой стенки» с у сопла с разрывом кон
тура (б), сопла с центр телом (в) и плос
474 РЕАКТИВНОЕ
кого сопла с односторонним внеш расшире
нием (г) обеспечивает автоматич аэродина
мич регулирование выходного сечения сои
ла (положение «жидкой стенки» зависит от
л*) Регулирование площади миним сечения
сопла в схеме сопла с центр телом возможно
либо путем осевого перемещения центр те
ла, либо путем прикрытия обечайки, для чего
конструкция её должна быть створчатой В
плоском Р с наиболее просто реализовать
отклонение вектора тяги с помощью верх
Створки, к рая может быть одновременно деф
лектором или закрылком крыла что способ
ствует повышению аэродинамич качества
Масса конструкции сверхзвук Р с с непре
рывным контуром составляет примерно 10%
массы двигателя	л И Соркин
РЕАКТИВНОЕ ТОПЛИВО — см в ст Топ
мео авиационное
РЕАКТИВНЫЕ СНАРЯДЫ калибра 82
и 13 2 мм (PC 82 PC 132) — первые об
разцы ракетного вооружения сов авиации
(см табл ) PC 82 Принят на вооружение ист
ребнтелей И15 И 16 И153в дек 1937, а
PC 132 — на вооружение бомбардировщика
СБ в июле 1938 Первое боевое применение в
качестве оружия «воздух—воздух» состоя
лось 20 авг 1939 в боях у р Халхин Гол ког
да группа из пяти И 16 залпом PC 82 унич
тожила 2 самолета противника В годы Вел
Отечеств войны PC 82 и PC 132 широко
применялись как ракетное оружие «воздух—
поверхность» для поражения живой силы и
наземной боевой техники Сухопутные ана
логи Р с разл калибров и модификаций
(в т ч М 8 и М 13) использовались в ра
кетной артиллерии («катюши»)
Табт — Реактивные снаряды
Основные данные	PC 82 (М 8)	PC 132 (М 13,
Катибр мм	82	132
Дтнна мм	1090	141о
Масса кг	133	42 о
в т ч масса боевом		
ЧЯСтИ кг	5 4	21 3
РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ двигатель
прямой реакции —условное наимено
ванне большого класса двигателей для ЛА
разл назначения В Отличие от силовой ус
тановкн с ПД внутр сгорания и возд вин
том, где тяговое усилие создаётся в резуль
тате взаимодействия винта с внеш средой
Р д создает движущую силу наз ре а к
тивной силой или тягой, в результате
истечения из него струн рабочего тела, обла
дающей кинетич энергией Эта сила направ
лена противоположно истечению рабочего
тела Движителем при этом является сам
Р д Первичная энергия необходимая для
работы Р д , как правило, содержится в са
мом рабочем теле (хим энергия сжигаемого
топлива потенц энергия сжатого газа)
Р д делятся на две осн группы Пер
вую группу составляют ракетные двигате
ли — двигатели создающие тяговое усилие
только за счёт рабочего тела запасённого
на борту ЛД Кнхчислу относятся жидкост
ные ракетные двигатели, ракетные двигатели
твёрдого топлива электрич ракетные двига
тели и др Применяются в ракетах разл
назначения, в т ч и в мощных бустерах,
служащих для вывода космич кораблей на
орбиту
Ко второй группе относятся воздушно ре
активные двигатели в к рых осн ком по не н
том рабочего тела является воздух, забн
раемый в двигатель из окружающей среды
В ВРД — турбореактивных двигателях, пря
моточных воздушно реактивных двигателях,
пульсирующих воздушно реактивных двига
гелях — все тяговое усилие создается за счет
прямой реакции По рабочему процессу и
конструктивным особенностям к ВРД при
мыкают нек рые авиац ГТД непрямой реак
ции — турбовинтовые двигатели н их раз
новидности (турбовинтовентиляторные дви
гатели и турбовальные двигатели), у к рых
доля тягового усилия за счет прямой реак
цин незначительна или она практически от
сутствует Турбореактивные двухконтурные
двигатели с разл значением степени двух
контурности занимают в Этом смысле проме
жуточиое положение между ТРД и ТВД
ВРД применяются гл обр в авиации в сос
таве силовой установки самолетов воен и
гражд назначения Используя в качестве
окислителя окружающий воздух, ВРД обес
печивают существенно большую топливную
экономичность, чем ракетные двигатели т к
на борту самолета необходимо иметь только
горючее В то же время возможность осу
ществления рабочего процесса с нсполь
зованием окружающего воздуха ограничнва
ет область использования ВРД атмосферой
Осн преимущество ракетного двигателя
перед ВРД состоит в его способности рабо
тать при любых скоростях и высотах полёта
(тяга ракетного двигателя не зависит от ско
рости полета и возрастает с высотой) В иек
рых случаях применяются комбинированные
двигатели, сочетающие в себе признаки ра
кетных и ВРД В комбннир двигателях для
улучшения экономичности воздух использу
ется иа нач этапе разгона с переходом на
ракетный режим на больших высотах по
лёта	С М Шляхтенко
РЕАКТИВНЫЙ ПРИВОД несущего
винта — вид привода несущего винта вер
толета, при к ром крутящий момент создает
ся силой реакции газов, вытекающих из ус
тановлеиных на концах лопастей реактивных
двигателей или реактивных сопел При та
ком приводе отсутствует тяжёлая и слож
на я механич трансмиссия вертолета, что по
вышлет его весовое совершенство При Р п
реактивный момент на фюзеляже незначите
лен, поэтому возможно уменьшение размеров
рулевого винта (служащего в этом случае
только для путевого управления) и длины
хвостовой балки Для путевого управления
используются также рули направления рас
полагаемые в потоке от несущего винта (при
компрессорном приводе — в струе от ТРД)
Недостатки р п — большой расход топлива,
высокий уровень шума, сложность конструк
ции лопастей и втулки
Различают Р п с реактивными двигателя
ми на концах лопастей и с реактивным ком
прессорным приводом В Р п первого типа
в качестве двигателей используются ПВРД,
ПуВрД ЖРД и ТРД При Р п второго ти
па двигатель, установленный в фюзеляже,
служит для привода компрессора (как гене
ратора сжатого воздуха) или его турбоком
прессор используется как генератор сжатого
газа Воздух (газ) подается через втулку
и лопасти винта к реактивным соплам на
концах лопастей Повысить мощность ком
прессорного привода можно путем сжигания
дополнит топлива в камерах сгорания рас
положенных на концах лопастей Способ с
подачей воздуха от компрессора наз «холод
ным циклом», а с подачей в лопасти вы
пускных газов ГТД — «горячим циклом»
«Теплым циклом» наз подача газов от ГТД,
смешанных с воздухом от компрессора
Вертолёт Сюд авиасьон SO 122 «Джин»
(1953, Франция) с компрессорным приводом
строился серийно Фирма «Хиллер» (США)
построила малую серию вертолетов «Хорнет»
(1953) с ПВРД на концах лопастей В 40 х гг
в СССР проводились эксперим разработки
вертолётов с ПВРД и ПуВрД на концах
лопастей В 1959 в ОКБ М Л Миля был
создан эксперим вертолёт с ТРД на концах
лопастей
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Вертолеты с Р л не строятся из-за низкой
топливной экономичности
Лит Ч ис пе кии ко в М М Б е X л и Ю Г
Шальчан Ю И Газотурбинные двитатети для
вертолетов М 1969	В Р Михеев
РЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ — самолёт, ос
нашейный реактивным двигателем (ТРД,
ПВРД, ПуВРД, ЖРД нт п ) Первый в
СССР полет на ракетопланере Pfl-318-i кон
СТрукпии С П Королева осуществил в февр
1940 В П Федоров 15 мая 1942 лётчик
Г Я Бахчиванджи совершил первый полёт
на Р с БИ 1 с ЖРД За рубежом первый
полёт Р с состоялся в июне 1939 в Герма-
нии (Хейнкель Не 176 с ЖРД) Р с с ВРД
составляют основу парка воен и гражд
авнацнн
РЕАЛЬНОГО ГАЗА ЭФФЕКТЫ — измене
ния при высоких темп-pax фнз хнм свойств
газа по Сравнению со свойствами совершен-
ного газа При повышении темп ры Т (в воз-
духе при Г>-1000 К) в многоатомных газах
возбуждаются колебат степени свободы,
при более высоких темп рах (для воздуха
при Г^гООО К) молекулы распадаются на
атомы (диссоциация) и происходят хим реак
ции между компонентами, а при ещё боль-
ших темп-рах (в воздухе при 7">6000 К)
образуются ноны и электроны (ионизация),
возникает излучение и т д При этом по
сравнению с исходными (при нормальных
темп-рах) меняются теплоемкости газа, его
молярная масса, наряду с вязкостью и теп-
лопроводностью становятся существенными
диффузия, электрич проводимость н пр Каж
дый из этих физ -хим процессов имеет своё
характерное время релаксации, к-рое может
быть много меньше, сравнимо или много боль
ше характерного газодинамнч времени тече
иня В соответствии с этим реализуются
равновесные течения, неравновесные тече-
ния н замороженные течения с присущими
им особенностями Р г э приводят к изме
нениям степени сжатия газа за ударной вол-
ной и конфигурации последней, оказывают
влияние на тягу ПВРД, аэродинамич хар ки
ЛА и существенно изменяют аэродинамичес
кое нагревание обтекаемых тел (особенно
при гиперзвуковых течениях)
РЕВЕРБЕРАЦИОННАЯ КАМЕРА — поме
щение, предназначенное для акустич изме-
рений в условиях диффузного звук поля (в
каждой точке поля звуковое давление одн
наково) Диффузность поля в камере оце-
нивается реверберацией (остаточным звуча
наем после выключения источника звука,
вызванным отражением и рассеянием звуко-
вых волн) Стены Р к (см рис ) выполняют
ся из железобетона, облицованного изнутри
покрытием, напр мраморными плитами,
обеспечивающим высокое отражение звука
Для обеспечения днффузности звук поля
Р к выполняется неправильной формы и в
ней устанавливаются Отражатели в виде
пластин размеры к-рых сравнимы с длиной
исследуемых звук волн Для снижения уров-
ня помех в них Р к выполняются в виде ко
робки, установленной на амортизаторах на
отд фундаменте, и имеют вторые обычные
строит стенки Качество р к определяется
временем реверберации — временем, за
к рое после выключения источника звука
звук давление уменьшается в I03 раз (это
время должно быть не менее 15 — 5 с в облас
ти низких и 5 — 3 с в области высоких частот),
и неравномерностью звукового поля к-рая
в области рабочих частот не должна превы
шать ±0,5 дБ размеры Р к определяются
низшей частотой исследуемого звука, для
частот 100 Гц объем Р к должен быть
более 200 м3 В р к проводятся измерения
Звук мощности и спектра мощности разл
шума источников, а также коэф звукопог-
лощения материалов Две смежные Р к с
общим проёмом в одной из стен применяются
Реверберационная камера РК 1590 ЦАГИ
для определения звукоизоляции конструкций
(в т ч авиационных) к-рые устанавливают-
ся в проем Исходное звук поле создается
громкоговорителями или сиренами в камере
высоких уровней звука, а излучение звука
конструкцией определяется в Др камере —
камере низких уровней, звукоизоляция опре
деляется как разность уровней звук давле
ния, измеренных в камерах высоких и низ-
ких уровней звука	А Г Мунин
РЕВЕРС органов управления само
лёта (от лат reversus — обращенный на-
зад) — явление обусловленное потерей эф-
фективности аэродинамич органов управде
ния и обращением их действия Р наступает
гл обр из за упругости авиац конструкций
Напр , для прямого крыла большого удлине
ния это явление вызвано тем, что при откло
нении элерона, расположенного позади осн
жесткости, крыло закручивается и возникают
дополнит аэродинамич силы, уменьшающие
аэродинамич воздействие, обусловленное
отклонением элерона на «жёстком» крыле
Для крыльев прямой стреловидности неблл
гонриятное изменение местных углов атаки
усиливается из-за изгиба крыла В результа
те эффективность органов управления обыч-
но уменьшается с увеличением скоростного
напора q При достижении нек рого значе-
ния q, к-рое наз критическим скорост
ным напором 9кр[)1В, она становится рав
ной нулю При увеличении q сверх значения
производные аэродинамических коэф-
фициентов, характеризующие эффектив-
ность органов поперечного управления,
напр , для элерона — это производная mi
(см рис ), изменяют знак, и наступает обра-
щение управления При одинаковом угле От
клонения элеронов при <7>?Kppti, и 9<^KpPtB
моменты крена различны по знаку, и само-
лет накреняется в противоположных на
правлениях При Р продольного управления
оказывается невозможным изменение пере-
грузки самолета, производная л^=0 Это яв
леннс, как и Р путевого управления, обычно
наступает при значениях скоростного напо-
ра, превышающих значение flKpptB элеронов
Первые значит расчетные и эксперим нс
следования Р элеронов в 30—50-х гг выпол-
нили англ ученые Р Кокс, А Пагсли, В Дун
кан и сов учёные Е П Гроссман, Я М Пар
хомовский, В М Фролов Особенность совр
расчетных методов — совм решение пробле-
мы Р и др проблем статнч аэроупругости
Наибольшее развитие и применение нашли
расчёты на основе т н методов заданных
форм и коэф влияния Анализ Р органов
управления сводится при этом к исследова
нию влияния скоростного напора на сум-
марные и распредел аэродинамич хар-ки
самолёта Математически задача исследова
ния Р (как и флаттера, дивергенции) может
быть сведена также к проблеме собств зна-
чений Такой подход используют, напр, при
поиске оптим распределения массы силовой
конструкции, обеспечивающего макс ско
ростной напор Р Эксперим методы иссле-
дования явлений статнч аэроупругости и Р
основываются на испытаниях полных упру
гоподобных моделей, а также полу моделей
и моделей-консолей крыльев в аэродинамич
трубах Важная роль эксперимента обуслов
лена необходимостью уточнения расчета в
наиболее опасном околозвук Диапазоне ско-
ростей потока, при больших углах атаки,
при нсследованнях сложных органов управ
ления с учетом интерференции несущих
пов-стей, т е в случаях, когда методы рас-
чета еще недостаточно эффективны
Проблему Р элеронов н обеспечения необ
ходнмой эффективности поперечного управ-
ления для скоростных самолётов, как пра
вило, не удается решить путём увеличения
жесткости конструкции (сверх значений, оп-
ределяемых условиями прочности) Поэтому
наряду с элеронами обычно применяют нн-
(. хема расположения органов поперечного управ
тения н кривые характеризующие эффективность
органов управтения I—этерояа II— лредэле
рона ill—э терона и предэлерона, 1— элерон
2 — интерцептор 3 — предэлерои 4 — элерон за
крытой
терцепторы, элероны-закрылкн, дифферен
цнально отклоняемый стабилизатор и др ор-
ганы Их эффективность падает из за небла
гопрнятных деформаций конструкции в мень
шеи мере В СССР в 60 е гг была предло
жена н реализована принципиально новая
концепция решения проблемы р , осн на ис-
пользовании упругости конструкции В част
ностн, предложены весьма эффективные ор
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими р^Лтй^Г?^	^5
ганы поперечного управления при боль-
ших значениях q — дифференциально откло-
няемый носок крыла — предэлерон, вынос-
ной элерон
Р. нек-рых органов управления (в т. ч. и
предэлероиа) может быть обусловлен также
чисто аэродинамич. эффектами. Это явле-
ние, как и средства его устранения, не связа-
ны с упругостью конструкции (см. Потеря
эффективности органа управления).
Г А Амирьннц
РЕВЕРСИВНОЕ УСТРОЙСТВО — устрой-
ство для полного или частичного обращения
направления вектора тяги двигателя самолё-
та; разновидность устройств для управления
вектором тяги. Р. у. нашло широкое при-
менение в реактивной авиации и устанавли-
вается на всех совр. реактивных двигателях,
используемых в гражд. авиации. Реверсиро-
вание тяги служит в осн. для торможения
самолёта при посадке. Может быть использо-
вано в аварийных Ситуациях при взлёте и
для маневрирования в полете. Особенно эф-
фективно использование Р. у. для торможе-
ния при малых коэф, трения колёс шасси,
напр. при влажной или обледенелой ВПП.
Симметричные и несимметричные Р. у. мо-
гут быть неуравновешенными и уравновешен-
ными (см. рис.).
Реверсирование тяги реактивного двигате-
ля достигается направлением выпускной
струи в обратную сторону с помощью дрос-
селирующих и отклоняющих элементов, пере-
крывающих и соответствующим образом на-
правляющих поток газов из двигателя. На
режиме прямой тяги Р. у. не должно загро-
Аэродянамнка струй и параллелограммы сил тяги
OBj и OB, несимметричного 0Bt=/=0B; уравно-
вешенного (ОС,—ОС.,) реверсивного устройства
При посадке самолёта- U, н —скорости исте-
чения реверсивных струй
мождать поток и создавать дополнит, потери
и утечки, на режиме обратной тяги Р. у.
не должно оказывать влияния иа устойчи-
вость работы двигателя.Обратная тяга, соз-
даваемая Р. у., обычно составляет 0,25—0,45
прямой тяги. Общая масса р. у. с системой
управления н приводами достигает 0,1—0,15
массы двигателя	С К) Крашенинников
РЕВЕРСИРОВАНИЕ ВИНТА — поворот ло
пастей воздушного винта изменяемого шага
в такое положение, при к-ром вследствие от-
рииат- углов атаки элементов сечений ло-
пастей тяга винта имеет направление, проти-
воположное скорости самолёта. Р. в приме-
няется для торможения самолёта при посад-
ке с целью уменьшения длины пробега.
РЕГЛАМЕНТ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУ-
ЖИВАНИЯ — см. в ст. Документация экс-
плуатационная.
РЕГЛАМЕНТЫ МЕЖДУНАРОДНЫЕ
АВИАЦИОННЫЕ - юридич. акты, устанав-
ливаемые Международной организацией
гражданской авиации (ИКАО) на основании
Чикагской конвенции 1944. Унифицируют
правила полётов, требования к авиац. пер-
соналу, к нормам годности возд. судов, аэро-
дромов, систем связи в аэронавигации, к
таможенным и нммиграц. процедурам в аэро-
портах и т. д. По форме Р. м. а. подразде-
ляются на стандарты, правила, рекоменда-
ции. По уровню требований регламенты могут
быть минимальными (позитивными) и макси-
мальными (негативными) Первые содержат
минимально допустимый объём требований,
сверх к-рых гос-ва устанавливают, по воз-
можности, более строгие требования, вторые
включают макс, объём ограничений, предпо-
лагаемых при междунар. возд. перевозках
и касающихся в осн. формальностей в аэро-
портах. По своей юридич. силе р. м. а. могут
быть императивными, т. е. обязательными для
гос-в— чл. ИКАО (напр., правила полётов
над открытым морем), и рекомендательными.
Осн. Р. м. а. универе, характера содержатся
в приложениях к Чикагской конвенции 1944.
РЕГУЛИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ — про-
цесс поддержания постоянства или предна-
меренного изменения режима работы дви-
гателя. Требуемые для полёта ЛА значения
тяги двигателя, надёжная и устойчивая рабо-
та силовой установки во всём диапазоне из-
менения условий эксплуатации обеспечива-
ются при соответствующем Р. д., к-рое осу-
ществляется системой автоматич. регулиро-
вания (САР). Она устанавливает и поддер-
живает определ связи между параметрами
двигателя (законы регулирования), что по-
зволяет свести задачу управления режима-
ми работы двигателя к изменению только од-
ного параметра — угла установки рычага уп-
Рис. I. Силовая установка с ТРДДФ для сверхзвукового самолёта Регулируемые элементы- i —по-
верхность торможения воздухозаборника; 2 — створки перепуска воздуха, 3 — направляющий аппарат
вентилятора; 4—направляющий аппарат компрессора, 5 --основная камера сгорания, б — топлив-
ный коллектор форсажной камеры, 7—створки дозвуковой части сопла, 8 — створки сверхзвуковой
части сопла.
равлення двигателем. Законы регулирова-
ния формируются с учётом требований к
тяге и удельному расходу топлива, ограни-
чений по прочности, необходимой точности
поддержания параметров и др. факторов. С
учётом непрерывного роста требований к
лётно-техн, хар-кам ЛА Р. д. должно рас-
сматриваться как часть единой комплексной
задачи оптим. управления силовой установ-
кой и ЛА в целом, целью к-рой могут быть
минимизация расхода топлива на всех участ-
ках полёта, экономия ресурса двигателей
(напр., взлёт иедогруж. самолёта на поннж.
режимах работы двигателя), раилучшее со-
гласование работы дви1ателя и сверхзвук.
воздухозаборника и т д. В наиболее полном
объёме функции оптнм. управления системой
«ЛА — силовая установка» можно осущест-
вить прн использовании бортовых ЦВМ.
Примером сложного объекта регулирова-
ния является совр. силовая установка с
ТРДДФ, предназначенная для сверхзвук, са-
молёта, в к-рой САР управляет расходами
топлива в осн. и форсажной камерах сго-
рания, створками до- и сверхзвук, части реак-
тивного сопла, углами установки регулируе-
мых направляющих аппаратов вентилятора и
компрессора, положением регулируемых пов-
стей торможения воздухозаборника (пане-
лей клина) и створок перепуска воздухоза-
борника и др. элементами (рис. 1).
Авиац. двигатели эксплуатируются на
разл. режимах. Для форсированных двига-
телей (ТРДФ, ТРДДФ) наиболее важными
являются режимы полного и частичного фор-
сирования двигателей, макс., номин. и крей-
серский режимы, режим малого газа. К наи-
более напряжённым относится режим полно-
го форсирования, на к-ром в заданных усло-
виях полёта реализуется макс тяга Рфтах.
Оптим. значения Т* (темп-ры газа перед
турбиной), (темп-ры газа на выходе из
форсажной камеры), площади крнтич, сече-
ния сопла и др. параметров, соответствую-
щие условию Рф=РфП1ах, определяются из
аналнза тяговых хар-к с учётом ограниче-
ний, связанных с допустимой теплонапряжёи-
ностью н необходимой прочностью конструк-
ции двигателя, возможными пределами регу-
лирования, запасами устойчивой работы вен-
тилятора и компрессора и др. факторами.
Полученные в результате этого теоретич. ус-
ловия, связывающие параметры рабочего
процесса двигателя со скоростью и высотой
полёта, САР реализует, управляя Др. пара-
метрами, косвенно связанными с Г* TJ,, 6В
(расходом воздуха через двигатель), но бо-
лее удобно или точно измеряемыми. Так, рас-
ход топлива GT в оси. камере сгорания обыч-
но определяется частотой вращения (физи-
ческой или приведённой к стандартным ат-
мосферным условиям) к.-л. ротора. Для уп-
равления створками сопла ТРДДФ можно
воспользоваться такими параметрами, как
n*v (суммарная степень понижения давле-
ния в турбине), л* (степень повышения дав-
ления в вентиляторе), отношением статич.
0,8	1,5	2,0	2,5
(11км< //<25 км)
Рис. 2. Зависимости, необходимые Для реализации
программы регулирования ТРДДФ (// — высота
полёта; — число Маха полёта), символы с
чёрточкой означают относительные величины (в
данном случае — относительно их значений Прн
стандартных атмосферных условиях).
476 РЕВЕРСИВНОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
давления к полному давлению потока возду-
ха (р/р*) в канале наруж. контура и Др. Рас-
ход форсажного топлива часто связывается
с давлением воздуха в к-л. характерном се-
чении тракта двигателя,, напр. в сечении за
компрессором. Выбранные параметры вы-
держиваются САР в соответствии с програм-
мами, предусмотренными для типичных ус-
ловий полёта. В качестве примера на рис. 2
приведены зависимости, необходимые для
реализации программы регулирования Двух
вального ТРДДФ при Рф= Рф mdx- На этом
режиме работы САР поддерживает значения
регулируемых параметров—частоту враще-
ния роторов вентилятора (пв) или компрес-
сора (nJ, отношение расхода форсажного
топлива к давлению воздуха за компрессо-
ром (СТф/рк), суммарную степень пониже-
ния давления в турбине (л*;.) — в соответст-
вии с температурой торможения воздуха Т*
на входе в двигатель. На графике зависи-
мости Г* от 75/288 можно выделить четыре
участка: 1) ограничение приведенной часто-
ты вращения вентилятора nB=^const в усло-
виях полёта с пониж. темп-рой воздуха на
входе в двигатель (7JC288 K); 2) поддер-
жание пв= const, что соответствует росту
Г* при увеличении Т* и способствует лучше-
му протеканию тяговых хар-к по скорости
полёта, 3) ограничение частоты вращения
ротора компрессора значением л кт =1,015,
что сопровождается слабым ростом Г* при
увеличении Т*; 4) понижение пк при соот-
ветствующем уменьшении Г* в связи с ог-
ранич. механич. прочностью турбины.
Важное практич. значение имеет точность
регулирования авиац. ГТД, к-рую можно
характеризовать значениями возможных
отклонений тяги от номин значений, вероят-
ностью возникновения недопустимых увели-
чений частоты вращения и темп-ры газа,
степенью согласованности работы.всех эле-
ментов силовой установки. Точность регу-
лирования зависит не только от присущих
конкретным САР погрешностей выполнения
программ, но и от выбора закона управле-
ния. См. также ст- Система автоматическо-
го управления ГТД.
Лит  Теория автоматического управления сило-
выми установками летательных аппаратов Управ-
ление ВРД. иод рел А. А Шевякова. М . 1976;
Югов О К, Селиванов О Л, Дружи-
нин Л. Н. Оптимальное управление силовой уста-
новкой самолета, М. 1979. Черкасов Б А. Ав-
томатика и регулирование воздушно-реактивных
двигателей. 3-нзд, Й.. 1988. Л Н Дружинин
регулярное отражение ударной
волны — см в ст- Маховское отражение
ударной волны.
РЕГУЛЯРНОСТЬ ПОЛЕТОВ — хар-ка точ
ности соблюдения установленного расписа-
нием (планом) полётов времени отправления
самолёта из аэропорта вылета и прибытия в
аэропорт назначения. Отправление считает-
ся регулярным, если взлёт самолёта произве-
дён по расписанию или с задержкой, не пре-
вышающей допустимую (~5 мин). Рейс счи-
тается регулярным, если самолёт прибыл в
аэропорт назначения по расписанию, ранее
или с задержкой, не превышающей допус-
тимую (5—15 мнн в зависимости от продол-
жительности рейса). Р. п.— один из важней-
ших показателей качества функционирова-
ния авиатрансц. предприятий. Гл. причина
нарушения Р. п. (св. 50%) возд. судами —
ограничение их лётной эксплуатации в слож-
ных погодных условиях (см. Минимум по-
годный} .
РЕГУЛЯТОР ВЗМАХА, компенсатор
взмаха,— устройство системы управления
углом установки лопасти винта вертолёта,
позволяющее осуществлять кинематич- связь
между углом взмаха н углом установки ло-
пасти. Уменьшение угла установки лопасти
при повороте её в сторону действия вектора
тяги принято считать соответствующим по-
Регулятрр взмаха: 1 — ось несущего винта; 2 —
ось горизонта.।ького шарнира. 3 — тяга к автома-
ту перекоса, 4 —ось поворота .топастн.
дожит, значению коэф. Р. в. Значение коэф.
Р. в. упрощённо определяется как отношение
приращения угла установки лопасти Д<р к
приращению угла взмаха Др;
Д<р
лр-=,вб'
Р. в. влияет на динамику движения лопасти
при её колебаниях относительно оси гори-
зонт. шарнира (см рис.), добавляя аэроди-
намич. момент к восстанавливающему мо-
менту от действия центробежных сил. Р. в
влияет также на амплитуду и фазу выцужд
колебаний (маховое движение). Для руле-
вых винтов Это используют с целью умень-
шения махового движения лопастей и нагру-
зок от сил Кориолиса.
Для лопастей несущих винтов влияние
р. в. учитывается при выборе параметров
системы управления, автомата перекоса и пе-
ремещений тяг управления. Наличие Р. в
влияет на положение границы классического
и хордового флаттера.
РЕДАН (франц, redan) -- уступ на днище ле-
тающей лодки или поплавка гидросамолёта
для срыва водяного потока или струй. Разли-
чают поперечный (см рис.) и продольный Р.
Поперечные Р. имеют прямую, стреловидную
нли криволинейную форму в плане. Высота Р.
Редан
по ширине может быть как постоянной, так
и переменной. Лодка обычно имеет два Р., по-
плавок — один. Первый Р. лодки отделяет по-
ток жидкости от днища, уменьшает смочен-
ную пов-сть, устраняет прилипание и подса-
сывание водяных струй на значит, протяже-
нии межреданной части, а при глиссирова-
нии гидросамолёта на первом р.— на всей
межреданной части. Эффективность Р. зави-
сит прежде всего От его высоты. Р. с малой
высотой может не обеспечить доступа воз-
духа к зареданной области и не устранить
разрежения в межреданной части, что может
вызвать раскачивание самолёта Продоль-
ные Р. на днище носовой части лодки при-
меняют для смягчения ударных перегрузок
на лодку при движении по волне.
РЕДУКТОРЫ ВЕРТОЛЕТНЫЕ - см. в ст.
Трансмиссия вертолёта.
РЕЖИМ ПОЛ ЕТА л е т а те л ь и о г о аппа-
рата. фермии широко используется для обо-
значения этапов и участков управляемого
движения ЛА, характеризуемых конкретной
целью или параметрами движения. Р. ц. под-
разделяются на установившиеся, квазнуста-
новившиеся, неустановившиеся, прямолиней-
ные, криволинейные, плоские, пространствен-
ные, основные, переходные, эксплуатацион-
ные, 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 хар-к под Р. п.
понимают полёт с к.-л характерным значе-
нием параметра, напр. на макс, высоте или с
миним. скоростью, с макс, перегрузкой, на
йрнтич. углах атаки и т. п. Часто под Р. п.
понимают полёт при заданных режимах ра-
боты двигателей, автопилота или др. систем:
режим форсажа, режим стабилизации ско-
рости и пр. Для беспилотных и космич ЛА
выделяют режимы выведения, спуска в ат-
мосфере и др. Характерным Р. ц. вертолётов
(а также С ВВП) является висение, при
к-ром скорость вертолёта относительно воз-
духа равна нулю (при наличии ветра Ви-
сение является горизонт, полётом со ско-
ростью, равной скорости ветра). У вертолётов
различают также режимы вертик подъёма
и снижения (в т- ч. на режиме авторота-
ции несущего винта). См. также Ст- Крити-
ческие режимы и Режимы ЛА.
РЕЖИМ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ — состоя-
ние, характеризуемое совокупностью пара-
метров двигателя в конкретных условиях по-
лёта при о предел, постоянном положении осн.
регулирующего двигатель устройства (рыча-
га управления двигателем при ручном управ-
лении или задатчика режимов при автоматнч.
управлении, напр. с помощью бортовой
ЦВМ). Каждому Р. р. д. соответствует также
о предел, положение или совокупность поло-
жений всех др. устройств, регулирующих
элементы двигателя.
Р- р. д. классифицируются по разд, призна-
кам, напр. по назначению (рабочие, иди экс-
плуатационные, и нерабочие),близости к рас-
четному режиму (расчётные, нерасчётные,
глубоко нерасчётные), характеру протекания
во времени (установившиеся, неустановив-
шиеся, переходные). Переходные режимы
подразделяются на медленные и быстрые.
При использовании пусковых устройств оп-
редел. группу переходных режимов состав-
ляют т. н. пусковые режимы. При установке
на двигателе средств форсирования его по
тяге вводятся нефорсированный, форсиро-
ванный режимы и в ряде случаев чрезвычай-
ный режим наибольшего кратковрем. фор-
сирования 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 отража-
ет к.-л. функцию, выполняемую двигателем
на ЛА, наир, взлётный, номинальный (ре-
жим набора высоты), крейсерский (один из
осн. полётных режимов) р. р. д., режим по-
лётного малого газа (снижение н заход ЛА
на посадку), режим земного малого газа
(рулёжка ЛА по аэродрому). В пределах
каждой группы эксплуатац. режимов могут
выделяться максимальные (полные), мини-
мальные и промежуточные (частичные) ре-
жимы, как, напр., режим полного форсиро-
вания, режим миним форсирования, режим
частичного форсирования; миним., макс, и
промежуточные крейсерские режимы. См.
также Переходные режимы работы двигате-
ля. Расчётный режим работы двигателя.
Лит. Литвинов Ю А. Боровик В О, Ха-
рактеристики и эксплуатационные свойства авиа-
ционных турбореактивных двигателей, М. 1979.
Ю А Литвинов.
РЕЖИМЫ летательного аппарата —
наиболее характерные и стабильные Для ЛА
формы свободного движения, развиваю-
щиеся после воздействия на него внеш,
возмущения или отклонения лётчиком органа
управления, р. ЛА подразделяют иа две
группы. К первой относят все свойствен-
ные расчётным (эксплуатационным) усло-
виям полёта формы свободного движения
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими РЕЖИМЫ 477
этого ЛА (см Режим полета) Ко вто
рой — все опасные для конструкции и эки
пажа формы свободного движения ЛА (см
Критические режимы)
РЕЗЕРВИРОВАНИЕ (от лат reservo — сбе
регаю сохраняю) — метод повышения на
дёжностн объектов авиац техники введением
в их состав дополнит (избыточных) эле
ментов узлов устройств связей для быст
рой замены ими (автоматически илн вруч
ную) вышедших из строя аналогичных
им элементов осн оборудования обеспе
чивает высокий уровень выполнения ф ций
или решения отд задач системами управ
ления ЛА бортовым оборудованием и т Д
Совр ЛА оснащены сложными автома
гизнр системами а в соответствии с
требованиями к надежности ЛА и безопас
ности полета вероятность полного отказа
таких систем не должна превышать 10 ®—
10“9 за 1 ч полета Обеспечить столь
малые значения вероятностей отказов сис
тем при существующем уровне надежности
соответствующих элементов (блоков) можно
только на основе Р
Наиболее распространенный вид Р сис
тем управления и бортового оборудова
ния ЛА - структурное Р Структур
ное резервирование (его часто наз
прямым Р) осуществляется введением
избыточных (резервных) элементов (блоков
систем) по сравнению с миним нх числом
необходимым для выполнения заданных
ф ций в данных условиях работы Такое
Р может быть раздельным (поэлементным)
общим и смешанным При раздельном Р
резервируются Отд элементы системы при
общем — система в целом (устанавливается
неск комплектов системы) Смешанное Р —
совмещение раздельного и общего Р Тео
ретич надежность системы при раздельном
Р выше чем при общем Однако при
практич реализации раздельного Р для
обеспечения работоспособности резервир
системы при отказах требуется в част
ности применение дополнительно к резерв
ным элементам устройств контроля н пере
ключения к рые существенно усложняют
систему и снижают преимущества раз
дельного Р Кроме того при таком Р
между резервируемыми элементами в тракте
передачи сигнала образуются т н общие
цепи (точки! 1м рис 1 Попадание юж
ного сигнала в общую цепь или обрыв
ее может привести к полному отказу резер
вир системы В связи с этим в авиации
предпочтение отдается общему Р, к рое
проще при реализации и позволяет практи
чески полностью избежать образования об
щих цепей (точек)
В зависимости от способа включения
в работу резервных элементов (систем)
различают Р с замещением отказавшего
элемента (системы) резервным и с пост их
включением При Р с замещением сохра
няется неизменность хар к систем после
отказа т к отказавшая система (элемент)
замещается такой же исправной Однако
при этом способе Р необходима операция
переключения Эта операция должна выпол
няться быстро и надежно в ином случае
возможна потеря работоспособности сис
темы В процессе замещения на выходе
%
Рис 2 Схема трех к а на 1 ь нои системы
датчик перемещения ручки управ тения и
В — вычиститеть СО—сигнаты отказа
приводов КО — ктапаи отключения ГС1
рулевой привод ОУ—ортаи управления
1 Е1ГС2ГЕЗ
системы может появиться возмущение
амплитуда к рого зависит от рассогласо
вания между осн и резервной системами
времени запаздывания при переключении и
различия в условиях работы осн и резерв
ных систем (осн система подвергается воз
действию нагрузки тогда как на резервные
системы она не действует) В полете
устройства перектючения практически ие
контролируемы и существует опасность
что в момент замещения устройство переклю
чения может оказаться неисправным
Надежность резервир систем с постоянно
включенными резервными элементами (сис
темами) меньше зависит от операции пе
реключення Это в значит мере определило
более широкое применение в авиации этого
вида Р При практич реализации систем
с постоянно включенными резервными эле
ментами (системами) необходимо выполне
ние ряда условии к к рым относятся
обеспечение приемлемых хар к резервир
системы при совм функционировании эле
ментов (систем) имеющих разброс хар к в
пределах установл допусков исключение
возможности полного Отказа резервир сис
темы при отказе любого элемента, сохра
нение определ уровня хар к системы при
Рис I Схгма г итсчь с раз
детьным резервированием
al a2 a3 61 Ь2—резерв
ные элементы УК — уст
ройства контротя УП —
устройства перектючеиия
звездочками отмечены об
щие цепи (точки)
заданном числе посзедоват отказов Наряду
с этим дозжны также исключаться чрез
мерные возмущения на выходе системы в
момент отказа к л элемента Для выпол
нения этих условии структура резервир
системы обычно строится на следующих
принципах полное раздезение систем От
входа до выхода обеспечение «пересилива
ння» отказавшей системы исправными с по
след ее отключением искзючение чрезмер
ного рассогзасования между выходными
сигналами систем применение автоматич
устройств обнаружения н изоляции отказов
На рис 2 показана схема резервир
электрнч системы дистанц управления по
строенной на основе этих принципов
Она состоит из трех одинаковых незавнси
мых каналов Каждый канал содержит ие
обходимый состав устройств обеспечиваю
щих преобразование электрич входного сиг
с общим резервированием х —
п* ыг—датчики режимов полета
MCI МС2 MCJ — моду ли серво
ГС2 ГСЗ — гидросистемы РП—
нала в механнч перемещение Исполнит
устройства каждого канала (напр серво
приводы) могут непосредственно управлять
отд пов стью управзения (напр секцией)
или объединяться с помощью механич
или гидромеханнч связей на общем выходном
элементе к рым может быть траверса
(как на рис ) силовой шток привода или
непосредственно орган управления Связь
выходного элемента каждого канала с тра
версон может быть жесткой илн с пред
варит усилием (типа пружины или гидро
муфты) Применение элементов связей с
предварит усилием дает возможность весь
ма просто произвести выбор ср значения
выходного сигнала (рис 3) как наибозее
«правильного» (устанавливается своего ро
да кворум) и осуществить контроль и изо
ляцию неисправного канала В этом случае
обеспечивается т и гндромеханич квору
мнрование выходных сигналов В электрич
цепях выбор ср значения chi нала осуществ
ляется с помощью спец электронных уст
ройств — кворум элементов или селекторов
сигналов Кворумироваиие строится на нс
пользовании межканальных связей поэтому
требуются особые меры для исключения
возможности распространения отказа к л
канала на др каналы В нек рых случаях
возникает необходимость применения разно
родиого Р когда напр электрнч система
управления резервируется механич систе
мой и наоборот Каждой из этих систем
присущи свои причины отказов Благодаря
этому исключается возможность отказа
всей резервир системы при появлении
к л одного вида причины отказа
Одной из существ хар к прямого Р
(как общего так и раздельного) является
кратность Р—Отношение полного числа
элементов (блоков систем) резервир систе
мы к минимально необходимому В авиации
кратность Р обычно 2—4 Чаще всего
используется дублирование особенно в
системах работоспособность к рых контро
лируется экипажем а в случае возннкно
вения отказа имеется возможность управляе
мого включения резерва В отсутствие
такого контроля при пост включении
резервных каналов в двухканальной систе
ме при отказе одного из инх средства
автоматики обычно не могут определить
какой именно канал отказал и отключается
вся система Поэтому такие системы с
кратностью Р равной иапр трем сохра
ияют работоспособность при отказе одного
из каналов и отключаются при последующем
отказе любого другого (рис 3) при четырех
кратном Р система отключается после
доследоват отказа любых трех каналов
478 РЕЗЕРВИРОВАНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 3. Зависимость амплитуды А сигналов управ-
ления от времени I в каивлах х|, х2, хЗ в
Трехканальиой резервированной системе: А 1Пах —
максимально допустимое рассогласование сигна-
лов; (, — момент отключения канала хЗ (первый
отказ), — момент отключения всей системы
(второй отказ); жирной линнен показан «правиль-
ный» сигнал.
и т. д. Если вероятность q отказа
каждого канала известна (напр, ^=1-Ю-3
за 1 ч полёта), то для вероятности
Q Отказа четырёхканальиой системы можно
получить приближённо Q = 4q3—4  10~9 за
1 ч полёта.
При Р. отд. полётных задач помимо прямо-
го применяется функциональное Р. Прн
функциональном резервировании
ф-цни к.-л. бортовой системы при полном её
отиазе перекладываются на др. системы,
хотя при этом и происходят нек-рые
потери эффективности или (и) точности
Напр., при решении задач определения вы-
соты и скорости полета используются сис-
тема возд. сигналов, радиовысотомер и
доплеровский измеритель скорости и угла
сноса, а при определении местоположения
ЛА — инерциальная система навигации, си-
стемы счисления пути по возд. скорости
и курсовому углу, радиотехн. системы ближ-
ней, дальней и спутниковой навигации,
средства астронавигации. Используются в
авиации и др. виды резервирования.' по
нагрузке, мощности и т. Д.
В зависимости от характера отказов
система может принимать разл. состояния,
характеризуемые уровнем изменения её
выходных хар-к. Экипажу обычно выдаётся
необходимая информация о состоянии си-
стемы, на основании к-рой принимается
решение о продолжении полёта на данном
режиме, переходе иа другой, более бла-
гоприятный по условиям безопасности полё-
та, или о его скорейшем завершении.
Обязат. минимум Р. в зависимости от клас-
са ЛА регламентируется требованиями
ИКАО и нац. Нормами лётной годности.
Лит Беле и кин В В. Теория и практи-
ческие методы резервирования радиоэлектронной
аппаратуры, М. 1977, Го.тиикевич Т. А,
Прикладная теория надежности, М., 1977, Дил-
лон Б, Сиигх Ч., Инженерные Методы обеспе-
чения надежности систем, пер с англ , М.,
1984	В Я Бочаров. Л П Новочадов
РЕЗИНА в авиастроении. Р.— общее
название группы материалов, получаемых
вулканизацией каучука. Техн. Р.— продукт
вулканизации резиновой смеси, содержащей
от 5—6 до 15—20 разл. ингредиентов, об-
легчающих переработку каучука и придаю-
щих изделию нужные эксплуатац. свойства.
Наиболее важные ингредиенты — вулкани-
зирующие агенты (чаще всего сера), уско-
рители и активаторы вулканизации, напол-
нители, пластификаторы, стабилизаторы,
красители и лр В качестве наполнителей
применяют гл. обр. разл. высокодисперсные
в-ва, напр., техн, углерод (сажу), каолин,
тальк. Диоксид кремния, а также ткани,
корд на основе синтетнч- или металлич.
волокон. Особенность Р.— их высокая эла-
стичность в широком температурном диа-
пазоне. Исключение составляют эбониты
(т. и, твёрдые Р,) — продукты, к-рые полу-
чают при вулканизации каучуков большими
кол-вами серы (до 50%).
Р. присущ ряд ценных свойств, обуслов-
ливающих их широкое применение в авиа-
строении: амортизирующая и уплотняющая
способность, износостойкость, усталостная
выносливость, электроизолиц. свойства, га-
зе- и водонепроницаемость, нек-рым р., кро-
ме того,— стойкость при Действии жидких
топлив, масел, разл. агрессивных сред (кис-
лот, щелочей и т. д.). Эбониты характеризу-
ются высокой хим. стойкостью и долговеч-
ностью при эксплуатации в экстрем, услови-
ях окружающей среды (напр., прн воздейст-
вии тропнч. климата), высокой механич
прочностью, электроизоляц. свойствами
Большинство резиновых изделий получают
из твёрдых каучуков, нек-рые (напр., пе-
норезину)—из латексов. Авиац. резиновые
изделия изготовляются по единой технол.
схеме, состоящей из четырёх осн. этапов:
1) смешение каучука в резииосмесителе
нлн на вальцах с необходимыми ингре-
диентами; 2) получение полуфабрикатов —
каландров, листов, экструдиров. профилей;
3) изготовление или сборка заготовок;
4) вулканизация изделий и их отделка.
Заготовки резиновых изделий вулканизуют
в пресс-формах, устанавливаемых на прессе,
автоклавах и др. при темп-ре 140—200 °C
и давлении 1,5 — 2 МПа.
Резннотехн. изделия делят на формовые
и неформовые Формование заготовок и
вулканизация первых осуществляются одно-
временно, вторых — раздельно. Формовые
изделия имеют строго определ. форму
и размеры, чистую и гладкую пов-сть;
это — уплотнит, резиновые кольца, манже-
ты, амортизаторы, прокладки, резинометал-
лич. подшипники и блок-шарниры, резино-
тканевые манжеты, мембраны, диафрагмы.
К внеш, виду, форме и точности размеров
неформовых изделий не предъявляют высо-
ких требований; их вырезают или вырубают
из вулканнзов. пластины (напр., прокладки),
нарезают из трубчатых заготовок (иапр.,
уплотнит, кольца), склеивают из отд. эле-
ментов (напр., резинотканевые изделия
сложной формы), профилируют в экструде-
рах (напр., уплотнители окон и дверей само-
лётов и вертолётоа) с последующей вулкани-
зацией в паровых котлах или возд. авто-
клавах. К неформовым резинотехи. изделиям
Схема проведения резонансных ис-
пытвннн 1 — генератор синусои-
дальных колебаний. 2 — блок под-
бора виешиих сил, 3 — усилители
мощности, 4 — электродинамичес-
кие сн.ювозбудители, 5—упругие
подвесы, 6 — сигналы датчиков;
7 — коммутатор, уси.тнте.тьные и
измерительные блоки, 8 — блоки
синхронного дегектироааиня, 9 —
многоканальный индикатор. 10 —
шлейфовый осциллограф или маг-
нитный регистрвтор Переходных
процессов, 11 — пифропечать и
графопостроитель для регистрации
установившихся колебаний, 12 —
ЭВМ. 13 — средстве возбуждения,
измерения и регистрации колеба-
ний.
относят также мягкие топливные баки для
транспортирования и хранения авиац. топли-
ва. Баки обычно состоят из двух слоев —
внутреннего топлнвостойкого из р. и внеш-
него армирующего из прорезии. ткани;
изготовляются на спец, формах путём после-
доват наложения и склеивания слоёв
с последующей вулканизацией.
Лит. Лепетов В А, Резиновые технические
изделия, 3 изд., Л, 1976, Догадки» Б. А.
Донцов А А., Шершиев В А, Химия
эластомеров, 2 изд, М, (981. В А Устинов
РЕЗОНАНСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ (от лат.
resono — откликаюсь) — наземные дииамич.
испытания ЛА (и его частей), заклю-
чающиеся в возбуждении и измерении
вибраций (преим гармонических) для опре-
деления хар-к собств. колебаний испыты-
ваемого объекта. Объекты испытаний: целый
ЛА (самолёт, ракета, вертолёт и т. д.),
консоль крыла, пилон с двигателем и др.
элементы н агрегаты, а также динами-
чески-подобная модель (ДПМ) натурного
самолёта, консоли крыла и т. п. Как
правило, Р. и. натурного ЛА проводятся
на опытном и (или) одном из первых
серийных образцов, выборочных серийных
экземплярах, разл. модификациях ЛА
Осн. задачи Р. и.: уточнение расчёт-
ной Динамич. схемы ЛА или его агрегатов,
сравнение хар-к натурного ЛА с его ДПМ,
проверка соответствия хар-к серийных об-
разцов заданным требованиям и др. Цель
Р. и. — обеспечение безопасности ЛА от
флаттера и опасных колебаний в полёте,
выявление уровня дииамич- нагрузок и т. д.
В ходе Р и. определяются спектр собств.
частот (в огранич- частотном диапазоне),
собств формы колебаний (для нек-рых
измеренных частот), декременты колебаний и
обобщённые массы наиболее важных (в
первую очередь низших по частоте) собств.
тонов, а также измеряются амплитудно-
частотные и фазочастотные хар-ки планёра
ЛА при разл. возбуждении колебаний.
Осн. техн, средства для проведения Р. и.:
приборы для возбуждения, измерения и ре-
гистрации колебаний, входящие в состав
многоканального оборудования для динамич.
испытаний (см. рис.). Для реализации
заданных граничных условий испытываемый
объект имеет упругую подвеску (на рези-
новых амортизац. шнурах, пневматич. опорах
и др.) либо жёсткую консольную заделку.
Возбуждение колебаний осуществляется
электроданамич. силовозбудителями с элек-
тронными усилителями мощности. Для изме-
рений параметров служат датчики переме-
щения, скорости или ускорения и др.
аппаратура. Первичная обработка данных
проводится на малых ЭВМ.
Осн- метод Р. и-— испытания с многото-
чечным возбуждением, в ходе к-рых подбором
внеш, сил (компенсирующих внутр, трение)
выделяют поочерёдно отд. тона собств.
колебаний и регистрируют их. Используются
синусоидальные силы возбуждения с фазо-
выми сдвигами 0 или 180° и разл.
амплитудами. Подбор внеш, сил заключается
в выборе рациональных мест возбуждения
и в регулировке уровней колебаний харак-
терных точек ЛА с целью минимизации
их относит, фазовых сдвигов. Измерения
проводятся прн неизменной амплитуде ко-
лебаний. Собств. форма колебаний опреде-
ляется распределением амплитуд квадратур-
ных составляющих перемещений ЛА для
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт ЙЕЗФНАНСНЫЕ 479
первой гармоники колебаний на собств.
частоте.
Лит.- Колесников К С., Минаев А. Ф.,
Колебания летательных аппаратов, в кн Вибрации
в технике Справочник, т 3, М, 1980, Смы-
слов В. И., Определение характеристик собствен-
ных колебаний, там же, т 5, М, 1981.
РЕЙНОЛЬДС, Рейнолдс (Reynolds), Ос-
борн (1842—1912)—англ, учёный н инже-
нер, чл. Лондонского королевского об-ва
(с 1877)- Окончил Кембриджский ун-т
(1867). Проф. Манчестерского ун-та (с
1868), с 1888 возглавил Витвортовскую
ннж. лаб. Внёс существ, вклад в развитие
гидромеханики: предложил подход к изу-
чению турбулентности и турбулентных тече-
ний, получил ур-ния, описывающие осред-
нённое движение жидкости (ур-ния Рей-
нольдса); ввёл понятие турбулентных напря-
жении (напряжения Рейнольдса); экспери-
ментально исследовал переход ламинарного
течения в турбулентное при движении жид-
кости в цилнндрнч. трубах н впервые
установил критерий перехода (число Рей-
нольдса); установил связь между коэф,
сопротивления трения и теплообмена в тур-
булентном потоке жидкости (коэф, аналогии
Рейнольдса). Кроме того, проводил иссле-
дования в области теории смазки, акустики,
кавитации на лопастях винтов и т. п.
Изобрёл турбонасос. Портрет см иа стр. 473.
Со ч Papers on mechanical and physical subjects,
v |—3, Camb , 1900—03.
РЕЙНОЛЬДСА УРАВНЕНИЕ (по имени
О. Рейнольдса} — см. в сТ- Турбулентное
течение.
РЕЙНОЛЬДСА ЧИСЛО (по имени О. Рей-
нольдса) — безразмерный параметр, харак-
теризующий собой соотношение инерцион-
ных сил и сил внутр- трення в потоке жид-
кости или газа. Равен произведению плот-
ности q, характерных значений скорости
V и линейного размера L, делённому на
динамич. вязкость р: Re = (>l/L/p.
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, напр.,
при малых скоростях полёта, когда можно
пренебречь сжимаемостью воздуха, Р. ч.
является осн. параметром подобия, опреде-
ляющим сопротивление аэродинамическое.
В зависимости от значения Р. ч. в области
вязкого течения реализуется ламинарный
(Re<Re,), переходный (RessRe,) или тур-
булентный (Re>Re,) режим движения
(Re,—к р и т и ч е с к о е Р. ч-; для потока во-
ды, напр., в трубе круглого сечения Re,«
^2300).
Р. ч. оказывает влияние на матем. по-
становку задачи в рамках механики сплош-
ной среды. При умеренных Р. ч. [мате-
матически Re=O(l)J силы вязкости играют
существ, роль во всём поле течения н
приходится пользоваться Навье—Стокса
уравнениями; Re<Cl соответствует, напр.,
движению сильно вязкой жидкости (т. н.
ползущее течение), при анализе к-рого в
ур-ниях Навье—Стокса можно пренебречь
инерционными силами по Сравнению с, си-
лами трения и давления. При Re^>l силы
трения пренебрежимо малы в осн. части
потока и существенны в тех областях
течения, где имеют место большие попе-
речные градиенты газодинамич. переменных.
В этом случае решение задачи упрощается
н сводится к интегриров'анню Эйлера ура-
внений для осн. части потока и ур-ний
пограничного слоя для области течения
толщиной 6<x>Re^l/2.
Р. ч., вычисленное по местным параметрам
потока и текущему линейному размеру, ис-
пользуется в качестве безразмерной незави-
симой переменной при определении локаль-
ных значений коэф, сопротивления трения
Ш. А Ренар,	Г А. Речкалов
н теплопередачи, а также при анализе
структуры течения в особых областях
потока (окрестность точки отрыва н т. п.).
В А. Башкин.
РЕЙСОВАЯ СКОРОСТЬ — отношение даль-
ности полёта к продолжительности полё-
та. С сер. 80-х гг. термин выходит из
употребления. См. Техническая скорость.
РЕКОРДЫ АВИАЦИОННЫЕ — наивысшие
показатели в скорости, дальности, высоте,
скороподъёмности, грузоподъёмности и про-
должительности полёта, достигнутые на пи-
лотируемых ЛА, входящих в классифи-
кацию спортивного кодекса Международной
авиационной федерации (ФАИ). Р. а. под-
разделяются на нац. и мировые. Регистра-
цию мировых Р. а. с 1905 производит
ФАИ, сов. — с 1936 — вела авиац. спортив-
ная комиссия Центрального аэроклуба СССР
нм. В. П. Чкалова. В самолётном спорте,
Табл. |.—Мировые рекорды по состоянию
на I янв. I 99 |
Вид спорта	Всего рекор- дов	Из них		
		СССР	США	др страны
Самолетный	|087	641	303	143
самолёты с ПД	218	6	137	75
самолёты с ТВД	315	247	47	2|
самолёты с ТРД	509	377	109	23
ракетные само- леты ЛА с вертик.	1	—	—	1
взлётом и по- садкой ЛА с коротким	8	—	—	8
взлетом и по- садкой	19	И	8		
мнкроаннация самолеты с по- воротным кры-	II	—	1	10
лом	5	—	—	5
самолёты, за- пущенные с са- молётов-носи- телей	1		1	
Планёрный . .	70	4	12	54
Вертолётный	123	47	49	27
Парашютный	66	52	9	5
Авиамодельный	86	29	|6	4|
РакетОмодельиый	34	27	—	7
Автожиры	16	—	1	15
Космос	74	35	39	— ’
космические ко- рабли .	64	35	29	—
космические ко- рабли много ра- зового исполь- зования	Ю		Ю	
Дельтапланёриый	29	—	|2	17
ИуОгО	|585	835	441	309
Воздушные шары	253	7	167	79
Дирижабли Аппараты на мус-	27	—	7	20
кульной силе Аппараты на воз-	7	—	4	3
душной подушке	1	—	—	1
Всего	1873	842	619	4)2
вертолетном спорте, планёрном спорте, пара-
шютном спорте, дельтапланёрном спорте
мужские н женские рекорды регистрируются
раздельно.
По данным ФАИ на 1 янв. 1991 заре-
гистрировано 1873 мировых Р. а. По осн.
видам авиац. спорта из 1585 мировых
рекордов 835 принадлежали СССР (табл. 1).
Нек-рые действующие рекорды указаны в
табл. 2.
ФАИ регистрирует также абс. авиац.
рекорды — макс, достижения в дальности,
высоте, скорости н продолжительности по-
лёта на ЛА (табл. 3).	А Ф. Тырсин.
РЕЛАКСАЦИЯ (от лат. relaxatio — ослаб-
ление) в г а з а х — процесс установления
термодинамич. равновесия (выравнивание
физ. параметров — давления, темп-ры, кон-
центрации компонентов н т. п.) между
всеми частями газовой системы. Проходит
в результате столкновений частиц и для
каждого параметра характеризуется своим
временем установления равновесия (т- н.
временем Р.). При относительно невы-
соких темп-pax (обычно менее 1000 К)
в газах быстрее всего устанавливается рав-
новесие по постулат, степеням свободы. Рав-
новесие между постулат, и вращат. степе-
нями свободы, связанное с обменом энергии
между ними, устанавливается значительно
медленнее. При гиперзвук, скоростях полё-
та, когда в области возмущ. течения прояв-
ляются реального газа эффекты, в много-
атомных газах существ, роль играют релак-
сац. явления, связанные с обменом энер-
гией между лоступат. и внутр. Степенями
свободы, к-рые оказывают влияние на газо-
термодинамич. хар-кн течения и на аэро-
динамическое нагревание. Процесс установ-
ления термодинамич. равновесия по внутр-
степеням свободы описывается ур-ниями
газо- и термодинамики (Навье—Стокса
уравнениями, ур-ниями теплопроводности,
диффузии и др.), дополненными ур-ниями
хим. кннетикн н Др. релаксац. ур-ниями,
если времена Р. соответствующих фнз.-хнм.
процессов сравнимы с характерным газо-
динамич. временем течения.
РЕНАР (Renard) Шарль Александр (1847—
1905)—франц, воздухоплаватель, один из
пионеров дирижаблестроения. С 1871 чл.
комиссии воен, мнн-ва по воздухоплаванию.
На созданных Р. ротативных установках
исследовалось аэродинамич. сопротивление
дирижаблей в зависимости от скорости
обтекания и формы корпуса, р. разработал
теорию статич. устойчивости дирижабля
в полёте. В 1884 на средства воен,
мин-ва Р. совм. с А. Кребсом разра-
ботал и построил дирижабль «Франция»
с электродвигателем мощи. 6,6 кВт и ак-
кумуляторной батареей, более совершенный,
чем дирижабль А. Жиффара. Общая масса
силовой установки 0,6 т, масса дирижабля
2 т- 9 авг 1884 дирижабль совершил
полёт на 7,5 км и обратно за 23 мин.
В 1884—85 выполнено ещё 6 полётов.
На основе опыта полётов дирижабля «Фран-
ция» Р. определил необходимую площадь
оперения дирижабля. Р. первым разработал
методику оценки собств- скорости дирижаб-
ля с учётом скорости ветра, создал конструк-
ции привязных аэростатов наблюдения, при
менявшихся во франц, армии, построил мо
дель планёра-полнплана с закрытым корпу
сом и шасси.
РЕСУРС (от франц, ressource — вспомога-
тельное средство)— 1) Р. авиацион-
ной конструкции — продолжительность
функционирования (наработка) конструкции
ЛА, выраженная в лётных часах или
числом полётов до наступления предельного
состояния, прн к-ром дальнейшая эксплуа-
тация ЛА прекращается по требованиям
безопасности или эффективности эксллуата-
480 РЕЙНОЛЬДС
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл 2— Некоторые авиационные рекорды
Показатель	Достижение	Дата установления рекорда	Рекордсмены	Страна ЛА
Дальность по прямой мужчины женщины Высота мужчины женщины Скорость иа базе 15/25 км мужчины женщины Время набора высоты 3000 м мужчины женщины Максимальным груз поднятый на высоту 2000 м МУЖЧИНЫ Дачьиость по прямой мужчины женщины Высота МУЖЧИНЫ женщины Скорость на замкнутом маршру те длиной 5000 км мужчины женщины Время набора высоты 3000 м мужчины женщины Максимальный груз поднятый на высоту 2000 м мужчины женщины Дальность по прямой мужчины женщины Дальность по замкнутому мар труту Высота мужчины женщины Скорость на замкнутом маршру те длиной 100 км мужчины женщины Скорость на замкнутом маршру те длиной 500 км мужчины женщины Скорость на замкнутом маршру те длиной 1000 км мужчины женщины Скорость на замкнутом маршру те длинен 2000 км с грузом )55т Время набора высоты 3000 м МУЖЧИНЫ женщины Максимальная высота полета с грузом 155 т Максимальный груз поднятый иа высоту 2000 м мужчины Максимальная масса самолета иа высоте 2000 м Высота Скорость на базе 15/25 км Высота с трузо м 1000 2000 5000 кг Максимальный груз поднятый на высоту 2000 м Дальность по прямой Высота Время набора высоты [2 000 м	Самолет 40 212 139 км 7267 69 км 17 083 м 14 310 м 832 12 км/ч 747 339 км/ч 1 мин 31 9 с 4 мни 21 4 с 15 |66 кг Самолеты 14 052 95 км 7661 949 км 15 549 м 13 513 м 877 212 км/ч 701 068 км/ч 1 мин 48 с 4 мнн 46 1 с 100 444 6 кг 8096 кг Самолеты с 20 168 78 км 10 086 669 км 20 150 921 км 37 650 м 24 336 м 2605 I км/ч 2128 7 км/ч 29815 км/ч 2466 31 км/ч 3367 221 км/ч 2333 км/ч 815 09 км/ч 25 373 с 412 с 12 430 м 171 219 кг 508 200 кг Г ид росамолет1 14 962 м 9(2 км/ч 14 062 м 15 206 4 кг Летате1ьиые аппар 681 км 15 499 м 116 15 с	Самолётный спорт ы с поршневыми двигател 14—23 12 1986 9 10 4 1966 22 10 1938 23 7 1983 30 7 1983 9 4 (957 6 2 1972 17 1 1979 11 5 1946 с турбовинтовыми двигат 20 2 1972 15 Ю 1967 27 3 1972 20 10 1967 9 4 I960 12 6 1969 16 4 1985 12 6 1982 26 10 1967 7 6 1982 турбореактивными двига Ю 111 1962 22—23 Ю 1977 6—7 5 1987 31 8 1977 22 5 1965 8 4 1973 18 2 i967 5 10 [967 21 Ю 1977 27 7 1976 12 4 1978 22 3 1989 27 10 1986 15 11 1974 22 3 1989 26 7 1985 22 3 1989 ai с турбореактивными двт 9 9 1961 7 8 1961 8 9 1961 12 9 1961 аты с вертикальным взле 27 5 i960 12 1 1987 11 4 1991	я м и Р Рутан Дж Йшер Г Мокк М Пеззе М Гилец Ф Тейлор Ж Кокран Л Шелтон ( Е Савицкая Дж Уоррен елями Ь Атлисон Л М Уланова Д Уилсон Л М Уланова И М Сухом тин Л М Уланова Ч Йигер Р Данен юр М Л Попович И Е Давыдов М Л Попович тенями К 4вети И Ф Вертипрахоаа В И Терскии ГО П Рес ннцкий А Т Маистренко А В Федотов Н А Проханова А В Федотов Е Н Мартова М М К< маров С Е Савицкая А ьледсо С Е Савицкая А В Галуненко С А Горбик С Ф Нс чаев В Г llyiaq^B С Е Савицкая А В Гатуненко С А Горбик С Ф Нс чаев В И Терскни А В Га тунецко С А Горбик С Ф Не чаев 1 г а т е л я м и Г И Бурьянов Н И Андриевский Г И Бурьянов Г И Бурьянов гои н посадкой Д Вуд Б Скотт А А Синицын	США «Вояджер» США Цессна Р 206 Италия Капрони 161бис Франция Потез 506 США Норт Американ Р 51 !> США Норт Американ Р 51С США Грумман 1 8Г1 «Баркьт» СССР Як 50 США Боинг В 29 США Л< кхнд НС 1 ЗОН «Гер кулее* СССР Ил 18 США ЛТВ L450F СССР Ил [8 СССР Ту Ц4 СССР Ил 18 США Панлер «Шайенн» 400 LS СССР Ан 24 СССР Ан 22 СССР Ан 24 США Боинг В 52Н СССР Ил 62М СССР Ан 124 СССР Е 266М СССР Е 33 СССР Е 266 СССР F 76 < ССР F 266 СССР Е 133 США Локхид SR 71 СССР Е 133 СССР Ан 225 СССР Ц 42 СССР Е 66Б СССР Ан 225 СССР Ан 124 С( СР Ан 225 СССР м ю СССР М 10 СССР М 19 СССР м ю ФРГ Do3lE3 Великобритания «Харрнер* DB6 СССР Як 141
31 Авиация
481
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Продолжение табл 2
[[ок з 1те I ь	[остижх НИС	Дата установления рекорд	Рекордсмены	Страна ЛА
Летательные аппараты с коротким взпетол и осадков
Время наб ja вшиты 3000 i (муж 1 И 1 Ы ) на поршневых ЧА  а турбовинтовых ЛА на турбореактив тых ЛА Дачьноеть по прямой мужчины женщины Высота мужчины женщины Скорость на базе [5/25 км му ЖЧИНЫ женщин । ( корость на замкнутом мзрщру те дчинои [00 км мужчины женщины Время набора высоты 4000 м Муж IHlibl же нщины Максимаиный груз i однитыи на высоту 2000 м мужчины женщины Скорость иа базе [5/25 км Высота с грузом 1000 2000 5000 10 000 15 000 кг Максимальный rpyi почштый иа высоту 2000 м Дальность io прямой мужчины женщины Скорость иа замкнутом маршру те длиной аОО км мужчины женщины Скорость на замкнутом маршру те дчиной [000 км мужчины Абсо потная высота мужчины женщины Выигрыш высоты мужчины женщины Точность приземления днем (фиксация визуальная диск O — I00 мм) мужчины женщины Точность приземления днем (фиксация электронная чиск О 50 мм) му ЖЧИНЫ жет щнн|। Одиночные высотные затяжные прыжки {высота свободно о падения) мужчины женщины Грут новые высотные затяжные Прь жкн (высота свободного падения) мужчины женщины Одиночные акробатические пры жкн [время выполнения комп текса фигур в свобт дне м i аде ННИ1 мужчины женщины Группован акробатик । (макси мачьное образование в Сво бедном падении) Мужчины женщины Купотьная акробатика [время создания пирамиды из 8 купо лов)	4 х ин 7 37 с 3 х ин о9 40 е 2а 428 с 3561 55 км 2232 218 км 12 442 м 8250 м 400 87 км/ч 341 32 км/ । 340 I > км/ч 334 404 км/ч 1 мин 22 2 с 2 мин 11 1 с 40 204 о кг 25 [10 7 к, 356 3 км/ч 2588 м [6 485 кг 1460 8 кх 949 7 км 164 I [3 км/ч 133 14 км/ч 14ч 328 км/ч 1 4 938 м [2 637 м [2 894 м 10212 м 106 Приземлении 81 призем тение в 50 приземлений в 41 призем чение в 24 500 м 14 800 м 14 780 м 14 2 [ 5 м 5 56 с 6 71 с 144 че ч 80 чеч	Э и нтокры в диск диск диск диск	ч ь	14 12 1988 > 4 148 11 4 1 18 Вертолетный спорт Верто еты b 7 4 [966 15 8 1969 21 6 [972 29 I [985 [1 8 [986 16 7 [975 26 8 [964 18 7 1975 12 4 [972 12 5 1983 6 8 1909 3 12 1982 е аппзраты [конвертов । а 7 10 1961 24 | [ 1961 24 11 1961 Планерный спорт 25 4 1972 20 I 1980 10 12 [986 29 1 1979 3 I 1979 [7 2 1986 [4 2 [979 2а 2 1961 12 I 1988 Парашютный спорт 2[ [0—3 11 [978 21 [0 311 1978 20 10—1 [ [ [988 19 10 [ [ [ [988 1 11 1962 26 [0 [977 24 4 1975 26 10 1977 25 7 1990 0 8 1988 8 8 [988 6 7 1990	Р Оты 1евскин Ф Хзддс н Н Ф Садовников Р Ферри И А Конец Ж Бу е Т И Зхсва Дж Зги! той Г В Расторгуева Б К Гачицкии Г В Растортуева Дж Хендерсон Н И Еремина В II Кочошенко И А Ко ieu н ы) Д К Ефремов Д К Ефремов Д К Fфремов X Гроссе К Каре ч Ж Кастель С Маргин X Г россе Р Харрис С Джаккингел П Баикч И Тоадер А В Беюглазов 3 М Курицына Л М Абдурахманов Н М Фнчипкова F Н Андреев 3 11 Фомичева 10 чел 10 1ел 3 Тахэр Лн Жу| жун 144 чеч 80 чеч	США *1 тасезр* JI1 США Локхид С 130 СССР П 42 США Хьюз ОН 6А СССР Ми 8 Франция SA 3[5 001 СССР Ка 32 Великобритания Уэстченд «Линкс* СССР А 10 СССР Ми 6 СССР А [0 США Сикорский CH 54В СССР К а 32 СССР В 12 С( СР Ми 26 СССР Ка 22 СССР Ка 22 СССР Ка 22 ФРГ Вечикобритання Франция Австралия ФРГ США США США Новая Зечандня СССР СССР СССР СССР СССР СССР СССР СССР Франция КНР США Франция
482				www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!		
Ок нчиние г i t 2
Пок ты	I CTI ЖС 1ИС	Чата	Рек ip 1 vie |Ы	( тра jd Л X
				
жчимн	4 3 29 с	25 9 1986	8 чеч	Франция
жет	94 05 с	16 [0 1990	8 чел	СССР
Купольная акр >багика (макси				
мальное образование)				
мужчины	32 че	। ]Ь 9 1987	32 че т	Фра 1 i и я
женщинь	16 че ч	7 1(1 1990	16 ет	( L1[A
Авиамодельный спорт
М о д е т и самолетов с ре m 1 вы ми дяигатетями
Продолжите ьиосгь i iea i	1 ч 41 мин 32 с	19 6 1964	В А фед р в	СССР
Дальность л > i рямои	371 189 км	1 7 1962	Г А Чиминцев	С< СР
Высота	1732 м	[9 6 [964	В А Федоров	СССР
Ск< рость по прямой	[87 68 км/ч	6 9 1987	А В Бечаиов	( ССР
Моцети гидросамолетов с резиновым дви агстями
Предо жн с f нос слста	49 ми । 4о с	28 5 1987	Б Н КрасиорУтскии	С( СР
Чатьность п) прямой	12 883 км	13 9 ]987	Б Н Краснорутскии	СССР
Высота	1143 м	28 5 1987	Б Н Краснорутскии	СССР
Ск трость in прямой	113 24 км/ч	25 6 1989	Б Н Краснорутский	СССР
	\4oie н в е 1 т	। е т о в с [сзин вы ми д в и г	а т е ч я м и	
Продолжительность п> ста	31 мин 26 7 <	3 6 1968	А Ш Назаров	СССР
Дальность по прямой	о237 50 м	3 8 1974	Ж Петеджи	Италия
Высота	812 м	30 8 [975	П Л Мотекаитис	СССР
Скорость По прямой	144 23 км/ч	12 6 1970	П 9 Мотекаитис	СССР
Моде и еамочетов с п < р нев[ м двигатеим
Продолжительность почета	6 ч 1 мин	6 8 [952	И О К аковскии	СССР
ДаЛ| ность I) 1 рямои	378 756 км	15 81952	Е ф Б риссвич	СССР
Высота	6468 9 м	8 8 1982	Инь [зньбаи	КНР
Скорость |О 1 рямои	[79 9 км/ч	о 5 1981	А А Д б । ie 1кии	СССР
Moic н г и д р о i а м о 1 е т о в с i о р i нтьм двигатетем
Продочжитечьность почета	2 ч 23 мин 52 i	7 8 1982	Чжан [ уишон	КНР
Датьность по прямой	130 904 км	29 8 1982	Ян Яй	КНР
Высота	4600 м	17 8 [982	Дун Чунь	КНР
Скорость го |рнмой	98 07 км/ч	[6 9 [987	И В Жиданов	СССР
	Моде и верт	е г в с ।	|) и евя\1дв| а г с 1		
Продотжитетьиость по |ета	3 ч 12 миц	1 10 1968	С Пуриче	Румыния
Дальность по прямой	9] 491 км	I 10 1963	В И Титчов	СССР
Высота	3750 м	24 9 1963	С Пуриче	Ру мыния
Скорость по прямой	1 [6 [2 км/ч	20 9 1970	4 С Павтов	СССР
Этектр [ е т Р а д и < прав i я u 11 1ОД1[ИСамО|ет<>в(сакк м ч я то ро v )
Продолжитечьность полета	6 ч [9 мин 49 с	28 7 1990	Хань Синъюэиь	КНР
Дальность по прямой	102 4 км	25 8 1990	А А Дубинецкии	СССР
Высота	1749 м	9 8 1988	Т Н Войгенко	СССР
Скорость по прямой Датьность по замкнутому мар	250 435 кг /ч	14 10 1989	ф Ваисгербер	ФР|
UipVTy Скорость (о замкнутому мар	167 км	3 9 [988	Ли Шихао	КНР
шруту Дальность по прямой (гибкое крыло)	163 682 км/ч	25 11 [989 Дельтапланериый спорт	Ф Ваисгербер	ФРГ
мужчины	488 19 км	3 7 1990	3 Тьюдор	США
жен) (Ины Вь игрь н ВЫСОТЫ	29] 31 км	I 7 ] 99(1	К Kai	С|ИА
му жчины	4343 4 м	4 8 1985	3 Тьюдор	США
женщины Скорость почета на замкнутом маршруте Дчш и 150 км	3657 м	6 7 1989	Г Xaicen	1 lopBCI ИЯ
мужчины	26 31 км ч	10 Ь 1989	Т. Kv пер	Австралия
Табт 3 Абсопютные рекор 1ы
Показате 1ь	1. ТСТИЖ1 НИ1	IdTd усганив icHHH рекорда	Рекордсмены	Страна ЛА
Дальность по прямой
Дальность по замкнутому мар
щруту
Высота
Высота в юризонта тьном ю
лете
Скоро ть ia базе 15/25 км
Скорость на замкнутом мар
шруте дтииой 1000 км
Высота (самочет запущен i са
мотета носитетя)
31*
А б с < л ю т I и е ректрд । на t а м о Л t i iv
40 212 [39 км (без i садки	14 2J (2 j J86	Р Рутан Дж Ящер	США «Вояджер»
вокру света)			
37 6т0 м	31 8 1977	А В Федотов	С( СР t 266М
25 J29 031 м	28 7 1976	Р Хетт	США Локхид SR 71
Зй29 об км /ч	28 7 1976	Э Джорс	США Локхид SR 7|
3367 221 км/ч	27 7 ]976	А Бчедсо	СН|А 1окхид SR 71
9о 935 99 м	17 7 1962	Р >аит	США Норт Американ \ [5 3
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Окончание табл 1
Показа г< 11	Достижение	jld 1 1 Устинов ,еция pt кор ui	14 корДеме hi i	1 трана ЛА
Продолжите ii носп полета Дальность полета Высота полета Дальность ibiiela io прямом Абе Про нижите HHocib noieia Высота нооета Чакенмт ьная viatta к jp |б я На ННеоте J. I тьпиегь по iera	Абсолютны 1 17 ч 5 мин 50 с 8382 j4 км 34 668 м Абс ! 1 Ю 0 184 5 км О 1W1н щ рекорде н к о е И) с>т । Г мии 24 с 501 831 км 106 882 Ki э 367 ООО км	с р < к о р 1 ы la но in in и ь1 х 12 17 8 1978 0 12 JI 1981 4 5 1961 ные p с к о[ tn на i и p и ж о fi 24 [0 Ill 1428 и ч с С К И X К Cl p | б 1 Я С И HOI о 28 1 1 8 [2 1081 6 13 4 [984 [I Jf> [ 1 1982 22 30 3 1982	>п арах М Андерсон Б Абруццо Д Ньюмен п Абруццо Л Ньюмен Р Аоки Р К |арк М Рос с В J J рат< р 1 Я X X Эк ке1 нс р > а зо н о I с Иепользова Дж Янг Б	Р Пар кер О I зрриот У Мер болд Б Лихтенберг, Р Криппен Ф Скоби Дж Нс чьсон Дж Ван Хофтсн Т Чарт В Бранд I* Овсрманер, Д Л сема Я ф^л тер тон Дж Аллен У Ле нсар	( ША США США Германия «Граф Пенне тин» ния t [ПА «Коп^мбия» С 1ПА «Че ыенджер» США «Ко ivMfiHH» США «Ко ембия*
цииу в связи с возможным недопустимым
снижением прочности Обеспечение больших
Р является комплексной задачей сложность
к рой обусловлена спецификой ЛА как техн
изделия Достижение необходимых летных
эксплуатац и экон хар к требует макс
снижения массы конструкции и повышения
напряженности ее работы при условии
обеспечения безопасности эксплуатации в
пределах Р
Проблема Р приобрела особую акту аль
нцсть в кон 50 х гг в связи с бурным
развитием |ражд авиации и рядом ка
тастроф реактивных пасс самолетов (напр
англ самолета «Комета I») последовавших
из за недостаточного сопротивлении уста
лости герметичных фюзеляжей В США Be
ликобритании и др странах с развитой авиа
пром стью были проведены исследования
ресурсных хар к конструкции ЛА, в СС( Р
под рук А И Макаревского в ЦАГИ
и в ряде КБ — работы по созданию
нормативных требовании и методов обеспе
чения безопасности эксплуатации ЛА по
условиям сопротивления усталости Прово
лившиеся исследования касались в осн
способов определения наработки к рую
можно допустить для уже поступившей в
эксплуатацию конструкции при крайне малой
вероятности возникновения опасных уста
лостных трещин В связи с повышением
требований к интенсивности эксплуатации
и эффективности самолетов в 70 х гг
определение и обеспечение требуемых боль
ших Р стало необходимым уже на этапах
проектирования ЛА Методы обеспечиваю
щне Р на этапе проектирования и при эксп
луатации аналогичны и сводятся в осн к
следующему определение совокупности на
грузок действующих на конструкцию опрс
деление хар к сопротивления усталости на
стадиях зарождения и распространения тре
Шин прн нагружении упрощенного вида,
позволяющем провести необходимый экспе
римент, установление связи между реаль
ной и упрощённой совокупностями нагру
зок назначение коэффициентов надеж
ности
Определение совокупности перем нагру
зок действующих на конструкцию проводит
ся применительно к нагрузкам функциони
рования, обусловленным параметрами
эксплуатации (массой ЛА, топлива и но
лезного груза, скоростью и высотой полета
и т д ) и к дополнит нагрузкам, вы
зываемым маневрированием наличием атм
турбулентности неровностями пов сти зем
пи и др Прн проектировании перем нагруз
ки определяются (для прогнозируемых ре
жимов эксплуатации) на основе аэродина
мнч и весовых хар к ЛА с использованием
методов статистич динамики для расчета
реакций самолета как колебательной системы
на стохастич внеш воздействия и Др
способами На этапе эксплуатации проводят
прямые измерения перем нагрузок включая
массовые статистич исследования перегрузок
в центре тяжести самолета
Хар кп сопротивления усталости для ста
дий зарождения и распространения трещин
в период проектирования получают экспе
риментально испытывая действием как пра
вило упрощенной совокупности перем на
грузок характерные для данной конструк
ции образцы соединений а также опытные
панели и узлы представляющие собой
фрагменты ответств участков конструкции
В ходе испытаний ведут направл выбор
материалов полуфабрикатов, конструктив
ных форм и технол процессов обеспечи
вающих высокий уровень сопротивления
усталости и распространению трещин При
поступлении ЛА в эксплуатацию и уста
новленин Р в соответствии с Нормами
летной годности проводят прямые испытания
натурной конструкции планера самолета
(см Ресурсные испытания)
Важным фактором является установление
связи (эквивалентности) между реальной и
упрощенной совокупностями перем нагрузок
позволяющей перейти от исчисления долго
вечности в нек рых условных циклах к ис
Числению их в летных часах полетах или
др единицах реальной) функционирования
ЛА или его агрегатов При проектировании
эквивалентность определяется с помощью ря
да известных расчетных методов (напр , оу
тем систематизации совокупностей перем на
грузок учетом асимметрии циклов нагруже
ния на основе гипотезы линейною суммнро
вания усталостных повреждений) в ходе пря
мых испытаний элементов конструкции как
при упрощенном, так и при реальном naipy
жении В период эксплуатации с этой целью
на базе методов матем статистики сс>по
ставляют число циклов до возникновения
трещины в конкретном месте конструк
ции при испытаниях в лаборатории с пара
биткой до возникновения аналогичных тре
щнн при эксплуатации если они появлялись
на ряде экземпляров эксплуатируемой мо
дели ЛА
Для обеспечения Р назначают коэф на
дежностн конструкции компенсирующий
возможное рассеивание кол ва и значений
перем нагрузок хар к сопротивления уста
лости погрешности методов Коэф надеж
ности выбирают или по принципу «безопас
ного ресурса», т е так, что появление тре
шин усталости практически невероятно или
с учетом эксплуатационной живучести авиац
конструкции на основе методов теории ве
роятностей и матем статистики Исходя из
требуемой надежности авиац конструкций
Р ЛА в целом определяется по Р отд эле
ментов разрушение к рых или появление в
них повреждении может непосредственно
привести к катастрофич ситуации В слу
тар необходимости Р увеличивается после
контроля, ремонта или замены этих элемен
тов
Безопасность авиац конструкции по уело
вням сопротивления усталости подтвержда
ется перед началом регулярной эксплуата
ции Г|ри установлении первоначально назнач
Р и в процессе эксплуатации по мере вы
работки ранее установл Р При этом про
водится последоват (поэтапное) установле
ние увелич значений назнач Р на основе
накопления и обобщения сведений об уело
Виях нагружения и техн состояния конструк
ции	В Г Лейбов Е А Шахитунн
2) Р двигателя —продолжительность
или объем работы (наработка) двигателя
в эксплуатации до предельного состояния
при к ром дальнейшая работа двигателя пре
кращается по требованиям безопасности и
эффективности эксплуатации Р измеряется
продолжительностью эксплуатации в часах
полетных циклах включениях и т п Сущест
вуют Р назначенный гарантированный и Р
до (.писания
Наиболее важным является назначен
ный ресурс двигателя и его элементов
Назнач Р наз суммарная наработка двига
теля (в часах циклах нт п ), при дости
женин к рой эксплуатация должна быть пре
крашена независимо от его состояния Наз
нач Р двигателя и его отд элементов могут
быть различными При выработке этого Р
соответствующие детали узлы двигателя
подлежат обязат замене в процессе ремонта
или техн обслуживания Назнач Р птветств
элементов двигателя (дисков валов и др )
определяется расчетами и подтверждается
как и для двигателя в целом эквивалентно
циклическими испытаниями двигателя Зна
чение назнач Р изменяется в процессе экс
484 РЕСУРС
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
плуатации ло мере подтверждений его соот-
ветствующими испытаниями, различают на-
чальный назнач. Р., временно назнач. Р. и т д
Составными частями назнач. Р. являются Р
до первого капитального ремонта и межре-
монтные Р
В течение гарантированного ре-
сурса устранение конструктивно-произ
водств. дефектов двигателя производится
за счёт поставщика
Для расчёта потребности в авиац. двига-
телях используется ресурс до списа
ния — расчётное значение наработки двига-
теля от начала эксплуатации до списания
ДВиГЗтеля	И Л Биргер
Лит Гудков А И, Лешаков II С, Раи
ков Л Г, Внешние нагрузка и прочность летатель
ных аппаратов, 2 изд., И , 1968, Се ре нее и С В,
Когаев В. П, Шпеидерович Р М. Несущая
способность и расчет деталей машин на прочность
3 изд , М, 1975
РЕСУРСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ авиацион
ной конструкции воспроизведение в
лаборатории внеш воздействий, соответст-
вующих условиям типовой эксплуатации пла-
нёра ЛА, включая циклим, нагружения и
функционирование элементов конструкции
ЛА. Р. и определяют наработку до достиже-
ния конструкцией предельного состояния,
при к-ром её дальнейшая эксплуатация не-
безопасна нлн нецелесообразна из-за Сни-
Ресурсные испытания крыла с.|молё|<> в ЦАГИ
жения эффективности. В процессе Р. и- вы
являют критич элементы конструкции, влия-
ющие на безопасность эксплуатации, а так-
же отрабатывают методы техн- обслужива-
ния конструкции ЛА в течение всего срока
эксплуатации- На осн. сравнения внеш, воз-
действий, создаваемых в Стендовых услови-
ях (см. рис ) и в реальной эксплуатации, а
также исследований наприж и температур-
ного состояния испытываемой конструкции
определяют и обеспечивают эквивалент-
ность Стендовых условий условиями реаль
ной эксплуатацни-
При дефектоскопия контроле (см. Дефек-
тоскопия} в испытываемой конструкции вы-
являют повреждения (трещины, износ, кор-
розию и т. д.). вызванные иикдич- наработ-
кой н воздействием среды, с целью опреде-
ления условий достижения требуемого ресур-
са и календарного срока службы (до спи
сания парка конструкций).
Разновидностью Р. и. являются усталост-
ные испытания, в процессе к-рых произво-
дится нагружение конструкции совокуп-
ностью низкочастотных (до I Гц) и высо-
кочастотных (до 50 Гц) нагрузок, эквива-
лентных нагрузкам типовой эксплуатации
Низкочастотные нагрузки воспроизводят
повторно-статическим способом (см. Пов-
торно-статические испытания), высокочас-
тотныс — путём возбуждения колебаний кон-
струкции на собственных частотах
С И I алкин
РЕЧКАЛОВ Гри|орий Андреевич (р 1920) —
сов лётчик, ген -майор авиации (]957)
дважды Герой Сов Союза (1943, 1944). В
Сов. Армии с 1938. Окончил Пермскую воен,
авиац школу летчиков (1939), Воен -возд.
академию (1951, ныне им Ю А Гагарина)
Участник Вел Отечеств, войны В ходе войны
был лётчиком-истребнгелем, ком звена, ком.
эскадрильи, ком.истребит авиаполка Совер-
шил 450 боевых вылетов, сбил лично 56 и в
составе । руппы 5 самолётов противника. Пос-
ле войны на ответств должностях в ВВС.
Награжден орденом Ленина, 4 орденами
Красного Знамени, орденами Александра
Невского, Отечеств войны 1-й степ , 2 орде-
нами Красной Звезды, медалями Бронзовый
бюст в с. Зайково Свердловской обл. Порт-
рет см на стр 480
РЕШЕТКА ПРОФИЛЕЙ (плоская) — рас-
положенная на плоскости нериодич. система
профилей крыла, получающаяся параллель-
ным смешением профиля (рис. I) относитель-
но соседнего на определ. расстояние (шаг
решётки — прямая Р п.) илн поворотом от-
носительно общего центра на угол 2л/А/, где
/V — число профилей в Р п. (круговая Р. п.).
Р- н получаются при сечении рабочих колес
Рнс, I. Прямая («) н круговая (б) решетки
Профилен <— шаг решетки, р - угол выноса
b хорда профиля, 1 - профиль, 2 профил яро
Винные лопатки
Рис. 2. Зависимость коэффициента подъемной си-
лы г„ профиля в решётке от отношения I/t>
при различных течениях угла выноса р (см
рис I) с„„, — коэффициент подъемной силы
ИЗОЛИрОВаННОГО ИрОфИЛЯ
и направляющих аппаратов компрессоров,
турбин, возд винтов и т- п цилиндрич.
пов-стями нли плоскостями
Впервые аэродинамич. расчёт состоящей
из плоских пластин Р. и-, обтекаемой безвих-
ревым потоком идеальной несжимаемой жид-
кости, был выполнен Н Е Жуковским (1890
1912—15) и С. А Чаплыгиным (1914) мето-
лом конформных отображений и годографа
методом Их работы явились толчком для
разработки совр. методов расчёта и проек-
тирования Отд лопаток и лопаточных ма-
шин в целом Расчёты показывают, что аэро-
динамич хар ки (напр , подъемная сила)
профиля в решётке могут существенно отли-
чаться от хар-к отд. профиля (рис. 2) из-за
взаимного влияния профилей в решётке (см.
Интерференция аэродинамическая). Позднее
были разработаны методы расчёта обтека-
ния Р. п потоком газа с дозвук скоростью с
учётом влияния вязкости среды на потери
полного давления (на основе теории погра-
ничного слоя), теория решёток в сверхзвук,
потоке, теория пространств и нестационар-
ных течений через Р п. Теория плоских Р. п
применяется также для расчёта обтекания
профилей при наличии твёрдых или свобод-
ных границ около него Теория плоских и
пространств. Р. п. лежит в основе совр. ме-
тодов расчёта турбомашии (турбин и ком-
прессоров) _
Лит Келдыш В. В , Решетки профилен н сверх-
звуковом потоке, в к и Сборник работ по теории
воздушных винтов, М, 1958. Степанов Г. Ю,
Гидродинамическая теория решеток, в кн : Механи-
ка в СССР за 50 лет, г 2, и, 1970, Седов Л И .
Плоские задачи гидродинамики н аэродинамики,
3 изд , М, 1980.	Г И Майкапар
РЕШЕТЧАТЫЕ КРЫЛЬЯ - несущие , ста-
билизирующие или управляющие пов-сти,
представляющие собой совокупность «пла-
нов» обычно одинакового профиля (см. Про-
филь крыла) и расположения (см , напр..
Решетка профилей). Р. к. явились развитием
идеи стр-ва полипланов, для к-рых, как От-
мечал Н. Е. Жуковский в 1911, «надеялись
получить хорошую подъёмную силу, делая
поддерживающие планы решётчатого типа»
Однако в самолётостроении полнпланы раз-
вития не получили.
Р. к. применяются при решении задач, в
к-рых проявляются их преимущества перед
обычными несущими поверхностями. Наибо-
лее часто используются рамные и сотовые
Р. к. (рнс. 1). Осн геом. параметром Р. к_,
во многом определяющим их хар-ки, в т. ч
аэродинамические характеристики, является
и селение (6) решётчатые

Рнс. 1, Рамное (п|
крылья
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	485
Рис 2 Зависимо!.ть коэффициента с* от чиста
Маха Ми при разтичных значениях i
относительный шаг t=t/b где b — хорда про
фнля (плана) t — расстояние между сосед
ними планами (при равных t несущие свои
ства рамных и сотовых Р к незначительно
отличаются друг от друга)
Средн аэродинамич преимуществ Р к еле
дует отметить возможность получения зна
чит несущих (подъемной управляющей) сил
прн огранич объеме конструкции и обеспе
чения больших критич углов атаки и малых
шарнирных моментов в широком диапазоне
значении Маха числа полета Кроме того
соответствующим выбором геом параметров
Р к (гл обр /) можно влиять на закон
изменения коэф Су (см А зро динами веские
коэффициенты) от Mtl (рис 2) что позво
ляет обеспечить почти пост степень стати
ческой устойчивости ЛА по в т ч ив
случае значит изменения его центровок (Од
нако на дозвук и умеренных сверхзвук ско
ростях полета когда наблюдается заметное
взаимодействие между планами из за интер
ференции аэродинамической значение аэро
динамического качества Р к меньше чем
у «монопланного* крыла ) Рациональное
пространств распределение элементов Р к
позволяет также существенно снизить массу
конструкции Одной из важных особенностей
Р к является удобство их складывания
обычно вдоль корпуса (примером могут слу
жить складывающиеся стабилизирующие
пов Сти Системы аварийного спасения кос
мич кораблей «Союз» рис 3) причем
их раскрытие может осуществляться как
принудитезьно так и под воздействием
только (что существенно) аэродинамических
сил
Лит Жуковским Н L Теоретические основы
воздухоп таваиин т 6 М —Л 1950 Решетчатые
крытья М 198о	С М Белоцерковский
РИМСКАЯ КОНВЕНЦИЯ 1952 об ущербе
причиненном иностранными возд судами
третьим тицам Hi 1 нив 1990 участниками
конвенции являлись 35 гос в (СССР с
1982) Р к 1952 применяется если вред
причинен во время нахождения возд судна
в полете и предусматривает ответственность
за причинение вреда третьим тицам на пов
сти эксплуатанта воздушного судна к рьи
отвечает также за действия своих служащих
и представителей Возмещению подлежит
ущерб причиненный в результате смерти те
лесного повреждения и уничтожения или пор
чн имущества Правовая доктрина и судеб
ная практика нек рых стран с шт а ют также
что подлежит возмещению вред причиненный
шумом однако в таких случаях учитывается
были ли нарушены правила полетов
Конвенция устанавливает принцип ответ
сгвенности независимо от вины Предусмат
рнваются пределы ответственности за причи
ценный ущерб к рые зависят От макс взлет
ной массы возд Судна (вместе с топливом)
Претензии в соответствии с Р к 1952 могут
Таб т — I a v о с т ы фирмы «Ри i а б ч и к»
Осн эвныс данные	Истребитечь сопровождения Р 47D	Истребитеть F 84В	Истребители бомбардировщики	
			F 84F	Г 105D
Первый почет год	194 3	1946	1J50	1959
Чисто и тип двшатетеи Мощность двигате тя кВт	I ПД 1890	1 ТРД	1 ТРД	1 ТРДФ
Тяга двигателя кН	—	17 8	32 1	118
Диша самолета м	1 1 03	11 43	I 3 2	20 43
Высота самочет-з м	4 3		4 38	6
Размах крыла м	12 4	11 1	10 2	(0 65
Площадь крьча м! Взлетная масса	27 9	24 2	29	35
нормальная	6 77	—	8 8	16
максимальная	88	8 93	12 7	23 97
Масса пустою самолета т Максиматьная б >свая larpvi	4 5	4 33	5 5	1 i
ка т Максима 1ьная скорость । цлета	1 3!		2 7	5 45
км/ч	700	945	1060	2230
Радиссдействия км	950		1370	370
ПОтОЧОК м	7620	12420	J4600	14950
Экипаж чел	1	1	1	1
Вооружение	8 пулемет id	4 цтеме та	6 пучеметов	1 tушка
	(12 7 мм) НАР	(12 7 мм)	(12 7 мм) НАР	(20 мм! НАР и УР б м бы (Вт ч ядер ные) иап мовые бак ।
предъявляться в течение двух лет с даты
происшествия Конвенция определяет суды
какого гос ва компетентны рассматривать ис
ки о возмещении причиненного ущерба и
устанавливает условия при к рых решения
ехдов одного договаривающегося гос ва под
тежат исполнению на территории другого
Конвенция устанавливает также правила
обеспечення ответственности эксплуатанта
Вт ч путем страхования воздушного или
вклада в депозит в соответствующем гос ве
регистрации судна предоставления банковс
кои гарантии и др
.1ит Международное возтушиое право ин 2
М 1981	ЮН Малеев
«РИПАБЛИК» (Republic Aviation Corp) —
авиац фирма США Осн в 1931 под назв
«Северский эркрафт» (Seversky Aircraft Со)
указанное назв с 1939 в 1965 вошла в состав
концерна «Фэрчайлд индастрис» Спецнали
знровалась на выпуске воен самолетов Сре
дн наиболее известных истребитель ° 47
«Тандерболт» (первый полет в 1941 построе
Рве 3 Сложенные вдоль корпуса решетчатые крылья системы аварийного спасения космическою
корабля «Союз*
Истребитель бомбардировщик F 105D «Тандер
|Нф»
нц 15 686 <м рщ в табл XX) После 2 й
мировой воины разработала один из первых
в США реактивных истребителей F 84 «Ттн
дерджет» (1946 построено 7524 см рис в
табл XXX) и его вариант F 84F «Тандерст
рнк» (1950) со стреловидным крылом В 1955
разработала сверхзвук истребитель бом
барднровщик F 105 «Тандерчнф» (см рис )
Осн данные нек рых самолетов фирмы при
ведеиы в табл
РК (раздвижное крыло) — эксперим само
лет конструкции Г И Бакшаева Построен
в 1937 в Ленинградском нн те ГВФ (др
назв самолета — ЛИГ 7) Особенность
конструкции возможность изменять в по
лете площадь крыла увеличивать te на взле
те и посадке и уменьшать в полете для уве
486 РИМСКАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
личенин макс скорости Это достигалось те
лескопич надвиганием со стороны фюзеля-
жа на осн крыло 6концентрич секций к рые
имели увелич хорду и занимали св 50% раз
маха (рнс в табл Х1Ц) Взлетная масса
897 кг, двигатель Л1 11 моши 80,9 кВт, макс
скорость 150 км/ч Выдвижные секции поз
воляли увеличивать площадь крыла с 16,56
до 23,85 мг и уменьшать посадочную ско-
рость со 100 до 75 км/ч, а пробег с 210 до
1)0 м Одна из ранних попыток реализации
принципа изменяемой в полете геометрии
крыла Из-за значит увеличения массы
конструкции и ряда др недостатков РК
развитие получили др идеи (см Самолет
с крылом изменяемой в полете стреловид-
ности)
РО (Roe) АллиОт Вердон (1877—1958) -
один из англ пионеров авиации, конструк-
тор и пилот В 1909 совершил полёт на трип
лане собств разработки (рис в табл
IV). официально считается первым британ-
цем, поднявшим в воздух самолет англ кон
струкции и постройки В 1910 организовал
самолётостроит фирму, известную как «Дв-
ро» (назв фирмы включает инициалы и фами
лию её основателя)
«РОДЖЕРСОН-ХИЛЛЕР» (Rogerson-H,|ler
Corp ) — филиал авиастроит фирмы «Род
жерсон эркрафт» (США), образованный на
базе присоединенной к ней в 1984 вертолето
строит фирмы «Хиллер*
РОЗА ВЕТРОВ в метеорологии—Диа-
грамма, характеризующая режим ветра в
данном месте по многолетним наблюдениям
В выбранном масштабе откладывают значе
ния повторяемости направлений или значе
вана в 1967 под назв «Норт Американ Року
элл» (North American Rockwell Corporation)
в результате слияния фирм «Норт Американ-»
и «Рокуэлл стандард» (Rockwell Standard
Corporation) Совр назв с [973 Выпускала
легкий многоцелевой боевой самолет OV 10
«Бронко» с двумя ТВД (первый полет в [965,
см рис ), адм , туристские и с х самолеты
серии «Коммандер» с ПД и ТВД, реактив
ные адм самолеты серин «Сейбрлайнер»
(1958) В [974 начала летные испытания
сверхзвук Стратегии бомбардировщика В 1А
с крылом изменяемой стреловидности (пост
роено четыре опытных самолета) на основе
к-рою создан (1984) усовершенствованный
вариант В [В (рис в табл XXXVIII) с че-
тырьмя 1 РДДФ тягой по 133 кН, построен-
ный серией в 100 экз (до 1988) Осн дан
ные самолета В-[В дл 44,8[ м, выс 10,36 м,
размах крыла 23,84 м (миним ) и 41,67 м
(макс ), плошадь крыла (макс ) 181,2 м2
взлетная масса (макс ) 2[6,36 т, масса пус
того самолета 87,09 т, боевая нагрузка во
внутр отсеках до 34 т на внеш узлах до
26,8 т, нормальная нагрузка (обычное ору
жие) 29 т, способен нести до 20 крылатых
ракет, или до 36 УР, или ядерные бомбы,
дальность полета 10 400 км (с боевой на груз
кон 10 9 г на большой высоте), макс Маха
число полета №*,= [,25 Фирма была осн
разработчиком орбитальной ступени космич
корабля «Спеис шаттл», в сер 80-х гг участ
вовала в работах по программе эксперим
возд -космич самолета NASP И А Левин
«РОЛЛС-РОЙС» (Rolls-Royce Limited) —
крупнейшая двигателестроит фирма Вели-
кобритании Осн как автомобилестроит фир
А В Ро
В Г Романюк
пасс самолета «Конкорд* Кроме ГТД для
истребителей, бомбардировщиков, ударных
СВВП, пасс самолетов (в т ч широкофю
зеляжных) и вертолётов, фирма производит
пром и мор ГТД Осн программы 80-х гг
произ во ТРДД RB2H (см рис), «Тей»,
«Спей». «Пегас», ТРД «Вайлер», ТВД «Тайн»
и «Дарт». ГТД «Джем» и «Гном», ТРДДФ
RB 199 (в консорциуме «Турбо Юнион»),
ТРД «Адур» (с фирмой «.Турбомека»}. раз
работка (в составе междунар консорциумов)
ТРДД V2500 дли трансп самолетов и ТРДДФ
EJ200 для зац европ истребителя 90 х гг ,
проектирование ТВВД и ТРДД с большой
степенью двухконтурностн Осн данные не-
которых двигателей фирмы приведены в
табл на стр 488
РОМАНЮК Василин Григорьевич (р 19[0)
— сов парашютист, полковник, засл мастер
парашютного спорта СССР (1949), засл тре
нер СССР (1962), Герой Сов Союза (1957)
Роза ветров
ния ср и макс скоростей ветра Концы век
торов соединяют ломаной линией (см рис )
Р в используется при проектировании аэро
дромов. Стр-ве ВПП, эксплуатации врем по
садочных площадок и т п
«РОЗЬЕР» — термин, часто употребляемый
(в осн в публикациях, связанных с историей
воздухоплавания) применительно к аэро
стату, состоящему из верхнее баллона на
полненного подъемным газом (водородом),
н нижнего, наполн теплым воздухом Аэро
стат этого типа изобретён Ж Ф Пилатром
де Розье (отсюда назв )
«РОКУЭЛЛ» (Rockwell International Согро
ration) — воен пром фирма США с круп-
ным авиаракетно космич сектором Образо
Многоцелевой самсиет OV 10 «Бронко»
ма в 1906, разработку и произ во авиац
ПД начала в |915 Они использовались на
ряде самолетов известных рекордными поле-
тами (на пр ПД «Игл» на бомбардиров щи
ке Виккерс «Вами», совершившем в [919
первый беспосадочный трансатлантич пере
лёт) Большими сериями выпускались ПД
жидкостного охлаждения в годы 2-й миро-
вой войны (в Великобритании и США было
построено св |50 тыс ПД «Мерлин» для
истребителей) С 1941 «Р Р » ведет разработ-
ку и произ-во реактивных двигателей, ее ТРД
«Дервент» использовался на истребителе
Глостер «Метеор», ца к ром неоднократно
устанавливались мировые рекорды скорости
Совм с фирмой «СНЕКМА» разработала и
выпускала ТРДФ «Олимп» для сверхзвук
В Сов Армии с 1928 Окончил пехотное уч ше
в Орджоникидзе (1931), Воен авиац школу
лётчиков в Оренбурге (1933), Воен возд
академию (1951, ныне им Ю А Гагарина)
В 1934—64 испытатель парашютов и ката-
пультных установок в НИИ ВВС Испытал
св 100 образцов парашютов, приборов авто
матов, скафандров и др средств спасения
для ВВС и Возд десантных войск Прыгал
с ЛА 31 типа (самолеты, планёры, аэроста
ты) Совершил 3475 прыжков с парашютом,
в т ч 18 рекордных Награжден 2 орде-
нами Ленина, орденами Красного Знамени,
Отечеств войнЬ| 1-й и 2 и степ , 2 орденами
Красной Звезды, медалями
Гоч Заметки парашютиста испытателя 4 изд
М . 1973
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт
487
Габл - Двигатели фирмы «Ролле Ройс*
Основные данные	Для военных ЛА				Для гражданских ЛА		
	RB 199 Мк [0[ (ТРДДФ)	«Адур» Мк 8l 1 (ТРДДФ |	«Пегас* Мк. [03 и 104 (ТРДД)	«Джем» 41 (турбо Бальный ГТД)	RB2U- 324D4 (ТРДД)	RB2U- 535Е4 (ТРДД)	«Спей» 25 Мк. 512 HDW (ТРДД)
Гяга, кН	71,1	37.4	95.6		231	178	55.9
Мощность. кВ г Удельный расход топлива:	—-	—	—	746	—	—	—
на взлетном режиме, кг/(Н'Ч)	0.22	0.0795	0.078*						0,061
г/(кВт-ч) . . на крейсерском режиме,		—	—	297	—		—
кг/[Н-ч)	—	—	—	—	0.063**	0.0579* •*	—
Расход воздуха, кг/с Степень повышения давле-	>70	—	196	3,54	703	522	94
HHR	.	.	23.4	II	14	13	29	28.5	20,7
Степень двухконгурностн Температура газа перед тур-	>1	0.8	1.4	—	4.4	4,1	0.7
бннон, К	> 1550	1500		1400	—	1530		
Масса, кг	1000	780	1390	156	4480	3295	1175
Диаметр, м	0,87	0,762	1,22	0,595	—2.2	1.89	0.942
Применение [летательные	(С СОП,|ОМ I	(габаритный)		) на входе)	(на входе)		
аппараты)	Многоцелевой	Экспортный ва-	СВВП	Хокер	Вертолёт У:«ст	Пассажирские	Пассажирский	Пассажирский
	боевой самолет	рнант истреби	СнД.|И «Харри-	ленд WGI3	самолёты Боинг	самолёт Боинг	самолет БАК
	Ланавиа «Тор	те.|я бомбарди	ер». AV 8А	«Лнккс»	747-200В	757	111 -500
	надо»	ровшика СЕЛЕ КАТ «Ягуар*			и 747SR		
* <’ впрыском воды •* Высота полета Н = 10 700 м;
Маха число полета Mw=0,8 Н= 10 700 м. №^=0,85
РОСТОВСКОЕ ВЕРТОЛЕТНОЕ ПРОИЗ-
ВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ—берёт
начало от Рязанского з да № 168, образов,
в [933. Осенью 194 [ этот з-д был эвакуирован
в г. Волжск Марийской АССР, а в [944 реэва-
куирован в Ростов на Дону. Первоначально
з-д изготовлял возд. винты для самолётов,
а затем освоил произ-во крыльев истребите-
лей А4иГ-3, выпускал десантные планёры
КЦ-20 конструкции Д. Н. Колесникова и
П. В. Цыбина. В эвакуации з-д производил
самолёт УТ 2М- Выпуск самолётов затем был
продолжен в Ростове на Дону (УТ 2М, По-2,
Як-14, Ил 10). С [952 е д перешёл на произ-
во вертолётов марки Ми: Мн-[, Ми 6. Мн-Ю,
Ми-26. В 1977 на основе Ростовского верто-
лётного з-да образовано ПО Объединение
награждено орденом Трудового Красного
Знамени (1982).
РОТОР ТУРБИНЫ |от лат. roto - вра-
щаюсь)) - вращающаяся часть турбины,
состоящая в осн. из дисков, лопаток и вала.
Служит для преобразования кинетич и по-
тенц. энергии газового потока в механич.
работу на валу турбины. Лопатки изменяют
направление и скорость газового потока, соз-
давая усилие в окружном направлении. Диск
удерживает лопатки и передаёт от них это
усилие валу Лопатки, как правило, закреп-
ляются на диске с помощью замковых соеди-
нений, На периферийных концах лопаток мо
гут быть бандажные полки, к-рые образуют
замкнутое кольцо. Бандажные полки при-
меняются для повышения кпд турбины н уст-
ранения изгнбных колебании лопаток. В пер
Турбореактивный двухконтурный двигатель 1—3 — роторы трёхвальнон турбины, 4 - камера сгорания,
5 - компрессор высокого давления, 6 компрессор среднего давления. 7 — вентилятор
вом случае полки наз. аэродинамическими,
а во втором — антивибрационными (см. рис.
к ст. Рабочее колесо турбины).
Для совр авиац. двигателей характерна
турбина, содержащая несколько роторов (см.
рис.), к-рые вращаются с разными частотами
в одну илн противоположные стороны. В та-
кой схеме между роторами осуществляется
только газовая связь. Каждая обособл. ро-
торная система может содержать одну илн
неск ступеней, работающих на одну общую
нагрузку, напр. компрессор. Турбины турбо-
реактивных двухконтурных двигателей и тур-
бовальных двигателей, получивших наиболь-
шее распространение, включают турбины
компрессора (компрессоров), вентилятора (в
ТРДД) и свободную (силовую) турбину (в
турбовальном ГТД)
Р. т. — одни из ответств. н напряженных
узлов двигателя, работающий при больших
окружных скоростях и высоких темп-pax га
зового потока. В этой связи для достижения
необходимой работоспособности наряду с ис-
пользованием жаропрочных материалов для
рабочих лопаток и Диска турбины требуется
применять их охлаждение (см. Охлаждение
двигателя). На долю ротора приходится
0,3—-0,45 массы всей турбины.
Лит Абианц В. X. Теория авиационных газе
вых турбин, 3 изд , М . 1979, Л о к а й В И,Максу-
това М К, Струикин В А, Газовые турбины
двигателей летательных аппаратов, 3 изд , М , 1979
М. И. Цаплин
РП-318-1	— ракетопланер конструкции
С П. Королёва, первый сов. реактивный пн
дотируемый ЛА (рис. в табл. XIII) Создан
на базе двухместного планёра СК-9 посред-
ством установки топливных баков за каби
ной лётчика и ЖРД РДА-1-150 Л. С. Душки-
на в хвостовой части фюзеляжа. Размах кры-
ла 17 м. пл. крыла 22 м2, дл. 7,88 м. Масса
конструкции 345 кг, масса двнгат. установки
[36,8 кг, взлётная масса 656,8 кг. Макс, тя-
га ЖРД 1370 Н, топливо— керосин и азот-
ная к-та. В полёте 28 февр. 1940 лётчик
В. П. Фёдоров на РП-3[8-1 после отцепки от
самолёта-буксировщика на выс. 2800 м про-
извёл планирование до выс. 2600 м со ско-
ростью 80 км/ч. затем включил ЖРД и после
разгона в течение 5—6 с в горизонт, полёте
до скорости ок. 140 км/ч перешёл в набор
высоты со скоростью 120 км/ч, к-рый про-
должался I [0 с (до конца работы двигателя)
и был завершён на выс 2900 м. Последую-
щие планирование и посадка производились
с неработающим ЖРД. Ещё 2 полёта состоя-
лись 10 и 19 марта 1940 Испытаниями руко-
водил А. Я- Щербаков. См. также Ракетный
самолёт. Ракетоплан.
РУА (Roy) Морис (р. 1899) —франц, учё-
ный в области механики, акад. Франц АН
(1949, чл.-корр. [935), почётный чл. Нац
АН США (1964). Окончил Политехи, школу в
Париже. Ген. директор Нац. управления по
авиац. и космич. исследованиям Франции
([949—62). Президент Комитета по кос-
мич. исследованиям — КОСПАР (1962—
72). Осн труды по гидро- и аэротермоди-
намнке, динамике и устойчивости полёта
ЛА, фундам теоретич. исследования в об-
ласти реактивных двигателей. Золотая ме-
даль им. М. В. Ломоносова АН СССР ([976).
Соч О полезном деиСгвнн н условиях приме-
нения ракетных аппаратов, пер. с франц, М—Л,
1936
РУДЕНКО Сергей Игнатьевич (1904—90) —
сов. военачальник, маршал авиации (1955),
проф, (1972), Герой Сов. Союза (1944). В
Сов. Армии с [923. Окончил 1-ю воен, авиац
школу лётчиков ([927), Воен.-возд. акаде-
мию РККА им проф. Н. Е. Жуковского ([932;
ныне ВВИА), оперативный ф-т тон же ака
демии (1936). Участник Вел. Отечеств войны.
В ходе войны был ком. авиадивизии, команд.
ВВС армии, команд. ВВС фронта, команд,
возд. армией. После войны на ответств. долж-
ностях: команд. Возд. десантными войсками
(1948—50), 1 й зам главнокоманд ВВС
488 РОСТОВСКОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(1958—68) нач Воен возд академии им
Ю А Гагарина ([968 73) С 1973 в Труп
пе ген инспекторов МО СССР Дел ВС СССР
в 1946 — 50, 1962—66 Награждён 6 орденами
Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4
орденами Красного Знамени, 2 орденами Су-
ворова 1-й степ орденами Кутузова [ йстеп ,
Суворова 2 й степ Отечеств войны 1-й степ ,
«За службу Родине в Вооруженных Силах
СССР» 3 и степ , медалями, а также иностр
орденами
Лит И гош ев И Полководец крылатых в кн
Герои огненных .нт кн 5 М 1982
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУА-
ТАЦИИ — см в ст Документация эксплуа
тационная
РУКОВОДСТВО ПО ТЕХНИЧЕСКОЙ ЭКС-
ПЛУАТАЦИИ - см в ст Документация эке
плуатационная
РУЛЕВАЯ МАШИНКА — см в ст Серво-
привод
РУЛЕВОЙ ВИ НТ — воздушный винт изме
няемого шага, применяемый на вертоле-
тах одновинтовой схемы для уравновешнва
ния реактивного момента несущего винта и
для обеспечения управляемости в путевом
направлении (см рис ) Р в устанавливается
иа хвостовой балке (ферме) и приводится
во вращение хвостовой трансмиссией верто-
лета обычно через промежуточный и хвосто
вой редукторы Управление шагом Р в осу
ществляется педалями из кабины пилота
Вместо открытого Р в иногда применяют
туннельный винт — фенестрон Осн узлы Р
Рулевой винт вертолета (выделен черным цветом)
в лопасти, втулка, механизм изменения ша
га В зависимости от размеров вертолёта
может нметь от 2 до 6 лопастей Р в имеют,
как правило, большие нагрузки на ометае-
мую поверхности и относительно большие
значения коэф заполнения (Отношение пло-
щади лопастей к ометаемой винтом площа
ДИ)
Различают Р в двухлопастные на общем
горизонт шарнире (коромысле) с осью ка
чания. не перпендикулярной оси лопастей,
многолопастные с индивидуальным крепле-
нием лопастей на втулке посредством го-
ризонтального и осевого шарниров, много-
лопастные со втулкой на кардановом под
весе (шарнире), вннты с вертик шарнирами
(наименее употребляемые из за проблем
обеспечения безопасности от «земного ре-
зонанса» н конструктивного усложнения
втулки)
Р в ограничивают угловую скорость раз-
воротов вертолёта на режиме висения и пос-
тулат скорость полёта вбок Ю А Мягков
РУЛЕВОЙ ПРИВОД—гидравлнч, пневма
тнч , электрич энергосиловое устройство,
приводящее в движение органы управления
ЛА в соответствии с маломощными управ-
ляющими сигналами от рычагов управления
пилота нЛн бортовых автоматич систем уп-
равления В структурном отношении Р п
представляет собой следящую систему с по-
зиционной обратной связью
Р п выполняют следующие ф-цин преоб
разование сигналов (с усилением по мощное
ти) системы рычагов управления в соответ
ствующее отклонение рулевой пов сти, увели
ченне демпфирования выходной части систе-
мы управления рулями обеспечение безопас
ностн от форм флаттера, возникновение к рых
в осн зависит от рулевых пов стей обес
печение необходимою уровня надёжности уп-
равления
Наибольшее применение в авиации получи-
ли гидравлнч Р п , обладающие большей уд
мощностью (при мошн св 0,3 кВт) и луч-
шей возможностью стыковки с взаимодейст
вуюшимн механич и электрич системами
плавностью и широким диапазоном регули
рования скорости выходною звена Они мо
гут включать источник гидравлич питания
(автономные Р п ) или получать энергию от
цеитралнзов одной нЛн неск бортовых сис
тем гидравлнч питания ЛА (см Гидравли-
четкое оборудование} В зависимости от спо
соба управления скоростью движения выход
иого звена гидравлнч Р п могут быть с
объёмным регулированием — скорость вы
ходного звена регулируется изменением ра
бочего объема насоса нЛи (и) двигателя, и с
дроссельным регулированием — скорость вы-
ходного звена регулируется изменением про
водимостей дросселей во входных и (или)
выходных трубопроводах гидродвигателя,
при этом в случае применения нерегулируе-
мою насоса часть подаваемой рабочей жид
кости отводится через дроссель или клапан
на слив, мииуя гидродвигатель (см рис ) В
качестве исполнит гидродвигателей в Р п
используются гидравлнч цилиндры пово
ротные гидродвнгатели В последнем случае
в состав выходной части системы управле
ния должны дополнительно включаться вин
товые преобразователи вращат движения
в поступательное
Для обеспечения высокой отказобезопас
ности системы управления полетом Р п , как
правило, выполняются многоканальными,
питающимися от неск гидросистем, т е при
меняется резервирование Прн этом резерви-
рование может быть как общим, так и раз
делённым
С целью улучшения рабочих хар-к и габа-
ритно весовых показателей автоматич и
электродистанционных систем управления, а
также обеспечения управления От электрич
сигналовэлектродистанц или автоматич сис
тем совмещенного управления с управлением
через механнч проводку получили прнмене
ние к о м б и н и р о в а и и ы е Р п Такие Р п
включают гидромеханич исполнит меха
Принцнпиа зьнаи схема рулевого привода с дроссезьным реf улированнеч 1 —золотник 2 — рычаг зо
зОуннка 3 — входная качалка 4—ограннчите-зь хода зо.зотиика, 5 — перепускные куапаны 6—пор
шень гидрони.зиндра 7 — перепускной клапан с межпозостнои утечкой 8 фильтр
М Руа
С И Руденко
низм электрогидравлич сервопривод, уст-
ройства, обеспечивающие совмещение
(взаимоисключение) указанных режимов уп
равления, устройства механических и элект
рическнх обратных связей н Др необходи-
мые элементы
Появление пром электродвигателей с пост
магнитами, обладающих высокой уд мощ
ностью и малыми моментами инерции, от
крывает путь к практич созданию чнСто элек-
трич Р п (с бесколлекторнымн электродви-
гателями и электронной коммутацией сило
вых цепей), по своим хар кам приближаю
щихся к электрогидравлич приводам Т о,
наметилась возможность создания ЛА с еди-
ной (электрич ) энергетич системой, что В
целом обеспечивает повышение надёжности
Системы управления, снижение её массы и
сокращение эксплуатац расходов
С А Ермаков М Я Селиванов
РУЛЕЖНАЯ ДОРОЖКА — часть аэродро
ма, предназначенная для руления и букси
ровки ЛА Р д подразделяются на магист
ральные, соединительные и вспомогательные
Магистральная Р д соединяет концы
взлетно посадочной полосы между собой,
располагается вдоль неё и обеспечивает ру
ление ЛА от одного конца ВПП к другому
по кратчайшему расстоянию Соедини
тельные Р д связывают магистральную
Р д с ВПП в местах предполагаемого окон-
чания пробега ЛА после посадки Для уве-
личения пропускной способности ВПП и со
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своиьАУУ^ЁН(№&Я 489
крашения пути руления ЛА устраиваются
соединит Р д скоростного схода сопрягаю
щнеся с ВПП под углом 30—45° Весомо
гательные Р д связывают места стоянки
ЛА и ОтД площадки спец назначения с ма
гастральными Р д
РУЛЕНИЕ — самостоят передвижение ЛА
по аэродрому с малой скоростью обсспечи
ваемое тягой собств двигателей для нзме
нения места расположения ЛА на аэродро
ме Р выполняет командир ЛА (или по его
указанию второй пнчот) по линиям марки
ровочных знаков предназначенных для Р
под рук диспетчера службы движения Ско
рость Р выбирается командиром ЛА в за
висимости от состояния аэродрома напичия
препятствии и условии видимости
РУЛИ УПРАВЛЕНИЯ— подвижные аэро
динамич нов сти предназначенные для ба
лансировки и обеспечения управляемости и
устойчивости ЛА К Р у относят элероны
руль высоты и рупь направления Элероны
размещаются в хвостовой части крыла и ис
пользуются для управ тения ЛА относительно
его продольной оси Руль высоты устанавли
вается в хвостовой части горизонтального
оперения представляет собой подвижную
часть оперения предназиач дня управления
ЛА относительно поперечной оси Рупь па
правления располагается в хвостовой части
вертикального оперения представляет собой
подвижную часть оперения с его помощью
осуществляется управление ЛА относительно
вертик оси
По силовой схеме Ру— многоопорпыс
балки подвешенные на узлах креп пения и
нагруженные аэродинамич силами Состоят
обычно из тонкостенного лонжерона кругло
го швеллерного или двутаврового сечения
набора нервюр обшивки и законыовочного
профиля На лонжероне устанав пивается
рычаг к к рому шарнирно крепится провод
ка управления Р у имеют аэродинамич
компенсацию и грузы лпя весовой компен
сапии На ЛА с неооратимым бустерным
управлением Р у moiут не иметь весовой
и аэродинамич компенсации Для снижения
аэродинамич шарнирных моментов на задней
кромке Р у могут устанавливаться управ
пяемые аэродинамич пов сти — сервоком
пенсаторы (см Сервокомпенсация) флеттне
ры и триммеры Р у подвешиваются к си
ловым элементам крыла и оперения при по
мощи неск узпов креп пения В обшивке
Р у должны быть люки для подхода к узлам
управления и крепления На задней кромке
устанавливаются разрядники статич элект
ричества Для повышения надежности Р у
могут состоять из неск секции (в этом слу
чае каждая секция имеет свою проводку уп
равления)
Иногда к Р у относятся нек рые органы
управления выпо пняющие совмещенные
ф ции (напр флапероны к рые работают в
качестве элеронов и закрылков элевоны
к рые работают как элероны и рули высоты)
При V образном оперении Р у действуют
одновременно в качестве рулей высоты и на
правления До 50 х гг в осн применялись
Рус полотняной обшивкон Рост скоростей
попета и увеличение аэродинамич нагрузок
Привели к появпению цепьнометаппич Р у
и Р у с обшивкои из композиц материалов
Рус полотняной обшивкой применяются
только для легких н спортивных самолетов
и планеров	Г И Румянцев
«РУСЛАН» — название трансп самолёта
Ан 124
«РУССКИЙ ВЙТяЗЬ»— первый в мире четы
рехдвигательный самолет Построен в 1913
под рук И И Сикорского авиац отде
лом Русско Балтийского вагонного завода
в Петербурге Создавался как «большой
аэроплан для стратегической разведки»
490 РУЛЕНИЕ
Первоначальное назв «Гранд Балтийский»
(иногда просто «Гранд» или «Большой
Балтийский») «Гранд Балтийский»— четы
рехстоечный биплан дерев конструкции
с четырехгранным фюзеляжем (длина са
молета 20 м) Обшивка фюзеляжа была
выполнена из спец фанеры (арборита)
обшивка крыльев (размах верх крыла
27 м ниж 20 м пл верх крыла 70 м2
ниж 50 м2) из полотна покрытого т и
эмалитом (аэролаком) Силовая установка
состояла из четырех двигателей установл
попарно по схеме «тандем» с тянущим
и толкающим возд винтами у каждой
пары Проведенные испытания показали
целесообразность установки двигателей (че
тыре ПД «Аргус» мощи по 73 5 кВт)
в ряд с тянущими винтами В Этой
компоновке впоследствии ставшей класси
ческой самолет и получил назв «Р в »
(см рис в табл V) Носовая часть фюзе
ляжа образовывала открытый балкон на
к рый во время попета могли выходить пас
сажиры За балконом располагалась боль
шая выступавшая над фюзеляжем закрытая
остекленная кабина дл 5 75 м и выс
f 85 м В передней части кабины располага
лись два рабочих места пилотов (экипаж
два человека) штурвалы и педали (провод
ка управления — тросовая) за остекленной
перегородкой с дверью пасс кабина
Шасси «Р в»—две четырехколесные те
лежки (по две пары колёс в каждой) «Р в »
отличался высокими для своего времени
летными хар ками При взлетной массе
4200 кг имел макс скорость 90 км/ч по
толок 500 м дальность полета [70 км
В авг 1913 Сикорский совершил на нем
полёт с семью пассажирами продолжитель
костью [ ч 54 мин что бы то мировым ре
кордом В сент того же года «Р в » был
поврежден двигателем, упавшим с пролетав
шего над ним самолета после чего не вое
станавливался За время существования
«Р в » на нем было совершено неск десят
ков полетов без к л происшествий За созда
ние «Р в » Сикорскому было присвоено зва
ние инженера «Р в » сыграл значит роль
в истории авиации — прототип всех дальней
ших тяжелых самолетов Fro прямым продол
жением явился самолет «Илья Муромец»
РУССКО-БАЛТИЙСКИЙ ВАГОННЫЙ ЗА-
ВОД (РБВЗ) Русско Балтийский за
вод — акционерное м-ппииостроит пр тис
России Первоначально зд раепцпагапся в
Риге а в ходе I й мировой войны осенью
19)5 быт эвакуирован в Тверь Москву Нет
роград Специатизировапся на выпуске ж Д
вагонов с х машин и автомобилей В (9(1
ддя освоения произ ва самолетов организо
вана авиац мастерская к рая в юм же году
была переведена в Петербург а с 1912 стала
Авиац отделом РЬВЗ (это новое пр тие было
известно также под назв Русско Балтийский
воздухоплават з д) В апр 1912 гл конст
руктором самолетов на з де был назначен
И И Сикорскии В (912—13 был построен
ряд одномоторных самолетов в числе к рых
бипланы С 6Б и С (0 (победители конкурсов
воен самолетов в (9(2 и (9(3) моноплди
С 12 выпущенный небольшой серией гидро
самолеты бипланы С 5а и С 10 «Гидро» при
нятыс в небольшом кол ве экз Мор ведомСт
вом С (9(3 создаются многомоторные са
мотеты Был построен биплан «Гранд* (из
вестный также как «Большой Балтийский» и
«1 ранд Балтийский») оснащенный двумя
спаренными установками двй| атепеи цо схеме
«тандем» На первом этапе испытании за
действовались то щко 2 передних двигателя
а 2 других бы !И как бы резервными далее
си новая \ст iHOBKa ста и использоваться поп
ностью а в конечном итоге двигатели
установили на крыле в ряд (в этой ставшей
классич , компоновке самолет получил назв
«Русский витязь» см рис в табл V) К концу
(913 по такой же схеме был построен новый
самолет «Илья Муромец» («ИМ» см рис
в табл VI) В начале ( и мировой войны
в дек 1914 была создана эскадра «ИМ*
с техн обслуживанием ее силами з да Фир
мнровапне этого соединения тяжелых самоле
тов оснащенных бомбардировочным и стрел
ковым оборонит вооружением положило на
чало бомбардировочной авиации В условиях
воен времени з д (первоначально в Риге)
освоил произ во двигателей РБЗ 6 жидкост
hoi о ох лаждения мощи (10 кВт к рые уста
павливались на нек рых сериях «ИМ» Для
сопровождения бомбардировщиков в (9(5
был создан двухместный самолет РБВЗ С 15
(рис в табл VI) — один из первых в классе
самолетов истребителей Он был вооружен
неподвижным пулеметом с синхронизатором
стрельбы иногда дополнительно устанавли
вался подвижный пулемет для стрельбы на
зад Макс скорость 120 км/ч потолок 3500 м
С (911 з д по заказам Воен ведомства
строил самолеты фрдиц марок («Иьюпоры»
«Блерио» «Фарманы») в то время как непло
хо зарекомендовавшие себя разведчики и
истребители РБВЗ были выпушены в крайне
ограиич коп вах В 19(2—(7 з дом было вы
псщеио 240 самолетов разл типов После на
ционалилации РБВЗ вошел в состав з да
«Красный летчик»
РУГАН (Rutan) Берт (р 1944) — амер авиа
конструктор Начал заниматься разработкой
самолетов как любитель в кон 60 х гг Автор
(8 проектов самолетов оригииа1ьцых схем
изготовленных полностью нли почти пил
ностью из композиц материалов В 1982
основал фирму «Скеилд композите» (Scaled
Composites) к рая в (987 стала отделением
фирмы «Бич» Р по контракту с НАСА пост
роил эксперим самолет AD [ с асиммстрич
ным крылом а по контракту с фирмой «Фэр
чаи id Рипаблик» — уч тренировочный само
пет Т 46 Является автором проекта рекорд
ного самолета «Вояджер»
РУЧКА УПРАВЛЕНИЯ — один из рычагов
управления тля отклонения рулей высоты
(см Рули управления) и элеронов с целью
создания и изменения сил и моментов уп
равляюших продольным и поперечным лви
жением самолета Устанавливается на спор
тивных учебных и легких гражд и воен ЛА
к рые должны обладать повыш чувствитель
ностью управления На тяжелых ЛА исполь
зуется колонка штурвальная По принятым
в мировой практике правилам при движе
Ручка управления 1 —
рукоятка 2 — рычаг уп
равления тормозами ко
лес 3 — труба 4 —
шкворень 5 вал b —
рычаг подключения про
водки управления эле
ронами 7 — опоры
8 — рычаг подключения
проводки управления ру
лем высотн
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ь Рута»
переключатели для
лии Ру на себя нос
самолета чолжтн под
ниматься при движе
вин ручки вправо са
мотет кренится вира
во
Ос и элемент Р v
тонкостенная труба
к ниж части кото
рой крепятся тя1и
проводки управления
На верх части трубы
устанавливается ру
коятка на к рой мо
гут находиться рычаг
управления тормоза
ми колес и электрич
давления различными
системами (напр управленце стабилизато
ром триммером автопилотом радиостан
цией)
Впервые две Р v были установлены нт
самолете брап ев У и О Раит Чевая Р v
отклоняла руль высоты Правая Р у при
движении влево вправо управлял! искривле
наем крыльев а при движении вперед на
зад—рулем направления (педики управм
ния отсутствовали] На самолете «Моран
Сольнье G» была установлена Рук рая
заканчивалась небольшой «баранкой» Впер
выс Р у и педали на к рых осуществлялся
принцип ручка на себя — нос вверх ручка
влево — крен влево нога влево — поворот
влево сохранившийся до наших дней были
установлены на самолете R ЕР франц
конструктора Р Эно Пельтри в 1910 На с 1
мотете «Демуачель» построенном А Сантос
Дюмоном Р у была подвешена в верх части
кабины Такая схема подвески Р у ветре
чалась и позже (преим на самолетах с верх
расположением крыла, но большою распро
странен и я не полу [ила из з i ухудшения об
зора
На нек рых Л А к ik пр ibhqo оборудован
ных злектродистани системой управления
(напр пасс самолет Эрбас индастри А 320)
управление продольным и поперечным дви
жением осуществляется боковыми Р у рас
положенными на левом и нравом бортах Ко
мандир ЛА ведет управление левой рукой
второй пилот правой См также Штур
вагьное управление	Г И Румянцев
РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ способ управле
ния полетом ЛА при к ром изменение ре
жима полета путем отклонения органов
управления осуществляется летчиком с
помощью рычагов управления По степени
автоматизации Р у подразделяют на
прямое Р у Р у с улучшением устойчиво
сти Рус улучшением устойчивости и уп
равляемости
При прямом Р у opi аны управления
отклоняются непосредственно с помощью
рычагцв управления по сигналу с них
Хар ки устойчивости и управляемости ЛА
обетпечиваются тол! ко средствами азридина
мич компоновки
При Р у с улучшением устойчиво
ст и органы управления отклоняются по
комбинации сигналов с рычагов управле
ния и с демпферов
При Р у с улучшением устой-чи
вости и управляемости рулевые
пов сти отклоняются с помощью приводов
по сита лам с рычагов управления и СУУ
(системы улучшения устойчивости и уп
равляемости)
В зависимости от способа получения лет
чиком информации о параметрах полета раз
личают визуальное Р у и Р у по прибо
рам вт ч Р у по отклонениям от заданной
траектории и днректорное управление (полу
автоматич Р v ) При визуальном Р у
летчик получает информацию о параметрах
движения ЛА (высоте скорости угловой
ориентации и г п ) из наблюдения внека
б ин ного простран i три При Р v п о п р и б о
рам информация о положении ЛА и пара
метрах его движения ин чипирут тс я летчику
с помощью систем отобраэ/сения информации
При Р v по отклонениям от задан
нои траектории информация об откло
нениях от заданных значении высоты при
борной скорости и г п выводится как пра
вили ца спец стрелки командного или н ши
гац приборов (индикаторов) На црак1ик(
летчик pt ikc пользуется изо тиров тип к л
одним витом Р у а как правило комбини
руег их напр визуальное Рус пн юти
рованием по приборам и т ч
В перечне I вариантах Р у роль летчика
и степень его загрузки задачей управления
су цественно разные В епчае визуальною
прямого Р у лег лик должен решать все
ла тачи по тучение и первичная обработка ин
форм щии расчет траектории полета обеспе
чение устойчивости и управляемости Управ
лецие такою [ина использовалось чо цача
ла ралвития реактивной авиации В настоя
щее время такой режим управления можел
быть использован в качестве резервного при
отказе осн системы управления ЛА (напр
СУУ)
Развитие меюда Р у состоит в прею
ставлении лет 1ику нз спец индикаюрах
дисплеях комплексной информации об уг
лоном и пространств положении IA вклю
!ая и более сложную информацию о его
будущем положении при определ предполо
женин о типе управления т н информа
цию о iipoi нозирус мом конечном сосюянии
IA вы шеляс мую с помоцц ю бортовой ЭВМ
R И KoGiee
РЫБИНСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ТЕХНО-
ЛОГИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ (РАТИ)
высш уч заведение в области технологии
произ на авиац двиг пеки Осн в 1955 как
Рыбинскии вечерпии ави ш технол ин т в
1973 прсобрлзовэн в Рыбинский авиац тех
но л и и т В составе ин та (1990) ф ты
авиамехапич авиаметаплургнч рачиотех
нич ф т повышения квалификации ниж
техн работников вечернее и потюговит
отделения и курсы 22 кафе гры и и сектор
студе![ [ескос КБ Ин г ведет почготовку инж
кадров по снеццальностям авиац (.вщагели
и энерютич установки техно [огия маши
ноелрления металлорежущие станки и hhci
рументы ли1еиноепроиз во черных и цветных
металлов машины и технология обработки
металлов давлением npoi раммное обесиече
пне вычисли। техники и автцматизир сис
тем пром электроника конструирование и
технология электронных вычислит средств
конструиров ]нне и технология рачиоэлект
ронных средств В 1989/90 уч г в иН т<
обучалось более 2 5 тыс студентов рзбо
тало 225 преподавате ien в т ч 9 проф
и д ров илу к ]50 доцешов и канд наук
Изпюгся (с I[>71) «Груды»
РЫБИНСКОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮ-
РО МОТОРОСТРОЕНИЯ (РКБМ) берет
нЭЧЭ (О от КБ 2 МАИ образов в 1939 Цля
постройки рз лработаиного [1Д М 250 это КБ
в 1940 было переведено в Воронеж на з д
№16 ас окт 1941 находилось (как
ОКБ 250) в эвакуации в Уфе С окл 194}
базируется в г Рыбинске Ярославской об i
(ОКБ 36 с 1966 (’КБМ) О поршневых и
[азотурб авиац двигателях созданных на
пр тии под pvK В А Добрынина и его пре
емника П А Колесова см в ст ВД
РЫБИНСКОЕ МОТОРОСТРОИТЕЛЬНОЕ
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ
В 19)6 в I Рыбинске (ныне Ярославской
об ! ) н )чз д строиться автозавод «Рус Рено»
В 1918 он был национализирован занимался
ремонтом авюмобилей а в 1924 передан
Авиатресту как I ос лни.ц з д X» 6 (позд
нее зд № 26] С 1928 л i ciponi аниац
11 < Рьбко	Ю \ Р>!Ж1В
11ДЛ4 17 М 34 (опытную партию) а в 1934 —
41 ГЦ М 100 М Ю) М 105 конструкции
В Я Климова КБ к рого работало при з де
В нояб 1941 з д был эвакуирован и продол
жил свою деятельность в Уфе (ныне это
Уфимское моторостроительное произведет
etHHoi объединение) Зд воссозданный в
февр 1942 в Рыбинске (№ 36) продолжи i
выпускать ПД (АШ 62ИР AHI 73ТК в
1944 —57) а затем освоил произ во ГТД
В 50 80 х гг строи лись ТРД ВД 7Б ВД 7М
[’ I 7М2 АЛ 7Ф I ТРДД Д ЗОКУ Д ЗОКП
/1 ЗОКУ 154 В 1976 на основе з да образе
вано ПО Пр тие (объединение) награждено
зрденами Пенина (1966) Октябрьской Рево
пои и и (1981]
РЫБКО Николаи Степанович (1911 — 77) —
сов летчик испытатель засл летчик испыта
тель СССР (1959] Герой Сов Союза (1957)
Окончил Моск авиац техникум (1933) Ка
чнвекую воен авиац школу пилотов (1935)
Работал в ЦАГИ ЛИИ ОКБ А Н Туполева
Летал на самолетах 96 типов в т ч на
Tv 4 Ту 16 «Стрела» (первом сов самоле
те с треугольным крылом малого удлинения)
Ва1ражтен 4 орденами Ленина орденами
Красного Знамени Отечеств войны I й степ
Трудового Красного Знамени медалями
РЫЖОВ Юрий Алексеевич (р 1930) — сов
ученый в области механики жидкости и газа
акал АН СССР (1987 чл корр 1981) По
окончании Моск физ техн ин та (1954)
работал в ЦАГИ и НИИ тепловых провес
сов I i960 в МАИ зав кафедрой аэро
динамики (с 1972) проректор по уч и науч
работе (1972—86) ректор (1986—92] Осн
труды по аэродинамике ЛА взаимодействию
разреж потоков высоких энергий с пов стью
материалов нестационарным процессам в
соплах и струях Пр им Н Е Жуковского
(1982) Гос пр СССР (1983) Нар деп
С((Рс 1989 Награжден орденами Октябрь
(.кои Революции Трудового Красного Знаме
ни «Знак Почета»
( оч Основы теплопередачи в авиационной и ра
кетн космтескои технике М 1975 Прикладная
ин и» ика разреженного газа М 1977 (совм с др )
РЫКАЧЕВ Михаил Александрович (1840/
/41 — 1919) — pvc ученый в области воздухе
плавания метеорологии земного магнетизма
и физ географии чл Петерб АН (1896)
Окончил Мор академию (1865) С 1867 ра
бита л в Гл физ обсерватории (в 1896—
1913 директор) В 1868 и 1873 совершил поле
ты на аэростатах для исследования свобод
нои атмосферы по его инициативе при Гл
физ обсерватории в России была создана
служба погоды значительно расширена сеть
метеорол станций Первый председатель ос
нованного в 1881 при его участии VII (воз
духоплават) отдела Рус техн об ва В 1871
нштед эксперим способ определения подъём
нои си )ы «винта вращаемого в воздухе»
Участник организов Н Е Жуковским «I го
Рус воздухоплават собрания» подсекции
воздухоплавания на 10 м съезде рус естест
вопепытагелей и врачей (1898) Пред Орга
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
W1#B
491
М А Рока ев
II В Рычагов
Дж Рлеи	А К Phi нон	ц [ рЯэан)в
Г X Сабинин
низац комитета 4 го съезда междунар уче
нои воздухоплават комиссии (1904 Петер
Jlur Бран о в Vi С Ю р не в > ч И 11 Ч Л Р
качев — выдающийся аеятеи мгтео, < i > lit ноэд\
чолтавания Л 1954
рыскание — откчонение ЛА от нек рого
заданного направления полета характеризу
ется углом Р и скоростью Р Угол рыска
и и я ф — угол между осью OXg нормальной
системы координат (СК) onpiдечяющей за
данное наврав 1ениг движения и проекцией
Продольной оси ОХ на горизонт плоскость
OXgZg Угол ф положителен когда ось ОХе
совмещается с проекцией оси ОХ на плос
кость OXgZK поворотом вокруг оси OY по
часовой стрсткг если смотреть вдоль этой
оси изменяется от —180° до -f- [80° уюл ф
явчяется одним из у!лов Эйлера опредечяю
щих ориентацию ЛА При определении ориен
тации скоростной СК относительно нормаль
ной СК исцотьзуется скоростной угол
рысканияф - угол между осью OX# нор
мальной СК и проекцией скоростной оси ОХ
на горизонт плоскость OX^Z^ Знак скорост
ного у|Ла Р определяется анатотчно знаку
угла ф
Одной из существ ве мчин при исслечо
вапии динамики потета ЛА (особенно его
бокового движения} явчяется скорость
рыскания Шу —сос гав тяюша я угловой
скорости ЛА по норма чьнои оси ОУ свя
записи СК <о^ положительна при вращении
ЛА вокруг оси ОУ по часовой стрелке если
смотреть вдоль этой оси
Нежелательное Р можег возникать при не
изменном положении органов управления
рысканием под действием бокового ветра
аэродинамических сил и моментов возникаю
щих при отклонении др органов управления
М А 7 русели ус к «
РЫЧАГИ УПРАВЛЕНИЯ, командные
р ы и а г и — установленные в кабине экипажа
ЛА устройства с помощью к рых летчик вот
действует на органы управления К Р у
самолетом относятся ручка управ гения или
колонка штурвальная (для продольного и по
перечного управления) и подаги управле
ния (ДIH путевого управчения) [’ у свя
заны с Органами управления механич про
водкой управления самолетом или электрич
коммуникациями (см Электродистанционная
система управления} При испочьзовании не
обратимого бустерНО|О ичи этектрогистанц
управления дчя создания леттцку ощущения
управления ЛА применяется рычагов управ
ления загрузка Р у устанавливаются на
рабочих местах командира корабчя и вто
рого пилота а на уч самолетах у инструкто
ра и курсанта О Р у вертолетом см в ст
Верто >ет
РЫЧАГОВ Павел Васильевич ([411 41)
сов военачальник ген леитенант авиации
(1940) Герой Сов Союза (193b) В Кр Ар
мии с [928 Окончил Воен теоретич школу
ВВС в Ленинграде ([930) Борисог (ебскую
воен школу летчиков (1931) Был летчиком
ком отряда ком эгкадричьи Участник вой
ны в Испании (1936- 39) боев с япон зах
ватчикамн в Китае (1937—38) С 1938 ко
манд ВВС и чч Воен совета Приморской
группы Дачьневост фронта и 1 и Отд Крас
нознам армии Во время сов финч воины
нач ВВС 9 и армии В 1940 зам I и зам
нач ВВС с авг нач Гл управ гения ВВС
РККА С февр 194[ зам наркома обороны
СССР Чсп ВС СССР в 1937 Награжден
2 орденами Лецина 3 орденами Красного
Знамени медалями Необоснованно репрес
сирован реабичитирован посмертно
РЫЧАГОВ УПРАВЛЕНИЯ ЗАГРУЗКА В
сиоемах необратимою бустсршко управле
ния и в эгектродиаанционнцх системах уп
равления необходимо применение искусств
загрузки рычагов управления (РУ) для соз
дания летчику гувства управления ЛА К
простейшим устройствам Р у з относятся
пружинные осн хар ками к рых явля
юте я усичие предварит затяга градиент
dP/dx (Рх) усилия Р по перемещению к РУ и
макс усилия при крайних его положениях
Значение усилия предварит затяга зависит
от сил трения в системе Это усилие должно
обеспечивать центрирование РУ и иекчючать
отдачу на него движений последоват серво
привода автоматич систем если устранение
Отдачи щ обеспечивается спец мерами 3hi
чение Р выбирается из усювия приемз(
иости усичии на РУ напр при создании
нормальной перегрузки пу В устройство Р у
з обычно вкчючается триммерный механизм
с помощью к рого летчик на установившемся
режиме полета снимает усичии па РУ
С помощью системы пружин могут быть
осуществлены и бочее сложные изменения
загрузки в частности для получения уси
чин типа т н стенки (рис 1) Это нужно
напр Дчя введения ограничений в отклонение
рычагов и органов управления с целью пре
Дунреждсния выхода па нерасчетные режимы
почета из за ошибок летчика
Кбочсе совершенным устройствам Р у з
применяемым обычно при управлении про
дозьным движением относятся автоматы за
[рузки в к рых Р1 изменяется в зависимости
от режимов полета что позволяет обеспечить
практически пост значение dP/drts в полете
Устройства могут быть электромеханич
эчектрогидравлич гнДравлич и др типов
Изменение градиента Рх в них осуществляет
ся по заданному закону определяемому вы
числителем загругки (рис 2) Принципиаль
но иным устройством Р у з является элект
рогиДравчич автомат включающий датчик
усилий уставовченныи иа РУ или вблизи
него вычисчитечь загрузки и параллельный
эчектрогндравчич сервопривод Изменение
усичии на РУ достигается коррекцией элект
рич сигналов следящего контура автомата
в зависимости от режимов полета (скорости
V и высоты Н почета и др ) Такой автомат
позволяет иекчючигь влияние трения в сис
теме и обеспечить гибкое pei улирование из
менения усилий включая создание усилий
вида стенки или отталкивания РУ предназ
нач для ограждения От непроизвольного
вывода самолета на предельные режимы
по 1ета
1 и [ониолкииВ И Ск|ЯНскииФ И
Ш 1 м и 1 <> в И С Привод рутевых поверхностей
самспетов И 1974 I уськов Ю П ЗаЕаинов
Г И Управ теине почетом самотетов V) 1980
В Я Бечарае
РЭЛЕЙ, Рейли (Rayleigh) Джон Уильям
(1842- 1919) —англ физик один из основе
позожников теории колебании Фамилия до
полу 1ения титула чорда Рэлея (1873)
Стретт (Strutt) Чл (1873) и президент
(1905—08) Лондонскою королевского об ва
иностр чл корр Петерб АН (1896) Окончил
Кембриджский унт (1865) с [879 проф
этого ун та Директор Кавендишской лабора
тории (1879—84) Сформулировал ряд фун
дам теорем линейной теории колебаний Рас
смотрел вопросы дифракции и рассеяния уп
ругих волн в разл средах а также распрост
ранения гвука в газах Развил теории ус
тоичивости течений жидкостей при разл ус
ловцях обтекания тел с отрывом струи
кавитации движения вязкой жидкости и др
Нобелевская пр ([904)
сеч в р с Пер Теория звукч 2 и эд т I—2
VI 1(Ьо
РЯЗАНОВ Алексей Константинович (р 1920)
— сов летчик ген майоп авиации ([970)
засл воен летчик (1967) дважды Герои
Сов Союза (1943 1945) В Сов Армии с
492 РЫСКАНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1939 Окончил Борисоглебскую авиац. школу
пилотов им. В. П. Чкалова (1939), Воен ака-
демию им. М. В. Фрунзе (]9501, Воен, ака-
демию Генштаба Вооруж. Сил СССР (1958).
Участник Вел.Отечеств войны. В ходе войны
был лётчиком-истребителем, ком. эскад-
рильи, зам. ком. истребит авиаполка. Совер-
И|ил 509 боевых вылетов, сбил лично 31 и в
составе группы 16 самолётов противника.
После войны на командных и штабных долж-
ностях в ВВС и Войсках ПВО Награждён
3 орденами Ленина, 4 орденами Красного
Знамени, орденом Александра Невского, 2
орденами Отечеств войны ]-й степ , 2 орде-
нами Красной Звезды, орденом «За службу
Родине в Вооружённых Силах СССР» 3-й
степ , медалями. Бронзовый бюст в пос То-
кзревка Тамбовской обл.
Лит - Зарубин А, Над полями сражений, в кн
Герои «генных лет, кн. 4, М., 1980
РЯЗАНОВ Василий Георгиевич ([901 —5]) —
сов. летчик, ген.-лейтенант авиации (1943),
дважды Герой Сов Союза (1944, 1945). В
Сов Армии с 1920. Окончил Борисоглебскую
воеи. школу лётчиков (1926), Воен.-возд. ака-
демию РККА им. проф. Н. Е. Жуковского
(1935, ныне ВВИА)- Участник сов.-финл и
Вел Отечеств, войн. В ходе войны был зам
команд. ВВС армии, ком авиадивизии, ко-
манд. манёвренной группой ВВС фронта, ко-
манд истребит- авиац. армией, ком штурмо
во го авиа корпуса После войны на команд-
ных должностях в ВВС. Награждён 2 ордена-
ми Ленина, 3 орденами Красного Знамени, ор-
денами Суворова 2-й степ , Богдана Хмель
кицкого ]-й степ.. Красной Звезды, медалями,
а также иностр орденами Бронзовый бюст в
с Большое Козине Нижегородской обл
Лит Рязанов/! А,ЧесноковН И , Коман-
дир гвардейского корпуса «Илов» М ,	1983
Рнс. 2. Пассажирским самолет SAAB 340В

Рис. 3, Истребитель JAS39 «Грипен»
1 абл Самолеты концерна «СААБ Скания»
Ol новные данные	Штурмовик А32А	Перехватчик J29F	Многоцелевой истребитель J35F	Истребите.'! ь JA37	Миш о челе вой истребитель JAS39
Первый полет, ЮЛ	1952	|О'.4	1965	1974	1988
Число и тип двигателей	I ТРДФ	1 IP.I	1 ТРДФ	I ТРДДФ	1 ТРДДФ
Тяга двигателя, кН	44 I	27 5	78,5	125	81.5
Длина самолёта, м	14,65	10,1	15,35	1.5,45	14,1
Высота самолета, м	4,75	371	3,9	5,9	4 7
Размах крыла, м	13	ll	9,4	10,6	8
Площадь крыла, м2 Максимальнан взлетная	37	24	49,2	46	30,5
масса» т Масса пустого салоле	13	8	15	22,5	-8 (нормальная)
та» т	7	4,3	7,6	12.2	5,65
Боевая на, резка, i	1	0,5	1,5	до 6	1,5
Радиус деистния км Максимальная скорость	1 ООО	800	720	1000	—
полёта, км/ч	1125	1 060	2100	2125	Чж>1
Потолок, м	15(100	13700	18000	18000	
Экипаж, чел Вооружение	2	1	I 1 X 30 мм 4	1 1 X30 мм 4	1 1X27 мм Несколько УР
пушки управляемые ракеты	1X20 мн 2	4X20 мм			

«СААБ-СКАНИЯ» (SAAB-Scania АВ) —
пром концерн Швеции. Образован в ]968
в результате слияния автомобильного кон
дерна «Скания Вабис» с самолётостроит.
фирмой «СААБ» (Svenska Aeroplan АВ,
SAAB), осн. в ]937 для произ-ва воен, само
лётов и вошедшей в состав концерна в ка-
честве самолетостроит Отделения. Отделение
имеет филиалы, производящие управляемые
ракеты, космич. системы, электронное обору-
дование. тренажёры, фирма «СААБ», затем
отделение концерна выпускали: бомбарди-
ровщик СААБ 18 (первый полёт в 1942),
Рис. 1. Истребитель J35 «Дракеи»
истребитель J21 (1943), реактивный истреби
тель J29 (1948), истребитель-бомбардиров
щик А32 «Лансен» (1952), истребитель J32
(1957), сверхзвук истребитель J35 «Дракен»
(1955, см рис. I), истребитель-бомбардиров-
щик AJ37 «Вигген» (1967, см рис в габл
XXXIV), истребитель JA37 «Вигген» (]974),
пасс самолёт СААБ 340 с двумя ТВД (1983,
совм. разработка с США, с 1985 полностью
шведская программа) С 1949 построе-
но более [500 самолётов с ПД и св. 2000
реактивных воен, самолётов Осн. программы
80-х г г ' произ во истребителей JA37 и само-
лётов SAAB-340B (до 37 пассажиров, 2 ТВД
по 1300 кВт, дальность полёта до 1520 км.
крейсерская скорость 520 км/ч. рис. 2),
разработка истреби 1 елей нового поколения
JAS39 «Грипен» (рис 3). Осн данные
нек-рых самолётов концерна приведены
в табл
«СААЧ» (СААС, Ci
vtl Aviation Admini-
stration of China)
нац. авиакомпания
Китайской Hap. Pec
публики Состоит из
неск. региональных
авиакомпаний. Осу-
ществляет перевозки
внутри страны и в
Бл Востока, а так»
и США. Осн в 1949
1зны Европы, Азии,
в Японию, Россию
200 самолётов
«САБЕНА» (SABE-
NA, Societe Апопуте
Beige d'Exploitation
de la Navigation
Aertenne) —авиаком-
пания Бельгии Осу-
ществляет перевозки
в Страны Зап Евро
Авиац парк - более
пы, Африки, Бл. и Дальнего Востока, а также
в Россию. США и Канаду. Осн в 1923, одна
из старейших в мире. В 1989 перевезла 2,8
млн. пасс., пассажирооборот 6,76 млрд,
II -км Авиац парк 28 самолётов
САБИНИН Григорий Харлампиевич (1884 —
1968) - сов учёный в области аэродинамики,
проф (1937), Д-р техн, наук (1934), засл,
деятель науки и техники РСФСР (1946).
Окончил Императорское техн- уч-ще (1913;
позже МВТУ) В студенч. годы совм. с
Б Н Юрьевым создал основы импульсной
теории гребного винта. С 1919 в ЦАГИ, где
был нач аэродинамич отдела, чл коллегии
ии-та. Труды по динамич. устойчивости са-
молёта, регулированию газовых турбин, реак-
тивным двигателям, рабочим процессам в ло-
паточных машинах Гос пр. СССР (]943)
Награжден 3 орденами Трудового Красного
Знамени, орденом Красной Звезды, меда-
лями.
Лит Ушаков К А , Научная деятельность проф
Г X Сабинина (к 75 летию со дня рождения),
в кн Промышленная аэродинамика, в 13, М, 1959
САВИЦКАЯ Светлана Евгеньевна (р 1948)
- сов летчица, космонавт, лётчик-космонавт
СССР (1982), летчик-испытатель, заслужен-
ный мастер спорта СССР (1970), дважды
Герой Сов. Союза (1982, 1984). Дочь Е. Я
Савицкого Окончила Центральную лётио-
техн. школу при ЦК ДОСААФ СССР (|971)
и работала в ней инструктором, в 1972 окон-
чила МАИ. Абсолютная чемпионка Мира по
высш пилотажу на порш, самолётах (]970).
Установила 3 мировых рекорда в групповых
прыжках с парашютом из стратосферы и 15
мировых рекордов на реактийных самолётах.
С 1976 летчик-испытатель ОКБ А. С. Яков-
лева. С 1980 в отряде космонавтов Соверши-
ла два полёта в космос (1982, (984), в одном
ич к-рых выходила в открытое космич прост-
WWW. vokb-la.spb.ru - Самолёт свои!
ранство Лар деп СССР (с 1989) Медан
де Лаво и 18 диглимов ФАИ J6 золотых
спортивных медатеи СССР Награждена 2
орденами Ленина орденом «Знак Почета»
С оч Вчера и всегда М 1988
САВИЦКИЙ Евгении Яковлевич (19Ю
90)—сов военачальник маршал авиации
(1961) заст воен летчик СССР дважды
Герои Сов Союза (1944 1945) В Сов Армии
с 1929 Окончил воен шко iy летчиков (1932)
Высш воен академию (1955 позже Воен
академия Генштаба Вооруженных Chi
СССР) Участник Вел Отечеств воины В хо
де войны был ком авиаполка авиадивизии
команд авиагруппой возд армии ком ист
ребит авиакорпуса Совершит 2)6 боевых
вылетов сбит лично 22 и в составе труп
пы 2 самолета противника Посте войны ко
манд авиацией ПВО страны (1948—53
1954 —66) зам гтавнокоманД Войсками
ПВО (1966 80) ( 1980 в Гру нпе ген инспек
торов МО С< СР Деп ВС СССР в 1962
66 Ленннскан пр (1978) Награжден 3 орде
нами Ленина орденом Октябрьской Ревотю
дни 5 орденами Красного Знамени орденами
Суворова 2 й степ Кутузова 2 й стен Оге
честв воины 1 и степ 2 орденами Красион
Звезды орденом «За службу Родине в Во
оружейных Силах СССР» 3 й степ медаля
ми а также иностр орденами Ьронзовыи
бюст в Новороссийске
Соч Я—«Драке н* Атакую1 Ч 198и 1|о не
ка с небом Ч 1988
Лит Сомов Г А Марн ат авиа ши Ч 1990
САВИЦКИЙ Михаил Алексеевич (1890
1984) — сов воен тетчик инж инициатор
организации производства парашютов в
( С( Р Окончи । Гатчинскую шко iy воен
|етчиков (1916) В Гражд воину командо
ва । авиао1рядом Окои шт Военно возд
академию РККА им проф 11 Е Жуков
ского (1928 ныне ВВИА) Возглавил пер
вую в стране парашютную лабораторию в
НИИ ВВС быт директором парашютного
з да Автор мн науч трудов Удостоен дин
тома П 1иссандье (ФАИ) Насажден орде
нами Красного Знамени Трудового Красно
го Знамени Красной Звезды медалями
САЗЕРЛЕНДА ФОРМУЛА [по имени ангт
физика У Сазерленда (Siuherland) | при
бтиженно описывает зависимость динамич
вязкое in газа ц от термодинамич темп ры Г
где о диаметр мотекулы 1аза м гп — мае
са модекуты кг k— I 38 Ю 23 Дж/К ко
стоянная Бо |ьцмана S — постоянная зави
еяшая от хим состава газа (для воздуха
S—114 в диапазоне темп р 273—573 К)
С ф подучена на основании модели (аза
в к рои мотекулы представляются падкими
упругими взаимно притягивающимися сфе
рами справедлива в довотьно широком ин
тервате значений темп р С ф испотьзуется
При исстедованиях и расчетах обтекания ЛА
копа необходим учет изменения р в зави
симьеги от темп ры нПф при анатизе аэро
динами 1 и к рс вания
САЛОН пассажирским обособленная
часть пасс кабины отде |енная от др поме
шений перегородками (илн поперечными Про
ходами) с рядами пасс пресет установтен
С Е Савицкая	t Я <авидкии
ными как правило с одинаковым шагом
Интерьер С образуется разл элементами
стенообразующими поветями (оконные па
не л и блажные Полки для ручного багажа и
мелких вещей пассажиров панели потолка
и т п ) пасс креслами цветосветовым реше
нием и декоративной отделкой средствами
нндивидуа тьного обслуживания пассажиров
(индивидуальные вентиляция и освещение
кнопки вызова бортпроводников и т п ) а
также системами зрит информации (надпи
си табло и др ) и развлечения пассажиров
(см Класс пассажирского салона)
Формирование интерьера С зависит от ти
па само дета его назначения уровня o6nv
живания Продолжительности полета моды
нац особенностей и культурных традиции
страны и т д На разл этапах развития
пасс авиации существовали определ пред
ставлення об оформлении внутр пространст
Рис 1 «И |ья Чер ч< <» (1Ч| 3 lip in и)
Рис 2 «Фоккер» F |У (1923 Германия)
Рис 3 АНТ 9 (1929 ( ( ( I’j
Рис 4 Ид 12 (1946 С I I 1’1
Рис о И 14 *( л >ц» (1917 (((Р)
494 САВИЦКИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ва самолёта Нерегулярность и, как правило,
кратковременность полётов, а также сравни
тельно простая конструкция первых пасс
самолётов (бипланы с матерчатой или фанер
ной обшивкой) обусловливали простоту об-
служивания пассажиров с минимумом
удобств в полёте, что отражалось в оформле
нии интерьера. Закрытая пасс кабина пред-
ставляла собой вытянутый отсек, напоминав-
ший ж д. вагон тех лет, с окрашенными
фанерными или полотняными стенами, боль-
шими прямотгольнымц окнами, легкими си-
деньями или плетёными креслами (рис. [)
Пасс самолеты 20—30-х ri. имели, как
правило, малую грузоподьёмноегь, стоимость
перевозок на них была высокой, и поэтому
услугами их как в СССР, так и за рубежом
пользовался огранич. контингент пассажи-
ров. Небольшие скорости и длит пребывание
пассажиров в полёте, а также стремление
проектировщиков привлечь пассажиров, еде
лав самолёт более комфортабельным и кон-
курентоспособным по сравнению со сред-
ствами ж. д. к мор. транспорта, способст-
вовали созданию дополнительных удобств
для небольшого круга пассажиров. Устраи
вались отд. купе каюты со спальными места-
ми или трансформирующимися в кровать
креслами, комнаты отдыха, столовые и др.
помещения (рис, 2). На сов. самолетах пре
обладали относительно простые интерьеры,
к-рые чаше Bceio выполнялись в «трамвай
ной» или «вагонной» архитектуре, с нек-рыми
характерными Для своего времени элемента-
ми украшений (рис 3)
В 40—50-е гг появление более скоростных
многоместных пасс самолётов, сокращение
времени полем, превращение авиац транс
порта в экономичный и более популярный
вид обществ транспорта, а также измене-
ния в конструкции самолётов (на смену са-
молётам с коробчатыми фюзеляжами пришли
самолёты с цельнометаллич. цнлийдрич фю
зеляжами) обусловили создание нового
авиац интерьера со стандартными, равны-
ми для всех, рациональными удобствами
Пасс С представлял собой вытянутое поме-
щение с равномерно чередующимися окна-
ми-иллюминаторами. стандартными элемен
тами (багажными полками в виде рамок и
сеток, плафонами освещения нт п ), а тлк-
же рядами спец кресел, разделенных про-
дольным проходом (рис 4 и 5). На нек-рых
самолётах нашли отражение украшательские
тенденции тех лет, имевшие место в архи-
тектуре и искусстве,- - интерьер украшали
плюшевыми портьерами, светильниками под
мрамор, багажными полками из позолочен-
ного металла, бутафорскими пилястрами и
капителями у окон и т. Д (рис 6 и 7)
Осн- направление развития пасс, возд
транспорта 60 х гг , пополнившегося самоле
сами с возросшими скоростью, высотой полё-
та и пассажировместимостью, — обеспечение
достаточно высокого, равно|0 для всех пас
сажиров уровня комфорта и экономичности
самолётов Благодаря применению новых кон-
струкционных и декоративно отделочных ма
териалов и прогрессивных технологий, а так-
же появлению новых техн, возможностей ин-
терьеры самолётов стали простыми и лако
яичными по форме Осн элементы интерье-
ра: штампованные панели потодка, стен с
равномерно чередующимися овальными, эл
М 4 С.аиипкш!
А Сантел Дюмон
липсовидными, круглыми окнами и рядами
кресел (рис. 8). В 70—80-х гг на смену
этим интерьерам приходят выразит- и ком
фортабельные интерьеры широкофюзеляж-
ных самолётов, в к-рых возможны новые фор-
мы обслуживания и развлечения пассажиров.
В пасс С таких самолётов, имеющих вну
шит размеры и всё меньше напоминающих
тесную и неуютную кабину или вытянутую
трубу-фюзеляж, расположено неск. сотен
комфортабельных кресел, большие кино- и
телевизионные экраны, просторные холлы и
лестницы, ведущие на верх, и ниж палубы
(рис 9).	ЕН. Соколовская
САМОВРАЩЕНИЕ аэродинамиче-
ское— возникает на закритич. углах атаки
в результате потери самолётом аэродинами
четкого демпфирования крена из-за асим-
метрии в распределении областей Отрыва по-
тока по крылу. Самопроизвольное вращение
Рис. 6. Гу 1|4 (1157. г гс.Р)
Рис. 7. Гу 124 (I960, СССР)
Рис. 8. Ил-62М (1970, СССР)	Рис. 9 II i 8b (1976. СССР)
САМОВРАЩЕНИЕ 495
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 1 Возникновение демпфирующего (и) и ра<.
кручиввющего (б) моментов при с im >npai 1ени i
Стрелками показано направление врачи ния
распредепение подъемной силы по крыъ
(в осн относительно продольной оси) вызы
вается появлением нач скорости крена нанр
после сваливания Природу аэродинамич
момента приводящего к вращению самолета
можно понять анализируя зависимость коэф
подъемной силы су (см Аэродинамические
коэффициенты) от угла атаки а (рис [)
При кренении самолета консоль крыла иду
щая вниз имеет большие углы атаки чем
идущая вверх На докритич умах Сц<Сугп&к
a dc^/daX) увеличение а приводит к возрас
танию подъемной силы а уменьшение — к
ее убыванию В результате возникает демп
фирующии момент крена направленный про
тив вращения При углах атаки больше кри
тического акр когда наклон кривом су(а)
меняется на противоположный (диапазон
развития по крылу областей отрыва потока)
на консоли крыла идущем вниз происходит
уменьшение подъемной силы а на консоли
идущей вверх увеличение и вместо демп
фирующего момента возникает раскручиваю
щин момент стремящийся увеличить ско
рость крена Асимметрия расположения об
ластей отрыва потока по крылу обусловлен
мая появлением скорости крена в свою оче
редь способствует ее дальнейшему увелпче
нию Большая часть момента С создается
на самолете крылом хотя и др ею части
при возникновении на них срыва потока мо
гут способствовать вращению
На рис 2 приведены примерные завися
мости аэродинамич момента Ми относительно
оси вращения самолета от безразмерной уг
ловои скорости <o=w//2V (где со — скорость
крена I — размах крыла V — скорость поле
та) определяющей изменение угла атаки на
концах крыла для трех разл значении а
На докритич углах атаки демпфирующий мо
мент Практически пропорционален ш На око
локритич углах атаки (<z~<zKp) при возникно
вении небольшой угловой скорости появля
ется положит момент усиливающий враше
ние При дальнейшем увеличении у!ловои
скорости аэродинамич момент меняет знак
Значение ш, соответствует устойчивому ре
жиму С На закритич yiaax атаки (а>акр)
существует диапазон	где сохраняется
демпфирование Превышение приводит к
попаданию в устойчивый установившийся ре
жим С с угловой скоростью (. уществ
влияние на возможность существования С
оказывает скольжение Условие баланса рас
кручивающего и демпфирующего аэродина
мич моментов (Л4 =0) наряду с условием
балансировки самолета по тангажу является
одним из необходимых условий для суще
ствования режима установившегося што
пора
У маневренных самолетов со стреловидным
(в т ч треугольным) крылом потеря аэро
динамич демпфирования крена связанная
с асимметричным отрывом потока с правой
и левой консолей крыла на околокритич
углах атаки напр при выполнении вира
жей может привести к установлению авто
колебаний по крену воспринимаемых летчи
ком как покачивание самолета с крыла на
крыло Эти автоколебания как правило пред
шествующие сваливанию при значит их ам
п 1итуде могут серьезно ус южнить цилоти
рование самолета
С часто наз авторотацией крыла
Тит Котик М Г Динамика што юра само
и । а Ч |9’6	М Г Гоман
САМОВЫКЛЮЧЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯ, 3ai
лохание двигателя —непреднамерен
ная остановка (вык ночевие) двигателя без
команды пилота С Д характеризуется более
резким по сравнению с управляемым прочее
сом изменением режима работы и более глу
боким изменением параметров по сравнению
с их значениями на режиме авторотации дви
Ютеля Причиной С д являются отказы
напр топливной системы неисправности сис
темы автоматич регулирования и Др снс
тем двигателя а также функциональные от
казы связанные с недостаточными запасами
устойчивой работы Отд элементов силовой
установки (воздухозаборника компрессора
основной и форсажной камер сгорания) или
воздействием внеш возмущении климатич и
атм факторов Превышающих допустимый по
техн условиям уровень
Потеря устойчивости при функциональных
отказах может вызываться помпажами воз
духозаборникз вентилятора или компрессе
ра (см Помпаж двигателя) погасанием осн
или форсажной камер сгорания Вследствие
газодинамич связи между всеми элементами
в ГТД потеря устойчивости в одном из эле
ментов может вызвать потерю устойчивости
в остальных элементах двигателя Для пред
отвращения потери устойчивости и восста
новления исходного режима после самовык
лючения двигатели оборудуются системами
защиты к рые могут предотвращать потерю
устойчивости путем кратковрем повышения
запасов устойчивости работы в определ ус
ловиях эксплуатации или (и) восстанавли
вать исходный режим работы по сигналу от
спец устройства Сигнализаторы потери ус
тойчивоСти двигателя оценивают процесс С
д по изменению параметров характеризую
ших появление обратных токов напр в трак
те компрессора степени ионизации рабочею
тела и его свечению иди по скорости изме
неиия частоты вращения ротора двигателя
давления рабочего тела в потоке по Тракту
двигателя и т п В воен авиации принимают
ся также меры по предотвращению С д
вследствие попадания в него газов при
стрельбе из пушек и пусков ракет
Ю А Литвинов
САМОЛЕТ (устар — а э р о п л а н) —летат
аппарат тяжелее воздуха для полетов в ат
мосфере с помощью силовой установки соз
дающей тЯ1 у и неподвижного крыла на
к ром при движении в возд среде образу
ется аэродинамич подъемная сила Непо
движность крыла к рая отличает С от вин
тОкрылых ЛА имеющих «вращающееся кры
ло» (несущим винт) и от ЛА с машущими
крыльями (махолетов) в нек рои степени
условна т к в ряде конструкций С крыло
может изменять в полете угол установки
угол стреловидности и т п Концепция С
зародившаяся в кон 18 — нач 19 вв (Дж
Клеили) и предполас авшая осуществление
полета ЛА с помощью разделенных по функ
циям движителя (возд винта) и несущей
пов сти (крыла) в ходе развития летат тех
ники оказалась наиболее удачной по сово
купности летных хар к и эксплуатац ка
честв и С получил наибольшее распростри
иение среди ЛА с разл принципами созда
ния подъемной силы и конструктивными
способами их воплощения (см также Авиа
ция)
Классификация самолетов По назначе
нию раз-жчают гражд и воен С К Граж
да неким относятся пасс грузовые и грузе
пассажирские адм спортивные с х и др С
для нар х ва Пасс С подразделяются на
магистральные самолеты и С местных возд
линии Воен С включают истребители (возд
боя истребители бомбардировщики иСтре
бители перехватчики многоцелевые) штур
мовики бомбардировщики (фронтовые даль
ние межконтинентальные) разведчики (так
тич оперативные стратегич ) воен трансп
(легкие средние тяжелые) противолодоч
ные С боевого обеспечения (радиолокац
дозора и наведения постановщики помех
возд пункты управления заправщики топ
ливом в по тете н др ) В состав военной и
гражд авиации входят уч уч треннровоч
ные санитарные патрульные поисково спа
сат С Г[о типу движителя С относят к вин
товым или реактивным В соответствии с
типом двигателей С часто наз порш
невым турбовинтовым реактивным (в част
ности ракетным) а по числу двигателем —
напр двух трех четырехдвигательным В
зависимости от макс скорости поле
та С подразделяют на дозвук (Маха число
полета Мж,<1) сверхзвук (Мю> [) и гипер
звуковые (Мм3>1 часто принимают Мж>
>4 — 5) По условиям базирования
различают С сухопутного базирования ко
рабельные С гидросамолеты (летающиелод
ки или поплавковые) и С амфибии а по
требованиям к длине ВПП — С вер
тик короткого и обычного взлета и посадки
Разл способность к маневрирова
нию (макс значение эксплуатационной пе
регрузки) отличает маневренные ограничен
но маневренные и неманевренные С По
стадии освоения С относят к экспери
ментальным опытным и серийным а по от
личию от исходногообразца — к мо
дернизир и модифицированным С с экипа
жем наз пилотируемыми а без экипажа —
беспилотными Для нек рых типов пилоти
руемых С (истребителей штурмовиков учеб
ных) часто указывают чщлп членов э^ипа
жа (одно или двухместный)
Мн названия С определяются их ко и
структивным исполнением и аэро
динамич схемой По числу крыльев раз
тичают монопланы бипланы (в т ч полу
торапланы) трипланы и полипланы а моно
планы в зависимости от расположения крыла
относительно фюзеляжа могут быть низко
планами Среднепланамн и высокопланами
Моноплан без наруж подкрепляющих эле
ментов крыла (подкосов) наз свободнонесу
щим а моноплан с крылом установленным
на подкосах выше фюзеляжа наз парасоль
С с изменяемой в полете стреловидностью
крыла часто наз С изменяемой геометрии В
зависимости от расположения оперения выде
ляют С нормальной схемы (с хвостовым
оперением) С типа «бесхвостка» (горизонт
оперение отсутствует) и С типа «утка» (сто
ризонт оперением расположенным впереди
крыла) По типу фюзеляжа С может быть
однофюзеляжным и двухбалочным а С без
фюзеляжа наз «летающим крылом» С с
496 САМОВЫКЛЮЧЕНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
диам фюзеляжа более 5,5—6 м наз широко-
фюзеляжными Свою классификацию имеют
самолеты вертикального взлета и посадки
(с поворотными винтами, поворотным кры-
лом, подъёмными или подъемно-маршевыми
двигателями н т д ) Нек рые понятия клас-
сификации, такие, как, иаир , «легкий», «тя-
желый», «дальний» и т п являются услов-
ными, не всегда имеют строго очерченные
границы и для С разл типов (истребители,
бомбардировщики, трансп С ) могут соответ-
ствовать существенно отличающимся число
вым значениям взлетной массы и дальности
полета
Аэродинамика самолёта Подъемная сила,
поддерживающая С в воздухе, образуется
вследствие несимметричного обтекания кры-
ла возд потоком, имеющего место при не
симметричной форме профиля крыла, ориен-
тации его под нек рым положит углом атаки
к потоку или под влиянием обоих этих фак
торов В этих случаях скорость потока на
верх пов сти крыла больше, а давление (в
соответствии с Бернулли уравнением) мень-
ше, чем на нижней, вследствие этого соз
дается разность давлений под крылом и над
крылом и возникает подъемная сила Тео-
ретич подходы к определению подъемной си-
лы профиля крыла (для идеальной несжи
маемой жидкости) отражены в известной Жу-
ковского теореме Действующую на С при
его обтекании возд потоком полную аэроди
Рис. 1, Широкофюзеляжный пассажирский само
лет Ил 96 300 | — радиолокационная станция, 2 —
кабина экипажа, 3 — аварийный выход 4 —
туалеты 5 - гардероб, 6 — грузовой люк, 7
пассажирский салон на 66 мест, 8 — буфет кухня
с лифтом на нижнюю палубу 9 — гондола двига
теля 10 — пилон, |1 — предкрылок, |2 — крыло,
13 — вертикальная закснцовка крыла, 14 — внеш-
ний элерон 15 — внешний закрылок, |6 — внут-
ренний элерон, |7 — пассажирский салон на 234
места 18 — багажная полка 19 — грузовые люки,
20 аварийный выход, 21 — гардероб, 22— киль,
23 — руль направления 24 — вспомогательная си
левая установка, 25 — руль высоты 26 — ста
бнлнзатор, 27 — туалеты, 28- входная дверь
29 —фюзеляж, 30 — грузы (в сетях), 31 — грузы
(на поддонах в сетях), 32 — иллюминатор, 33 —
тормозной щиток, 34 - внутренний закрылок. 35 —
интерцептор, 36 — силовой набор крыла, 37 —
створки мотогоидолы 38 — двигатель 39 - топ-
ливные Огсеки, 40 — основные опоры шасси,
41 — центроплан крыла, 42 шпангоут, 43 —
входная дверь, 44 — багажный контейнер, 45 --
грузовой пол с вращающимися сферическими
опорами, 46 — входная
шасси
намич силу Яд (ее наз аэродинамич силой
планера) в скоростной системе координат
можно Представить в виде двух составляю-
щих — аэродинамич подъемной силы Ya и Си-
лы лобового сопротивления Ха (в общем слу
чае возможно также наличие и боковой си
лы Za) Сила Ya определяется в осн подъем-
ными силами крыла и горизонт оперения, а
Противоположно направленная по отноше
нию к скорости полета сила Ха обязана своим
происхождением трению воздуха о пов сть С
{сопротивление трения), разности давлений,
действующих на лобовые и кормовые части
элементов С (сопротивление давления, см
Профильное сопротивление. Донное сопро-
тивление) и связанному с образованием
подъемной силы скосу потока за крылом {ин
дуктивное сопротивление), кроме того, при
больших скоростях полета (около- и сверх-
звук ) добавляется волновое сопротивление,
вызываемое образованием скачков уплотне
ния (см Сопротивление аэродинамическое)
Аэродинамич сила планера С и ее состав-
ляющие пропорциональны скоростному напо-
ру q^QV2/2 (q — плотность воздуха. V —
скорость полёта) и нек-рой характерной пло-
щади, в качестве к-рои обычно принимают
площадь крыла S Ya — CyaqS, Xc=cxayS. при-
чем коэф пропорциональности (коэф подъ
емной силы суа и коэф лобового сопротивле-
ния с.о) зависят в осн от геом форм частей
С, ориентации его в потоке (угла атаки),
Рейнольдса числа, а на больших скоростях
и от числа Мк Аэродинамич совершенство
С характеризуют отношением подъемной си
лы к суммарной силе лобового сопротив-
ления, наз аэродинамич качеством К=
— У о/Xa=cva! с1а В установившемся (К=
= const) горизонт полете вес самолета G
уравновешивается подъемной силой (KU=G),
а тяга Р силовой установки должна компен
сировать лобовое сопротивление (Р—Ха) Из
получаю-шегося соотношения G = KP следует,
напр , что реализация в конструкции С бо
лее высокого значения К позволила бы при
фнксир значении G снизить для той же ско-
полета потребную тягу и, следователь-
но, расход топлива, а в нек рых Др случаях
(напр , при том же значении Р) увеличить
грузоподъёмность или запас топлива на С
В ранний период (до нач 20 х п ) С имели
грубые аэродинамич формы и значения
аэродинамич качества у них бы пи в преде-
лах К=4—7 На С 30 х гг , имевших прямые
крылья и скорость полета 300—350 км/ч, бы-
ли получены значения К=13—(5 Это было
достигнуто в осн благодаря применению схе
мы свободнонесушего моноплана, усовершен-
ствованных профилей крыла, фюзеляжей об-
текаемой формы, закрытых кабин, жесткой
।Ладкой обшивки (взамен матерчатой или
гофрированной металлической), уборке шас
Си, капотированию двигателей и т д При
последующем создании более скоростных С
возможности повышения аэродинамич ка-
чества стали более ограниченными Тем не
менее на пасс С 80 х гг с большими дозвук
скоростями полета и стреловидными крылья-
ми макс значения аэродинамич качества
составили К=15—|8 На сверхзвук С ДЛЯ
снижения волнового сопротивления приме-
няют крылья тонкого профиля, с большой
стреловидностью или Др формы в плане с
малым удлинением Однако у С с такими
крыльями аэродицамич качество на дозвук
скоростях полета меньше, чем у С дозвук
схем
Конструкция самолёта Она должна обеспе-
чивать высокие аэродинамич хар-ки, обла
дать необходимыми прочностью, жесткостью,
живучестью, выносливостью (сопротивле-
нием усталости) , быть технологичной в произ-
ве и обслуживании, иметь миним массу (это
один из осн критериев совершенства С )
В общем случае С (рис I и 2) состоит из
след осн частей крыла, фюзеляжа, опере
ния, шасси (все это вместе наз планером С ),
силовой установки, бортового оборудования,
воен С имеют также вооружение авиацион
ное
Крыло является осн несущей пов-стью
С , а также обеспечивает его поперечную
устойчивость На крыле распола( аютг'я сред
ства ег<1 механизации {закрылки, предкрылки
рости
47 — носовая опора
дверь.
32 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

497
и др ), органы управления (элероны элево
ны интерцепторы), а при нек рых компонов
ках С закрепляются также опоры шасси
и устанавливаются двигатели Крыло состоит
из каркаса с продольным (лонжероны стрин-
геры) и поперечным (нервюры) силовым на
бором и обшивки Внугр объем крыла исиоль
зуется для размещения топлива разл агре
гатов коммуникаций н т Д Важнейшими
моментами в развитии С связанными с кон
струкцией крыла были завершившийся в
30 х гг переход от схемы биплана к свобод
нонесущему моноплану и начавшийся в кон
40 х — нач 50 х гг переход от прямого кры
ла к стреловидному На тяжелых С с боль
шой дальностью полета для к рых важным
является увеличение аэродинамич качества
схема моноплана позволила увеличить в этих
целях размах крыла, а для более энергово
оруж С (истребителей) — использовать
уменьшение площади крыла и лобового со-
противления для повышения скорости поле
та Создание свободнонесуших монопланов
стало возможным благодаря успехам в стро
ит механике конструкции и профилировке
крыла, а также применению высокопрочных
материалов Применение стреловидного кры
ла позволило реализовать потенциальные
возможности дальнейшего увеличения ско
рости полета при использовании ГТД При
достижении нек рои скорости полета (крн
тич числа М#) на крыле образуются местные
сверхзвук зоны со скачками уплотнения, что
приводит к появлению волнового сопротнв
ления Для стреловидного Крыла вследствие
скольжения принципа возникновение таких
неблагоприятных явлении отодвигается в
область более высоких скоростей полета
(критич число М. больше, чем у прямого
крыла), а при сверкзвук обтекании интен
сивиость образующихся скачков уплотнения
более слабая Угол стреловидности £ крыла
дозвук С обычно составляет 20—35° э у
сверхзвук С достигает 40—60°
В 50—80 х гг создано большое число С
разл типов с ТВД и ТРД различающихся
скоростью и профилем полета маневрен
ностью и Др свойствами Соответственно это
му на ник нашли применение крылья раз
нообразные по форме в плане удлинению
относительной толщине, конструктивно сило
вой схеме и т Д Наряду со стреловидным ши
рокое распространение получило треугольное
крыло, сочетающее в Себе благоприятные
для больших сверхзвук скоростей полета
свойства большой стреловидности (/2^55-—
70°) малого удлинения и малой относит
толщины профиля В связи с возникшей необ
ходимостью обеспечить для нек рых типов
Рис 2 Истребитель МиГ |5
I — воздухозаборник 2 —
кабина летчика 3 — ката
путьтное кресло 4 — прием
ник указателя скорости 5 —
элерон 6 — топливный бак
7 — двигатель 8 — силовой
набор фюзеляжа 9 антен
на 10 киль |1 —руль на
правтения |2 — триммер
13 руль высоты |4 — ста
билнзатор 15 — реактивное
сопло |6 — тормозной щи
ток 17 — топливный бак
|8 — силовой набор крыла
19 — основная опора шасси
20 — носовая опора шасси
2| — пушки
С высокие аэродинамич хар кн в широком
диапазоне скоростей полета были созданы
самолеты с крылом изменяемой в полете стре
ловидности (х«15—70°), на к рых реализу
Ются достоинства прямого крыла сравнитель
но большого удлинения (взлетно посадочные
режимы и полет на дозвук скоростях) и кры
та большой стреловидности (полет на сверх
звук скоростях) Разновидность этой ске
мы — цельиоповоротное антисимметричное
крыло На маневреннык С нашло применение
крыло с переменной стреловидностью по пе
редней кромке, включающее трапециевидную
часть с умеренной Стреловидностью и корне
вые наплывы крыла большой стреловидно
сти, к рые улучшают несущие свойства кры
ла на больших углах атаки Схема С с кры
лом обратной стреловидности (КОС) не по
лучила широкого распространения из за
аэроУпругой неустойчивости (дивергенции)
крыла при повышенных скоростях полета
Появление композиционных материалов от
крыло возможности устранить этот недоста
ток путем обеспечения необходимой жесткое
ти крыла без заметного утяжеления конст
рукции и КОС, обладающее благоприятны
ми аэродинамич хар ками иа больших углах
атаки, стало в кон 70 х и в 80 х гг объектом
широких теоретич и эксперим исследований
С разл скоростною диапазона отличают
ся удлинением крыла л=/2/5 (/ — размах
крыла) Д |Я повышения аэродинамич ка
чества увеличивают л для снижения водно
вого сопротивления — уменьшают Если уд
линение дозвук стреловидных крыльев сос
тавляет обычно Z=7—8 для пасс и трансп
С и л—4—4 5 для истребителей, то у сверх
звук истребителей Х=2—3,5 Для обеспече
ния необходимой поперечной устойчивости
С консоли крыла устанавливаются (при ви
Де спереди) под нек рым углом к горизонт
плоскости (т н поперечное V крыла) Улуч
шение аэродинамич хар к крыла во многом
обязано совершенствованию его профиля На
разл этапах развития С выбор профиля кры
ла определялся аэродинамич или конструк
тнвными требованиями и уровнем науч зна
ний Плоское крыло встречалось в ранних
проектах С однако все первые летавшие
С уже имели профилир крылья Для полу
чения большей подъемной силы сначала при
менялись тонкие изогнутые крылья (С ран
него периода) а позднее — крылья с толстым
профилем (свободнонесушие монопланы 20 х
гг ) По мере увеличения скорости полета
использовались менее изогнутые и более тон
кие профили В кои 30 х гг велись работы
по т н ламинарным профилям малого сопро
тивления, однако большого распространения
они не получили, т к обеспечение ламинар
ного обтекания предъявляло высокие требо
вания к качеству отделки и чистоте пов сти
крыла В 70 х гг для дозвук С разрабо
таны сверхкритические профили, позволяю
тие повысить значение критич числа М, На
С с большой сверхзвук скоростью полета
для снижения волнового сопротивления при
меняются крылья с малой относит толщи
ной профиля (с—2—6%) и острой передней
кромкой Геом параметры крыла переменны
вдоль его размаха оно имеет сужение, зна
чения с уменьшаются к концам крыла нс
пользуется аэродинамич и геом крутка кры-
ла и т п
Важная хар ка С — уд нагрузка на крыло,
равная G/S—CyQ V’2/2 На всех этапах разви
тия С она возрастала — на быстроходных С
вследствие уменьшения площади крыла в це
лях снижения сопротивления и повышения
скорости полета а на тяжелых С из за one
режающего роста массы С При увеличении
уд нагрузки на крыло соответственно уве
личивается скорость на взлете и посадке,
возрастает потребная длина ВПП, а также
усложняется пилотирование С на посадке
Снижение скорости отрыва и посадочной ско
рости обеспечивается механизацией крыла,
позволяющей при отклонении щитков и за-
крылков увеличить макс значения коэф су
а для нек рых конструкций - также пло
щадь несущей пов сти Устройства механнза
ции крыла начали разрабатываться в 20 х гг ,
а широкое распространение получили с
30 х гг Сначала применялись простые щитки
и закрылки позднее появились выдвижные и
щелевые закрылки (в т ч двух и трехще
левые) Нек рые виды механизации крыла
(предкрылки и др ) применяются также в
полете, при маневрировании С Идея согла
сования формы профиля крыла с режимом
полета лежит в основе адаптивного крыла
В 50 х гг для увеличения подъемной силы
крыла на малых скоростях полёта стало ис
пользоваться управление пограничным ело
ем, в частности сдув пограничного слоя по
средством выдувания отбираемого от двига
теля воздуха на верх пов сти носков крыла
и закрылков В 70 х гг стали создаваться са
молеты короткого взлета и посадки (СК.ВП)
стн энергетической механизацией крыла
основанной на использовании энергии двига
теля для увеличения подъемной силы посред
ством обдувания крыла или закрылков реак
тивной струей двигателей
фюзеляж служит для объединения в од
но целое разл частей С (крыла, оперения и
др ), для размещения кабины экипажа, агре-
гатов и систем бортового оборудования, а
также, в зависимости от типа и конструк
тивной схемы С , пасс салонов и грузовых
кабин, двигателей, отсеков вооружения и
шасси, топливных баков и т Д На ранних
этапах развития С его крыло соединялось
с оперением с помощью открытой фермы или
ферменного фюзеляжа коробчатой формы,
закрытого полотняной или жёсткой обшив
кой • На смену ферменным фюзеляжам при
шли т н балочные фюзеляжи с разл соче
таниямн силового набора — продольного
(лонжероны, стрингеры) и поперечного
(шпангоуты) и «работающей» обшивкой Та
кая конструкция позволила придавать фюзе
ляжу различные корошо обтекаемые формы
Длит время преобладали открытая или за
щищеиная передним козырьком кабины эки
пажа а на тяжелых С их вписывали в обво
ды фюзеляжа С ростом скорости полета ка
бины легких С стали закрывать обтекаемым
фонарём Выполнение полетов на больших
высотах потребовало создания герметичных
кабин (на боевых и на пасс С ) с обеспече
нием в них параметров воздуха необходимых
для нормальной жизнедеятельности челове
ка На совр С получили распространение
498 САМОЛЕТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
разл формы поперечною сечения фюзеля
жа — круглая, овальная, в виде пересечения
двух окружностей и Др На фюзеляже с попе
речным сечением, близким к прямоугольно
му. и со специально спрофилир Днищем мож
но получить нек рую дополнит подъемную
силу (несущий фюзеляж} Площадь миде
левого сечения фюзеляжа легких С олреде
ляется размерами кабины экипажа или габа
ритами двигателей (при установке их в фю
зеляже), а на тяжелых С — ратмерами пасс
или грузовом кабины, отсеков вооружения и
т п Создание во 2 й пол 60 х гг широкофю
зедяжиых С с диам ок 6 м позволило зна
чительно повысить грузоподъемность и пасса
жировцестимость Длина фюзеляжа опреде-
ляется не только условием размещения пере-
возимой нагрузки, топлива, оборудования
но также требованиями, связанными с ус
тойчивостью и управляемостью С (обеспе-
чение необходимого положения центра тя-
жести и расстояния ог него до оперения)
Для снижения волнового сопротивления фю
зеляжн сверхзвук С имеют большое удти-
нение, заострённую носовую часть а иногда
в зоне сопряжения с крылом фюзеляж «под
жат» (при виде сверху) в соответствии с т н
площадей правилом Большинство С выпол-
нено по однофюзеляжной схеме Двухбалоч
ные С строились сравнительно редко, еще
реже—бесфюзеляжные С
Оперение обеспечивает продольную и
путевую устойчивость, балансировку и управ
ляемость С Большинство созданных С , осо-
бенно дозвуковых, имело нормальную схему,
тес хвостовым оперением, состоящим обыч
но из неподвижных и отктоцяемых (управ-
ляющих) пов стеи Стабилизатор и руль вы
соты образуют горизонт Оперение (ГО), а
киль и руль направления — вертикальное
оперение (ВО) По конструктивно силовой
схеме оперение аналогично крылу, причем на
скоростных С ВО и ГО. как и крыло, выпол-
няются стреловидными На тяжёлых дозвук
С для облегчения балансировки стабилнза
тор иногда делают переставным, тес изме
няемым углом установки в полете На сверх
звук скоростях полёта эффективность рулей
уменьшается, поэтому на сверхзвук С ста
бнлизатор и киль могут быть у прав тяемыми.
в т ч цельноповоротными (ГО и ВО без
рулей) Наиболее распространено однокиле
вое оцерение. но создаются также С с разне
сенным ВО Известна конструкция V образ
ного оперения, выполняющего ф дни ГО и
ВО Достаточно большое число С . особенно
сверхзвуковых, выполнено по схеме «бес
хвостка» (ГО отсутствует) По схеме «утка»
(с передним ГО) построено небольшое число
С . однако она продолжает Привтекать к себе
внимание в частности, благодаря преимуШе
ству, состоящему в использовании для балан
сировки С положит подъемной силы, созда
ваемой передним ГО
Шасси служит для перемещения С по
аэродрому (при рулежке, взлете и посадке),
а также для смягчения ударов возникающих
при посадке и движении С Наиболее рас
пространено колесное шасси, однако на лег
ких С в зимних условиях иногда применяет
ся лыжное шасси Предпринимались попытки
создания гусеничного шасси, оказавшегося
слишком тяжелым Необходимая мореход
ность и устойчивость на воде гидросамоте
тов обеспечиваются поплавками или лодкой
фюзеляжем Сопротивление шасси может до
стигать 40% лобового сопротивления С . по
этому в нач 30 х гг Для повышения ско
рости полета стали широко применить уби-
рающееся шасси В зависимости от конструк
тивной схемы С шасси убирается в крыло,
фюзеляж, гондолы двигателей С с малой
скоростью полета иногда строятся с неуби
рающимся шасси, к рое легче и проще по
конструкции Для обеспечения устойчивого
32*
положения С на земле его шасси включает
не менее трех опор Ранее в осн применялось
трехопорное шасси с Низкой хвостовой опо
рой. а реактивные С оборудуются шасси
с передней опорой, обеспечивающим более
безопасное приземление на повышенных ско
ростях и устойчивое движение С на разбеге
и пробеге Кроме того, горизонт положение
фюзеляжа (при передней опоре) способству-
ет снижению воздействия реактивной струи
двигателей на аэродромное покрытие На ря
де С применено велосипедное шасси с двумя
осн опорами вдоль фюзеляжа и вспомогат
опорами на концах крыла Одно из преиму
ществ такой схемы состоит в отсутствии на
крыле |Ондол для уборки шасси, ухудшаю
|Цих аэродинамич хар ки крыла На тяжелом
бомбардировщике М 4 было применено
«вздыбливание» передней стойки велосипед
ного шасси на взлете, что увеличивало угол
атаки С и сокращало длину разбега Опора
шасси обычно включает в себя стоику, жид-
костно газовый или жидкостный амортиза
тор. подкосы. механи)мы уборки выпуска
и колеса Колеса осн опор, а иногда и пе
редних опор оборудуются тормозами, к рые
используются для сокращения Длины пробега
после посадки С . а также для удержания
С на месте при работающих двигателях (пе
ред разбегом на взлете, при опробовании дви
гателей и т п ) Для обеспечения руления
С передняя опора имеет ориентирующееся
котесо Управление движением С на земте
при малых скоростях обеспечивается раз
дельным торможением колес осн опор, а так
же созданием несимметричной тяги двщате-
лей Когда такой способ малоэффективен
или невозможен (велосипедное шасси, одно
двигат компоновка в сочетании с малой ко-
леей шасси ит п ). передняя опора выполня-
ется управляемой Тяжелые пасс и трансп
С оборудуются многоопорными и многоко
лесными шасси для снижения нагрузок и
давлении на аэродромное покрытие На рас-
ширение возможностей базирования С на
правлен поиск новых, в частности неконтакт
ных. взлетно посадочных устройств (напр.
шасси на воздушной подушке}
Силовая установка самолета Создаёт не
обходимую тягу во всем диапазоне эксплуа-
тац условий и включает двигатели (см Дви-
гатель авиационный}, возд винты, воздухо
заборники, реактивные сопла, системы топли-
волитания. смазки.контроля и регулирования
и др Почти до кон 40-х гг осн типом Дви-
гателя для С был ПД внутр сгорания с
возд или жидкостным охлаждением Важ
ные этапы в развитии силовых установок
с ПД — создание винтов изменяемого шага
(эффективных в широком диапазоне цолет-
нык режимов), повышение литровой мощное
ти благодаря увеличению степени сжатия,
что стало возможным после существ повыше-
ния аитидетонаи свойств авиац бензина,
обеспечение необходимой мощности двигате
лей на высоте путем их наддува с помощью
слеп нагнетателей На снижение аэродина-
мич сопротивления силовой установки было
направлено закрытие звездообразных ПД
возд охлаждения кольцевыми профи тир ка
потами, а также уборка радиаторов ПД жид-
костного охлаждения в тоннети крыла или
фюзетяжа Мощность авиац ПД была дове
дева до 3160 кВт. а скорость полета С с
ПД — до 700 — 750 км/ч Однако дальнейше-
му росту скорости препятствовали резкое
возрастание аэродинамич сопротивления
самолета и снижение кпд возд винта вслед-
ствие увеличивающегося влияния сжимае-
мости воздуха и связанный с этим рост пот
ребной мощности двигателя, в то время как
возможности уменьшения eio массы и разме
ров были уже исчерпаны Это обстоитетьство
стимулировало разработку и внедрение бо
лее легких и мощных ГТД (ТРД и ТВД)
На боевых С получили распространение ГРД,
а на пасс и транец — ТВД и ТРД Ракетные
двигатели (ЖРД) не получили широкого рас
пространения из за малой располагаемой
продолжительности полета (на борту С не
обходимо иметь не только горючее, но и
окислитель), хотя они применялись на ряде
эксцерим С , на к рых были достигнуты ре
кордные скорости полета Тяговые, экон и ве
совые хар ки авиац ГТД непрерывно совер-
шенствовались путем повышения парамет
ров рабочего процесса двигателя^ примене
ния новых материалов, конструктивных ре-
шений и технол процессов Повышение ско
ростей полета вплоть до больших сверхзвук
(Мж=3) было достигнуто при использовании
ТРД. оснащенных форсажной камерой, по
зволяющеи значительно (на 50% и более)
увеличить тягу двигателя На эксперим С
испытывались силовые установки, состоящие
только из прямоточного ВРД (старт с С -
носителя), а также комбинир установки
(ТРД + ПВРД) Силовые установки с ПВРД
обеспечивают дальнейшее расширение ско-
ростного диапазона применения С (см Ги-
перзвуковой самолет} На дозвук пасс и
трансп С нашли применение экономичные
ТРДД сначала с малой, а позднее (в 60—
70 х гг ) с большой степенью двухконтурно
сти Уд расход топлива на сверхзвук С до
стигает 0,2 кг/(Н-ч) на почетных форсаж-
ный режимах, у дозвук С на крейсерских ре
жимах по |ета доведен до 0.22—0.3 кг/(кВт-
-ч) для ТВД и 0,07 -0,058 кг/(Н-ч) для
ТРДД Создание высоконагруж возд вин
тов. сокраняющих высокий кпд до больших
скоростей полета (Мд.%0,8). ппложено в
основу разработки турбовинтовентилятор
нык двигателей, к рые на 15—20% экономич-
нее ТРДД Двигатели пасс С оборудуются
устройствами реверсирования тяги на посад-
ке для сокращения длины пробна и выпол-
няются малошумными (см Нормы шума)
Число двигателей в си,твой установке зави-
сит гл обр от назначения С. ею осн пара-
метров и требований к летным хар-кам Сум-
марная мощность (тяга) силовой установки,
определяемая необходимой Стартовой Энер-
говооруженностью (тя го вооружен ностью)
С. выбирается исходя из условий непревы
шения заданной длины разбега при взлете,
обеспечения набора высоты при отказе одно
го двигателя, достижения макс скорости по
лета при заданной высоте и т д Тяговоору-
женность совр сверхзвук истребителей дос
тИгает 1.2. у дозвук пасс С обычно нахо
днтся в пределак 0.22—0.35 Существуют
разл варианты размещения двигателей на
С ПД обычно устанавливались на крыле и в
носовой части фюзеляжа Аналогично распо
лагают Дви|3тели на турбовинтовых С На
реактивных С компоновочные решения бо-
лее разнообразны Па лёгких боевых С один
или два ТРД обычно устанав тивают в фюзе-
ляже На тяжелых реактивных С практико-
вазось размещение двигателей в корневой
части крыла, но большее распространение
получила схема подвески двигателей на пи-
лонах под крылом На пасс С двигатели (2,
3 или 4) часто размещают на хвостовой час
ти фюзеляжа, причём в трехдвигат варианте
один двигатель помещают внутрь фюзеля
жа, а его воздухозаборник — в корневую
часть Киля К преимуществам таких компо-
новок относятся снижение шума в пасс каби-
не повышение аэродинамич качества за счет
«чистою» крыла Трехдвигат варианты пасс
С выполняются также но скеме с двумя двн
гателями на пилонах под крылом и одним в
хвостовой части фюзеляжа На нек рых
сверкзвук С мотоюндолы располагаются
непосредственно на ниж пов Сти крыла, при
этом спец профилировка внеш обводов гон-
дот позволяет использовать систему обра
зующихся скачков уплотнения (повышение
Самолёт	499
www.vokb-la.spb.ru -
давления) для получения дополнит, подъем-
ной силы на крыле Установка двигателей
сверху крыла применяется в схемах СКВ И
с обдувом верх пов-сти крыла.
В авиац. двигателях используется жидкое
углеводородное топливо — бензин в ПД и
т н. реактивное топливо (типа керосина) в
ГТД (см. Топливо авиационное) В связи с
истощением природных запасов нефти могут
найти применение синтетические топлива,
криогенные топлива (в 1988 в СССР создан
эксперим самолет Ту-155, использующий в
качестве топлива водород и сжил, таз),
а также авиационные ядерные силовые ус-
тановки. Создан ряд легких эксперим. С ,
использующих энергию солнечных батарей
(см. Солнечный самолет), из к-рых наиболее
известен «Солар Челленджер» (США,; па
нем в 198] был совершен Перелет Париж —
Лондон Продолжаются постройки демонст
pau. С с мускульным приводом возд винта
(см. Мускулолёг). В 1988 дальность полёта
на мускулолёте достЩла ок. 120 км при ско-
рости св 30 км/ч.
Оборудование самолёта. Обеспечивает пи-
лотирование С., безопасность полёта, созда-
ние необходимых условий для жи1недеятель-
ности чл экипажа и пассажиров и выпол-
нение задач, связанных с назначением С
Для самолётовождения используется пило-
тажно нави|Дш.г радиотехн и радиолокац.
оборудование Для цовы|1|ения безопасности
полёта предназначены противопожарное,
аварнйно-спасат , внеш, светотехн оборудо
ванне, противообледеннт и др системы В
состав системы жизнеобеспечения вхотят си-
стемы кондиционирования воздуха и наддува
кабин, кислородное оборудование Энертопи
тание систем и ацетатов С обеспечивают
системы электроснабжения, гидравлич и
пневматич системы Целевое оборудование
определяется типом С К нему, напр , отно-
сятся агрегаты распыления химикатов на
с -х С., бытовое оборудование пасс. С , об-
зорно прицельные системы боевых С , раз-
ведыват , противолодочное. десантно-
трансц., цоисково-спасат оборудование,
средства радиолокац. дозора и наведения,
радиоэлектронной борьбы и т д. Система
отображения информации (приборы, инди-
каторы, сигнализаторы) обеспечивает эки
паж информацией, необходимой для выпол
нения полётного задания, контроля работы
силовой установки и б.ортового оборудова-
ния. На ранних этапах развития С- оборудо-
вались небольшим числом приборов, контро-
лирующих осн. параметры полета (высоту,
курс, крен, скорость) и частоту вращения ва
ли двигателя, и могли совершать полеты в
условиях визуальной видимости горизонта и
наземных ориентиров. Расширение практич
использования С. увеличение дальности и
высоты полёта требовали создания бортово-
го оборудования, позволяющею выполнять
длит, полеты днём и ночью, в сложных метео-
рол. и геогр. условиях. В 1-й пол 30-х гг бы-
ли созданы гироскопич средства (авиагори-
зонт, гирополукомцас|, обеспечившие пило-
тирование ио приборам при полёте в облаках,
тумане, ночью, а также начали использо-
ваться автопилоты, освободившие лётчика
от утомительной работы по поддержанию за-
данного режима полёта на дальних маршру
тах. В кон 20-х гг- начали внедряться само-
лётные приемопередающие радиостанции. В
ЗО-х гг. бортовые и наземные радиотехн.
средства (радиокомпасы, радиопеленгато-
ры, радиомаяки, радиомаркеры) стали при-
меняться для определения направления по
лета, местонахождения С , а также в первых
системах зацода на посадку по приборам.
Во 2-ю мировую войну на боевых С были
применены радиолокаторы, к-рые использо-
вались для обнаружения целей и навигации
В послевоен, годы значительно расширены
500 САМОЛЁТ
функциональные возможности самолётного
оборудования, повышены его надежность и
точность Пилотажно-навигационное обору-
дование создается на основе использования
разнообразных средств: комбинир систем
определения возд-скоростных параметров,
доплеровских измерителей путевой скорости
и утла сноса, курсовых систем с магнитны-
ми, гироскопич и астрономии, татчиками,
радиотехн. систем ближней и дальней нави-
гации. высокоточных инерциальных систем,
радиолокац. визиров для уточнения местОпо
ложения С. и определения метеорол обста-
новки и т- Д Нашли применение более точ-
ные системы инструментального (по прибо-
рам) захода на посадку, а затем системы ав-
томатич посадки Для обработки информа-
ции и автоматизир. управления работой разл
систем С служат борговые ЦВМ На боевых
С бортовые РЛС широко используются в
обзорно-прицельных системах для обнару-
жения возд. и наземных целей и наведения
на них управляемых ракет. В этих же целях
применяются оптико-электронные системы,
включающие теп.тОиеленгаторы. лазерные
локаторы и г п Возросла информативность
средств индикации Расширяется примене-
ние экранных индикаторов, а также индика-
торов на лобовом стекле Последние позво-
ляют лётчику видеть проецируемую перед
ним необходимую информацию, не отвлека
ясь от обзора внекабинного пространства на
ответств. режимах полёта. Эксперименталь-
но отрабатывались (кон 80-х гг.) эксперт-
ные системы помощи экипажу на основе ис-
кусств интеллекта и системы речевого уп-
равления На совр С. компоновка кабины
экипажа, выбор Оптимального состава и рас-
положение средств отображения информа-
ции. пультов управления и т. п производят-
ся с учётом требовании авиац эргономики.
Вооружение Вооружение воен. С. пред-
назначено для поражения живой силы, возд .
наземных, мор (подводных и надводныхj
целей и включает (в зависимости от назна-
чения С ) пулеметно-пушечное, бомбардиро-
вочное, минно-торпедное, ракетное вооруже-
ние При 'этом стрелковое н ракетное воору-
жение может быть наступательным нли слу-
жить для обороны от истребителей против-
ника (напр.. на бомбардировщиках, воен-
гранеп С) Становление осн боевых С (ист-
ребителей и бомбардировщиков) относится к
периоду 1-й мировой войны Первоначально
использовались обычные (армейские) пуле-
мёты Важным явилось применение синхро-
низатора, позволяющего вести стрельбу че-
рез плоскость вращения возд. винта. Истре-
бители вооружались неподвижно закреплен-
ными синхронными пулеметами, а на бомбар-
дировщиках пулемёты устанавливались на
поворотных устройствах д.|Я орг-иии круго-
вой обороны Родоначальником бомбардиро-
вочной авиации стал самолёт «Илья Муро-
мец» (1913) Его бомбовая нагрузка дости-
гала 500 кг В период между двумя мировы-
ми воинами было создано спей, пулемётно-
пушечное вооружение, отвечающее требова-
ниям авиац. применения (малая масса и га-
бариты, высокая скорострельность, малая от-
дача. дистанц. управление стрельбой и пе-
резарядкой и т i|.) Новым видом воору-
жения явились созданные в 30 х и неуп-
равляемые реактивные снаряды 2-я мировая
война наглядно продемонстрировала 6o.ii>
шую роль С. как средств^ вооруж борьбы
В 1-й пол 50-х г г. появились С._ вооружен-
ные управляемыми ракетами Основу ракет-
ного вооружения совр С- составляют УР
классов «воздух воздух» и «воздух —
поверхность» с разл дальностью стрельбы и
разнообразными методами наведения Даль-
ность пуска достигает 300 км у ракет «воз-
дух— воздух» и у тактич ракет «воздух
поверхность» (см. Ракета авиационная)
В нач 80-х гг бомбардировщики стали во-
оружаться стратегия крылатыми ракетами
«воздух — поверхность» с дальностью пуска
до 2500 км На лёгких С ракеты подвешива-
ются на пару ж держателях, а на тяжёлых
могут размешаться и внутри фюзеляжа (в
т ч на вращающихся барабанах).
Конструкционные материалы Осн. мате-
риалом для изготовления каркаса большин-
ства Первых С. служила древесина, в качест-
ве обшивки применялись ткани (напр., пер-
каль) и фанера, а металл использовался
только для соединения разл узлов С. в
шасси и в двигателях В 19] 2—15 были пост-
роены первые цельнометаллические С В нач-
20-х гг- получили широкое распространение
алюминиевые сплавы, к-рые на долгие годы
стали осн конструкц. материалом в само-
лётостроении, благодаря сочетанию важных
для ЛА свойств высокой прочности и ма
лого веса В сильно нагруж элементах кон-
струкции (напр., в шасси) использовались
более прочные стали Длит, время (вплоть
до 2-й мировой войны) создавались также
С смешанной (деревянно-металлич-) конст-
рукции С ростом скорости полёта требо-
вания к конструкц материалам возросли
из-за повышенной (вследствие аэродинами-
ческого нагревания) рабочей темп-ры эле-
ментов конструкции Она близка к темп-ре
торможения воздуха, к-рая зависит от ско
рости полета и определяется соотношением
Т{ 1 -ЕО.гМ^,), где Т — темп-ра воздуха.
При полёте в ниж. стратосфере (Г=216,65 К)
числам Моо=1, №„,= 2 и №„^=3 будут соот
ветствовать значения темп-ры торможения
возд. потока 260, 390, 607 К (или —13, 117.
334 ’С). В конструкции самолетов с макс
скоростью полёта, соответствующей числам
М , =2—2.2, преобладают алюм сплавы. При
более высоких скоростях начинают исполь-
зоваться титановые сплавы и спец. Стали
Освоение гиперзвук, скоростей полёта требу
ет применения жаропрочных сплавов, «горя-
чих», теплозащищенных или охлаждаемых
конструкций (напр.. с помощью жндководо-
родною топлива, обладающего большим хла-
доресурсом) С 70-х гг. во вспомогат кон-
струкциях С стали использовать компози-
ционные материалы, обладающие высокими
хар-ками уд прочности и жёсткости Изго-
товление из них силовых элементов позво-
лит существенно повысить весовое совершен-
ство конструкции С. В 80-х гг был создан
ряд легких С., практически полностью изго-
товленных из композиц. материалов. В их
числе рекордный самолёт «Вояджер», на
к-ром в 1986 выполнен беспосадочный кру-
госветный перелет без дозаправки топливом
в полете
Управление самолётом. Было опробовано
много Схем и компоновок С , прежде чем
он стал устойчивым и хорошо управляемым
в полёте. Устойчивость и управляемость С.
в широком диапазоне эксплуатац. условий
обеспечивается соответствующим выбором
геом параметров крыла, оперения, органов
управления и его центровки, а также авто-
матизацией управления Для поддержания
заданного режима полёта и изменения траек-
тории движения С служат управляющие пов-
сти (рули управления), к-рые в традицион-
ном случае включают руль высоты, руль на-
правления и противоположно Отклоняемые
элероны (см. также Органы управления). Уп-
равление осуществляется путем изменения
аэродинамич- сил и моментов при отклоне-
нии этих пов-стей. Для отклонения рулей
управ тения летчик перемешает установлен-
ные в кабине рычаги управления—ручку
(или штурвал) управления и педали. С по-
мощью ручки управления отклоняются руль
высоты (продольное управление) и элероны
(поперечное управление). а с помощью педа
лей руль направления (путевое управле-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ние) Рычаги управления связаны е рулями
гибкой (тросовой) или жёсткой проводкой
управления На мн типах С. рычагами уп-
равления оборудованы рабочие места двух
членов экипажа. Для уменьшения усилий на
рычагах управления, необходимых для от-
клонения рулен, применяют разл- виды ком-
пенсации возникающего на них шарнирного
момента На установившихся режимах полё-
та могут потребоваться отклонения рулей
для балансировки С. В этом случае для-ком-
пенсации шарнирного момента используют
вспомогат рулевые пов-сти — триммеры.
Прн больших шарнирных моментах (на тя-
жёлых или сверхзвук С.) для отклонения
рулей используют гидравлнч рулевые приво-
ды В 70-х гг нашла применение т. н элект-
родистанционная система управления
(ЭДСУ)- На С. с ЭД СУ механич проводка
управления отсутствует (или является ре-
зервной), а передача сигналов от командных
рычагов на исполнит, механизмы отклонения
рулен осуществляется по электрокоммуннка-
циям ЭДСУ имеет меньшую массу и позволя-
ет повысить надёжность путём резервирова-
ния линий связи Электродистанц системы
применяются также в системах управления
нового типа, основанных на использовании
чувствит датчиков, вычислит техники и
быстродействующих приводов. К ним отно-
сятся системы, позволяющие управлять ста-
тически неустойчивым С. (такие аэроднна-
мнч компоновки дают выигрыш в аэродина-
мнч. и весовых хар-ках), а также системы,
предназначенные для снижения нагрузок,
действующих на С, при маневрировании или
в полёте в турбулентной атмосфере, для по-
давления флаттера и т- Д. (см. Активные сис-
темы управления). Новые системы управле-
ния открывают возможности реализации не-
обычных форм движения С. в вертик, и гори-
зонт плоскостях благодаря непосредствен-
ному управлению подъёмной и боковой сила-
ми (без переходных процессов, связанных с
предварит изменением углового положения
С, при традиционном управлении), что по-
вышает быстродействие управления и точ-
ность пилотирования. В 80-х гг. созданы экс-
пернм системы дистанц. управления с ис-
пользованием волоконно-оптич. каналов
связи.
Эксплуатация самолёта. Для подготовки
С. к полёту и осуществления взлета и посад-
кн необходимы специально оборудов. аэрод-
ромы. В зависимости от взлётной массы, ти-
па шассн и взлётно-посадочных хар-к С мо-
жет эксплуатироваться с аэродромов с ес-
теств. нли искусств покрытием и с разл дли-
ной ВПП. Грунтовые аэродромы использу-
ются гл. обр для С .местных возд. линий,
с -х. С., боевых С передового базирования
(истребителей, штурмовиков и т п ), а так-
же воен -трансп. и грузовых С , имеющих
шасси высокой проходимости (с малой уд
нагрузкой на грунт) и мощную механизацию
крыла Для нек-рых типов С. (тяжёлых бом-
бардировщиков, магистральных пасс. С и
др.) требуются бетрнир. аэродромы, причем
необходимая длина взлётной полосы может
достигать 3000—4500 М- Подготовка С к по-
лету включает в себя проверку исправности
систем я оборудования, заправку топливом,
загрузку С, подвеску бомбардировочного и
ракетного вооружения и т п Полёты пасс С
контролируются наземными службами УВД
и совершаются по специально установл. возд
трассам с необходимым эшелонированием С.
мн. типов способны выполнять автономный
полёт- Экипаж С. по численности состава
и ф-циям его членов разнообразен и опре-
деляется типом С Кроме одного нлн двух
пилотов в него могут входить Штурман, 6opi-
инженер, бортрадист, стрелки н операторы
бортового оборудования, бортпроводники
(на пасс. С.) Наибольшую численность эки-
пажа имеют С., оснащенные спец радио-
электронным оборудованием (до 10 -12 чел.
на противолодочных С., до 14— 17 чел. на С.
дальнего радиолокац. обнаружения). Экипа-
жам воен С- обеспечивается возможность
аварийного покидания С с помощью пара-
шюта или посредством катапультирования
На нек-рых типах С для зашиты членов
экипажа от воздействия неблагоприятных
факторов полёта применяется защитное сна-
ряжение, напр. высотно-компенсирующне и
противоперегрузочные костюмы и т. п, (см
Высотное снаряжение) Безопасность поле-
тов обеспечивается комплексом разнообраз-
ных мероприятии, в т, ч.: надлежащим нор-
мированием прочности и надежности кон-
струкции С, и его составных частей; осна-
щением С спец системами и оборудова-
нием, повышающими надежность его лет-
ной эксплуатации, резервированием жиз-
ненно важных систем, выполнением необ-
ходимых лабораторных и стендовых испыта-
ний систем и агрегатов, включая испытания
натурных конструкций С. на прочность и
усталость; проведением лётных испытаний на
проверку соответствия С техн требованиям
и Нормам лётной годности* тщательным техн
контролем в процессе произ-ва, спец, отбо-
ром и высоким уровнем профессиональной
подготовки летного состава, разветвленной
сетью наземных служб УВД, систематич про-
ведением в процессе эксплуатации ирофилак-
тич (регламентных) работ с углублённым
контролем техн, состояния двигателей, сис-
тем и агрегатов, заменой их в связи с выра-
боткой установл ресурса и т п
В Н Шенкин
«САМОЛЕТ» — одно из первых сов авиа-
строит- пр-тий. Берет начало от з-да, осп
в 1914 в Москве НтОл. предпринимателем и
конструктором Ф Моска и строившего само-
леты «Фарман IV» (франц модель) н «Мос-
ка» (собств. разработка) После наиионали
зации (1918) пр-тие, ставшее Гос. авиац.
з-дом № 5 и получившее позднее назв «Са-
молё!», занималось ремонтом самолётов, в
1923 освоило изготовление уч самолета
У-1 (его произ-во было затем передано н;>
з-д ^Красный летник»), а в 1925 первым в
стране приступило к серийному Стр-ву цель-
нометаллич. самолетов (Р-3) Награждено
орденом Трудового Красного Знамени
РСФСР (1923) В 1927 произошло разделе-
ние пр-тия персонал и оборудование, свя-
занные с выпуском самолёта Р-3, передали
на з-д № 22, а на старой территории был об-
разован опытный i-д Ns 25, ставший произ-
водствен пи-техн, базой КБ Н. Н Поликарпо-
ва Этим КБ, в к-ром работали также С- А. Ко-
черигин, А. Н. Рафаэлянц. В 11. Яценко,
В В Никитин, М. К- Тихонравов и др„ в
1927—29 были созданы самолеты У-2, И-3,
Р-5 (см. ст Поликарпова самолеты) В 1930
з-д 25 вошёл в состав Московского авиа-
ционного завода Л? 39
САМОЛЕТ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И
ПОСАДКИ (СВВП) — самолет, имеющий, в
отличие от обычного самолёта, взлетающего
с разбегом, практически нулевую скорость
отрыва при вертнк взлёте и нулевую ско-
рость приземлепйя при вертик посадке от-
носительно взлетно-посадочной площадки
При околонулевой скорости полёта аэроди-
намич. подъёмная сила крыла незначительна,
поэтому необходимая Для осуществления
вертик. взлёта и посадки самолёта вертик
подъёмная сила создаётся его силовой уста-
новкой (на взлете подъёмная тяга силовой
установки на 10—20% превышает нормаль-
ный взлётный вес СВВП). В крейсерском по-
лёте вес СВВП уравновешивается аэроднна-
,мич подъемной силой, горизонт, тяга обеспе-
чивается той же силовой установкой
СВВП могут иметь силовые установки разл
типов: турбореактивные подъёмно-марше-
вые двигатели (ПМД) с поворотными уст-
ройствами, обеспечивающими отклонение
вектора тя!и ПМД на угол от 0' до 90—105°
вверх от продольной оси самолёта; малоре-
сурсные подъемные двигатели с малой мас-
сой, к-рые работают при вертнк. взлёте и по-
садке и не используются на крейсерских ре-
жимах полёта; реактивные двигатели в пово-
ротных гондолах на крыле или фюзеляже,
турбовентиляторные агрегаты, эжекторные
установки, к-рые размешаются в фюзеляже
или крыле и работают на газе, отбираемом
от .маршевых двигателей, винтомоторные
установки с поворотом на 90° от продольной
оси СВВП всей винтомоторной группы нлн
голько возд. вингов и др. Реактивные ПМД
и подъемные двигатели конструктивно про-
ще и легче винтомоторных и эжекторных ус-
тановок, турбовентиляторных агрегатов, но
большие темп-ры и скорости истечения ре-
активных струй у этих двигателей приводят
к повыш эрозии покрытия ВПП.
СВВП с единой силовой установкой со-
держат только ПМД, а СВВП с составной
силовой установкой — как ПМД, так и подъ-
емные двигатели СВВП с раздельной сило-
вой установкой содержат маршевые двига-
тели, создающие горизонт тягу, и подъем-
ные двигатели, обеспечивающие вертик. тя-
гу. ПМД СВВП с единой нли составной си-
ловой установкой используются для созда-
ния тяги как на режимах вертнк взлёта и по-
садки, так н на крейсерских режимах. Наибо-
лее тяжелой оказывается раздельная сило-
вая установка СВВП с подъёмными двигате-
лями, тяга к-рых неск больше веса СВВП
ПМД обеспечивает улучшение .манёврен-
ных хар-к СВВП благодаря возможности ис-
пользования поворота вектора тяги двигате-
лей в полёте Поворот вектора гяги вверх
от продольной оси СВВП приводит к увели-
чению нормальной перегрузки и, как следст-
вие, к уменьшению радиуса кривизны траек-
тории движения СВВП при выполнении ма-
нёвров, а также к увеличению интенсивности
его торможения. В дополнение к аэродина-
мич рулям, к-рые неработоспособны на око-
лонулевых скоростях, СВВП оснащаются га-
зодинамич. системой управления углами кре-
на, тангажа и рыскания на режимах вертик,
взлета и посадки
При компоновке СВВП с двигателями (или
др устройствами создания тяги), выходные
устройства к-рых разнесены относительно
центра масс самолёта, управляющие момен-
ты создаются днф изменением вектора тяги
двигателей, симметрично расположенных от-
носительно центра масс, напр посредством
изменения режима работы двигателей или
отклонения нх поворотных устройств В слу-
чае компоновки СВВП с выходными устрой-
ствами двигателей, расположенными вблизи
центра масс, управляющие моменты созда-
ются Струйными рулями, к-рые, как правило,
работают на сжатом воздухе, отбираемом от
компрессора двшатсля Для увеличения уп-
равляющих моментов струйные рули разне-
сены по концам крыла и фюзеляжа (см.
Газодинамическое управление)
Поскольку подъемная тяга и управляющие
моменты СВВП на режимах вертик. взлёта
и посадки обеспечиваются силовой установ-
кой, то для СВВП характерно увеличение
относит, массы силовой установки и умень-
шение относит, массы полезной нагрузки (то-
плива и । руза) При взлёте с коротким разбе-
гом полезная нагрузка самолета такого типа
может быть увеличена, а после израсходо-
вания топлива в полёте и сброса боевой
нагрузки тяговооружённость может быть бо-
лее единицы, и, следовательно, возможна
вертик. посадка (ЛА с заложенными в него
такими проектными возможностями может
использоваться как СВВП и как самолёт
короткого взлёта и вертнк. посадки).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимйСрМЬАОЛЕТ 501
Первые практич СВВП были созданы в
I960 х гг (англ «Харрнер» фирмы «Хокер
Сидли» сов Як 38 ОКБ А С Яковлева)
Лит Володин В В ЛисейцевН К Макси
мовнч В 3 Особенности проектирования реак
тивных самолетов вертикального взлета и посадки
М 1985 Хафер К Закс Г , Техника вертикаль
ного взлета и посадки пер с нем М 1985
А И Нелюбов
САМОЛЕТ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПО-
САДКИ (СКВП) — самолет, отличающийся
меньшими (по сравнению с обычными само
летами данного класса) скоростями отрыва и
приземления и соответственно меньшими
длинами разбега и пробега (принято считать
что потребная длина ВПП для СКВП лежит
в пределах 400—600 м)
Для осуществления режима короткого
взлета необходимы значит увеличение несу
щих свойств крыла и высокая тяговооружен-
ность Несущие свойства могут быть увеличе-
ны благодаря использованию энергетической
механизации крыла (по сравнению с несу
щими свойствами крыла с обычной взлётно-
посадочной механизацией) На СКВП нашли
применение системы обдува крыла и закрыл
ков струями двухконтурных или турбовинто
вых двигателей При обдуве верх пов стн
механизир крыла струя поворачивается
вслед за отклоненным закрылком (эффект
Коандэ) При этом появляется вертик сос
тавляющая тяги двигателя, увеличивающая
несущие свойства крыла Кроме того, из за
воздействия струи на крыле возникает до
полнит аэродинамич подъёмная сила (эф-
фект суперциркуляции) Аналогичными при
чинами объясняется увеличение подьёмной
силы при обдуве снизу струей двигателей
отклоненных щелевых закрылков Увеличение
несущих свойств крыла приводит к умень
шению скорости отрыва и длины разбега
Возрастание лобового сопротивления еа
молета (вследствие отклонения закрылков) и
использование части тяги двигат установки
для создания вертик составляющей тяги
обусловливают необходимость иметь более
высокую по сравнению с обычными самоле
тами тяговооружённость
При посадке закрылки и струя двигателя
(при меньшей, чем на взлете, тяге) откло-
няются на больший угол, обеспечивая необ-
ходимую подьёмную силу при уменьшении
посадочной скорости, что приводит к сокра
щению посадочной дистанции СКВП должны
иметь меньшую нагрузку на крыло, чем обыч
ные самолеты При базировании на традиц
аэродромах СКВП мо[ут иметь большую це
левую нагрузку или увелич запас топлива
Важной проблемой для СКВП является
обеспечение удовлетворит хар к устойчивое
ти и управляемости на режимах взлёта и по
садки Меньшие взлетно-посадочные скорое
ти большие моменты тангажа, создающиеся
при обдуве закрылков, особенности, возни
кающие при отказе двигателя (большие мо
менты крена и рысканья), требуют повыш
эффективности органов управления
Режим короткого взлета могут иметь так
же самолеты вертикального взлета и посадки
(СВВП) В этом случае самолет может на-
чать разбег при горизонт направлении век
тора тяги подъемно-маршевого двигателя
Перед отрывом самолёта от нов сти вектор
тяги отклоняется на нужный у юл, а после
набора скорости снова принимает горизонт
направление Режим короткого взлета по
сравнению с вертик взлетом позволяет су
щественно увеличить целевую (боевую) на
грузку и запас топлива При корабельном
базировании при заданной длине разбега це
левая нагрузка и запас топлива могут быть
дополнительно увеличены путем использова-
ния трамплина для взлета
К СКВП относятся транец самолёт Ан-72
и амер эксперим самолёты Бонш YC-14 и
Макдоннелл Дуглас YC-I5 К Г Микеладзе
САМОЛЕТ РАДИОЛОКАЦИОННОГО ДО-
ЗОРА И НАВЕДЕНИЯ — самолёт, оснащен
ный РЛС кругового обзора, средствами об
работки и передачи информации и средства-
ми наведения Предназначается для получе
ния обработки и передачи информации о
возд обстановке на наземные (корабельные)
командные пункты и наведения истребите-
лей-перехватчиков на возд цели С р д и н
могут использоваться для обнаружения на
земных (надводных) целей, наведения иа них
ударных ЛА а также для управления возд
движением Преимущества С р д и н перед
Размещение радиоэлектронного оборудования на самолёте Е ЗА с наружной антенной РЛС I — пульт уп
равления аппаратурой связи 2 — аппаратура связи, 3—ЭВМ обработки данных 4—пульт оператора
ЭВМ 5 — аппаратура отображения и наведения 6 - пульт дежурного офицера, 7 — пульт техниче
ского обслуживания 8 приёмник и цифровой вычислитель РЛС, 9 — КВ антенны, 10 — антенна РЛС,
11 антенны системы опознавания н УКВ связи, 12 — аппаратура опознавания, 13 — передающее
устройство РЛС
наземными (корабельными) РЛС практич
отсутствие ограничения дальности обнару
жения возд целей по высоте полёта, высокая
мобильность меньшая уязвимость от разл
средств поражения
В состав оборудования С р Д и и входят
импульсио доплеровская РЛС обнаружения,
радиолокац система опознавания, ЭВМ об
работки данных, аппаратура отображения
возд обстановки и наведения истребителей,
связи н передачи данных, навигации, встро-
енного контроля итпСрдин подразде
ляют по месту базирования — на палубные
и наземною базирования, по компоновке —
на самолеты с внутрифюзеляжным и наруж-
ным (см рис ) размещением антенны РЛС
С р д и н создаются на базе серийных пасс ,
воен -трансп, противолодочных и Др самолё
Ним
О
20 М
тов с большой продолжительностью полёта
Особенности конструкции С р д и и связаны
с необходимостью размещения крупногаба
ритных антенн (пл от 4 до 10 м2), дополнит
топливных баков сложного радиоэлектрон
ного оборудования (масса от 4 до 16 т),
многочисл экипажа (от 5 до 17 чел ) и обес
печения большой длительности патрулирова
ния (14—15 ч)
Первые С р Д и н были разработаны
в 50 х гг Осн зарубежные С р д и и
80 х гг — Грумман Е 2С, Боинг Е 3 (США),
А-50 (СССР)	С С Руденко
САМОЛЕТ С КРЫЛОМ ИЗМЕНЯЕМОЙ В
ПОЛЕТЕ СТРЕЛОВИДНОСТИ Возникшая
потребность в многоцелевых и, следователь
но многорежимных (в осн боевых) самоле
тах привела к необходимости создать ЛА,
аэродинамич свойства к-рого удовлетворяли
бы самым различным, часто противоречивым,
требованиям (рис I) Широкая номенкла
тура и значит масса боевой нагрузки при
приемлемой длине ВПП предполагают нс
пользование толстого прямого крыла с эф
фективной щелевой механизацией Для до-
стижения большой дальности и продолжи
тельности полёта на высоте на больших до
звук скоростях (Маха число полёта Мж=
— 0,7 —0,9) необходимо относительно толстое
крыло с достаточно большим удлинением и
небольшой стреловидностью, для продолжит
Рнс I Изменение конфигурации само
лёта в зависимости от высоты Н поле
та и М^,	1 — взлет посадка 2 —
крейсерский режим полёта 3 — маневр,
4 — сверхзвуковой бросок 5 — сверх
звуковой полёт на большой высоте
Сплошная кривая ограничивает область
допустимых режимов полёта На встав
ке зависимости удлинения А и отно
ентельной толщины с крыла от угла
стреловидности х
502 САМОЛЕТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
полета на малых высотах при	111 и
мально крыло умеренных удлинения и стрело
видности с большой удельной нагрузкой Наи
более высокие маневренные хар ки на до и
околозвук скоростях обеспечивает крыло
умеренных удлинения и стреловидности с на
плывом обладающее высокими несущими
свойствами и аэродинамическим качеством
иа больших углах атаки При сверхзвук ско
ростях эффективно тонкое крыло малою уд
линения с большой стреловидностью, на ма
лых высотах при предельных скоростных
напорах оптимально крыло относительно
I/
л max
Рис 2 Зависимости мак
симального значения аэро
динамического качества
Ктах и Перегрузки г.у уст в
установившемся полете
при максимальной тяге
двигателей от Мж при
различных значениях х
(точки — резхльтаты экс
периментов)
О'—
05
10
-I--------------1---------------L_
15	20	25
Рис 3 Зависимость разности относите явных ко
ординат A=xF —xF.,= 15f положения аэродина
мичсскосо фокуса от / при различных относи
тельных смещениях г центра вращения шарнира
1 - 2ц=0 17 2 — гц=0 3
малой площади с низкими несущими свой
ствами
Требуемый характер изменения геом хар к
крыла (удлинение, угол стреловидности %
относительная толщина) и связанных с ними
аэродинамич и летно техн хар к обеспечи
вается изменением угла стреловидности в
зависимости от режима полета (рис 2)
Поворот консолей крыла, однако, сопря-
жён со значит смешением фокуса азродина
мического Это неблагоприятное явление, за
трудняющее балансировку ДА и ухудшаю-
щее его устойчивость и управляемость, уст
раняется размещением поворотного шарни
ра вне фюзеляжа в неподвижном наплыве
(рнс 3) Конструктивные особенности Сек
и в п с — наличие поворотного шарнира,
привода поворота консолей, относительно
большое строит удлинение консолей крыла,
наличие поворотных подкрыльевых пилонов
для размещения подвесного вооружения
(чтобы при изменении стреловидности крыла
сохрани)» ил ириен|ацию ни iiuiuny/ — и рн
водят к уветичению массы конструкции по
сравнению с самолетом, имеющим неподвиж
ное крыло, и выигрыши в дальности полета
и маневренных хар ках несколько снижают
ся Особенностью управления С с к и в п с
является комбиниров использование интер
цепторов (при малой стреловидности) и
диф отклонение стабилизатора (в осн при
большой стреловидности) для создания
крена
Первые серийные Сскивпс — Дже
нерал дайнемикс F-111А (США) — см рис в
М
табл XXXIV и МиГ 23 (СССР) — см рис
В табл XXVI11 Р Д Иродов Л А Курочкин
САМОЛЕТ УКОРОЧЕННОГО ВЗЛЁТА И
ПОСАДКИ - устаревшее назв самолета
короткого взлета и посадки, применявшееся
в ЬО х — нач 80 х гг
САМОЛЕТ-АМФИБИЯ - см Амфибия
САМОЛЕТ-ЗАПРАВЩИК — самолет, пред-
назначенный для дозаправки топливом в воз
духе др ЛА (см Заправка топливом в по
лете)
САМОЛЕТНЫЙ СПОРТ - один из видов
авиационного спорта заключающийся в со
стязании летчиков в выполнении фигур пило
тажа, а также установлении рекордов ско
рости, высоты, дальности продолжительное
ти полета скороподъемности и грузоподъем
ности на самолётах (в т ч на спортивных
самолетах)
С с зародился в нач 20 в когда создан
ная в 1905 в Париже Международная авиа
ционная федерация (ФАИ) стала пропаган
дировать состязат полеты на ЛА В 1909
близ Парижа проведена первая междунар
авиац неделя, в соревнованиях участвовал
21 летчик Наибольшую дальность полета
показал А Фарман (180 км), Л Ьлерио на
дистанции Ю км развил скорость 76,9 км/ч,
аХ Латам поднялся на выс 155 м Созданный
в Петербурге Всероссийский аэроклуб (1908)
провел в 1910 междунар авиан неделю, в
ходе к рой Н Е Попов установил мировые
рекорды высоты (600 м) и продолжитель
ности полета (2 ч 4 мин)
В СССР Сев 20 — ЗО-х гг не получил
широкого распространения Соревнования
носили эпичодич характер и проводились
аэроклубами отд городов Развитие С с
связано с деятельностью массовых добро-
вольных обществ — Общества друзей воз
душного флота Осоавиахима (впоследст
вии — с ДОСААФ СССР) Первые всесоюз
ные соревнования на спортивных самолетах
с ПД состоялись в 1949 и с тех пор про
водились ежегодно Им предшествовали
клубные, зональные, республиканские, меж-
ведомств состязания Организац уровень
соревнований возрос после создания в 1959
Федерации авиац спорта СССР (в её соста
ве - самолетного комитета), к-рая в i960
вс I у iiti^id в между нар—ли мнении—Ч'ПГ!—тт-
высшему пилотажу (СИВА) В 1965 образо-
вана самостоят федерация самолётного
спорта СССР
Подготовка спортсменов по С с прово-
дилась в аэроклубах и авиаспортклубах
ДОСААФ, в к рых начинающие летчики про
ходили курс теоретич и практич учебы, со
вершали самостоят полёты, сдавали разряд-
ные нормы В СССР до 1990 были лодготов
лены десятки тыс лётчиков перворазрядни
ков, св 2600 мастеров спорта СССР, 70 ма-
стеров спорта СССР междунар класса, 30
засл мастеров спорта СССР
По С с один раз в два года проводятся
чемпионаты мира (с 1960) и чемпионаты
Европы (с 1977) На этих чемпионатах муж
чины и женщины выступают по одной про-
грамме и разыгрывают упражнения обяза
тельный комплекс (18 20 фигур высшего
пилотажа), произвольный комплекс, состав
ленный самим спортсменом не более чем из
18 фигур неизвестный («темный») комплекс,
составленный членами жюри из 16—18 фигур
и выдаваемый спортсмену не менее чем за
12 ч до полетов, финальный произвольный
комплекс, к-рый выполняют пилоты, вышед-
шие в финал (30% мужчин и 50% женщин,
набравших больше очков по сумме трёх уп
ражнений) Комплексы выполняются в огра-
нич возд пространстве в пределах 100 —
1000 м по высоте и в квадрате на земле
размером 1000X1000 м Оценка производит-
ся бригадой судей по десятибалльной сис-
теме
За рубежом С с наиболее развит в США,
Чехословакии, ФРГ, Франции, Швейцарии,
Великобритании Чемпионаты мира но вы-
сшему пилотажу проводились в Венгрии
(1960) Чехословакии (1962), Испании
(1964) ’ СССР (196b), ГДР (1968), Велико-
британии (1970), Франции (1972), СССР
(1976), Чехословакии (1978), США (1980),
Австрии (1982), Венгрии (1984), Великобри-
тании (1986) Канаде (1988) Швейцарии
(1990) На них разыгрывалось как личное,
так и командное первенство Команда муж-
чин занявшая первое место, награждалась
переходящим Нестерова кубком (с I960)
Сборная команда СССР этот кубок завоёвы
вала в 1964, 1966, 1976, 1982, 1986 Абс
чемпиону мира (мужчине) с 1970 вручается
Ареста кубок Абс чемпионами мира были
сов спортсмены В Д Мартемьянов и
Г Г Корчуганова (1966) И Н Егоров и
С Е Савицкая (1970), В С Лецко и Л С
Леонова (1976), В К Никова (1978) В В
Смолин (1982) X X Макагонова (1984),
Л Г Немкова (1986), Н В Сергеева (1990)
См также Рекорды авиационные
К Г Нажмудинов
САМОЛЕТ-РЕТРАНСЛЯТОР — самолет,
используемый для увеличения дальности
радиосвязи в диапазоне УКВ Выполняет
приём, усиление и передачу усиленных ра-
диосигналов при помощи прнёмопередаю-
щей радиоретрансляц аппаратуры, уставов
ленной на его борту В качестве такой ап
паратуры может служить бортовая радио
станция соответствующего диапазона час-
тот при помощи к рой летчик или Др член
экипажа С р осуществляет прием, за пом и
нание и передачу сообщений Более высокая
оперативность ретрансляции достигается
применением на С -р автоматич радиоре-
трансляц станции, управляемой оператором
или дистанционно по командам с наземных
пунктов через спец радиоканалы Радио-
ретрансляц станции могут быть одно и
многоканальными Для устранения взаим
ных помех при одноврем приёме и пере-
даче радиосигналов обычно применяют их
частотное разделение Миним необходимая
высота полета С р зависит от требуемой
дальности УКВ радиосвязи, а также от вы-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимйЗДМ&ЛЁТ 503
соты полета ЛА, с к-рым осуществляется
ретрансляционная радиосвязь
САМОНАВЕДЕНИЕ на цель разновид
ность автоматич наведения, отличающаяся
тем, что координаты цели относительно ЛА
(ракеты или самолета), необходимые для
формирования управления, определяются с
помощью устройства, установленного непос
редственно на ЛА Такими устройствами
(т н координаторами пели) на ракетах
являются головки самонаведения на само
летах — бортовые радиолокац или оптико-
локац станции Наиболее распространенным
способом построения системы С ракет яв
ляется метод «пропорциональной навита
ции», при к ром управление изменением
траектории строится так, чтобы возникаю
щая перегрузка была пропорциональной уг
ловон скорости линии визирования Система
С , реализующая данный способ, представ
ляет последоват соединение координатора
дели фильтра вычислителя, сглаживающего
случайные ошибки измерения относительных
координат и формирующего заданную пере-
грузку, контура стабилизации (включает ра
кету с автопилотом) обеспечивающего вое
произведение перегрузки При С на малопо
двнжную цель управление ракетой может
быть построено на основе метода «погони»,
при к ром перегрузка направлена в сторону
уменьшения пеленга С самолета осущест
вляется с учетом угловой скорости линии
визирования и пеленга, а соотношение между
этими величинами выбирается т о чтобы
обеспечить миним ошибку прицеливания
САНИТАРНАЯ АВИАЦИЯ - служба систе-
мы здравоохранения нашей страны, исполь
зующая самолеты и вертолеты гражд авиа
иии Для мед обслуживания населения путём
оказания экстренной помощи на местах
либо эвакуации больных в специализир
лечебные учреждения Кроме того, С а ока
зывает планово консультативную помоШь
врачам районных и участковых больниц,
участвует в проведении срочных санитар-
ных и противоэпидемнч мероприятий ит Д В
СССР С а была организована в 1930 при
исполкоме Красною Креста и Красною По-
лумесяца Первый санитарный летательный
аппарат создан в 1927
САНИТАРНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АП-
ПАРАТ предназначается для экстренной
возд перевозки больных и раненых, а также
сопровождающего их медперсонала с комп
лексом санитарных средств В С л а обес
печивается размещение больных на носил-
ках или ендя, а также возможность ока
зания им необходимой помощи медперсона
лом во время полета В качестве С л а пре
имущественно используются специализир
модификации многоцелевых самолетов и
вертолётов Пнлотажно навиган и радио
связное оборудование С л а позволяет им
совершать полет по заданному маршруту,
а взлетно посадочные хар ки и устройство
шасси — посадку на выбранную с воздуха
площадку с мягким 1 рунтом и взлет с нее
Рис i Санитарным самолет К 1
Рис 2 Р» ниш iiiuiniHO хирургическая Па >ата са
чо iera \и 2114
Рис 3 Летающий пункт нсотюжной уц_1|Шцнекой
Помощи на борту вертолета
Эвакуация раненых и больных при помо
щи авиации была впервые осуществлена во
Франции (1917) в период I й мировой войны
Первый в СССР слениализир санитарным
самолет К-3 был создан в 1927 в КБ К А
Калинина в Харькове (см Калинина само
леты) Самолет (рис ]) перевозил одного
медработника с комплексом санитарных
средств и двух больных на носилках или
четырёх на сиденьях Носилки системы
А Ф Лингарта размещались друг над дру
гом и крепились на спец стойках и подвес
ках К-3 как и его облегченный вариант
К 4. успешно Применялся в санитарной авиа
ции СССР Здесь использовались также са
молеты ill-2 В Б Шаврова С 1, С 2, С 3,
По 2С и По-2Л Н Н Поликарпова, АИР Ь,
Як 12С, Як 12М и Як 12А А С Яковле
ва, САМ 5 А С Москалева, широкое при
менеине нашел самолет Ан 2С О К Антоно-
ва В 1980 в ОКБ Антонова создан сани
тарный самолет Ан-26М с реанимационно
хирургич палатой (рис 2), палатой интен
сивной терапии и отсеком медперсонала
Система кондиционирования воздуха поддер
живает в палатах заданные темп ру и дав-
ление Оснащение патат позволяет медпер
соналу из трех четырех чел производить
широким комплекс реанимационно-хнрургнч
и лечебных мероприятий как на земле, так
и в полёте
В США с 1969 эксплуатируется военный
самолет С-9А выполненный на базе пасса
жирского самолета Макдоннелл Дуглас
ОС 9
Первый в СССР санитарный вертолет
был вариантом легкого вертолета Ми I
М Л Миля Он имел две подвешенные по
бокам фюзеляжа легкосъемные гондолы для
перевозки больных (ло одному на носилках
в каждой гондоле) Гондолы посредством
туннеля соединялись с кабиной, в к-рой
размещался столик для инструментов и ме
дикаментов Подобные гондолы нспользова
ны и на санитарных вариантах вертолетов
Ка 15М н Ка 18 Н И Камова На сани
тарных вариантах вертолетов Ми 2, Ми 4,
Ми 8Т Ми [7 (рнс 3) и Ка 25К больные раз
мешаются внутри кабины, причем кабины
вертолетов Ми 8ТМ и Ми [7 оборудованы как
операционные	Л Н Воловик.
САНТОС-ДЮМОН (Santos-Dumont) Аль
берто (1873—1932) — браз воздухоплава
тель, пилот и авиаконструктор один из пио
неров авиации Сын богатых кофейных план
таторов, С - Д с 1898 жил в Париже Ле
тал на возд шарах, построил неск дирижаб
лей мягкой или полужесткой конструкции,
на дирижабле К® 6 в окт 1901 совершил
полёт вокруг Эйфелевой башни выиграв
крупный приз На своем самолете № 14bis
(рис в табл Ill) с ПД мошн 37 кВт, короб
чатыми крылом и передним оперением 23 окт
[906 Пролетел 60 м, завоевав приз за полет
на расстояние св 25 м, а 12 нояб 1906—
220 м на выс до 6 м за 21,2 с (первый офи
циально зарегистрированный ФАИ полет в
Европе) С Д принадлежит и первый офи
циальный европ рекорд скорости по прямой-
41,29 км/ч Позже создал ряд самолетов
в г ч миниатюрный моноплан «Демуазель»
(рнс в табл 111) с ПД моши 15 кВт и
В1летной массой [43 кг (1907), прообраз
т и авиетки (до [9[0 построено ок [5 са
молетов этого типа в улучшенных вариан
тах) В ]928 С-Д вернулся в Бразилию,
где покончил жизнь самоубийством, вызван
ным продолжит тяжелой болезнью Портрет
см на стр 495
САРАТОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗА-
ВОД — берет начало от з да комбайнов,
образов в кон 1931 Авиац произ во з д
(№ 292) развернул в 1938 (самолет Р-Ю)
В годы Вел Отечеств войны з-д выпустил
8721 истребитель Як 1 и 4848 истребителей
Як 3 В дальнейшем строил уч тренировоч
ный самолет Як 11, боевые самолёты Ла-15,
МиГ 15, Як-25, Як 27, Як 36 Як 38, верто
лет Мы 4, пасс самолёты Як 40, Як 42
Пр тие награждено орденами Ленина (1942),
Октябрьской Революции (1982), Трудово
го Красного Знамени (1945)
«САС» (SAS, Scan
dinavian Airlines Sys- V ч
tern) — объединенная \ N,
авиакомпания трех \
скандинавских стран
Швеции, Дании и \ Х^
Норвегии Осущест в	\ Х^
ляет перевозки в нут	\__________Х^
ри этих стран, меж
ду ними, в страны Европы, Африки Ьл и
Дальнего Востока, а также в Россию, США,
Канаду Осн в 194b В 1989 перевезла 14
млн пасс, пассажирооборот 15,51 млрд
п км Авиаи парк — 1 [9 самолётов
«САУДИА» (Saudia,
Saudi Arabian Airh-
nes) - нац авиаком-
лания Саудовской
Аравии Осу шествия-
ет перевозки внутри
страны и в страны
Зап Европы, Афри	•»,
ки, Азии, Бл Восто
ка, а также в США Осн в 1945 В 1989 пере
везла 10,57 млн пасс пассажирооборот
16,24 млрд п-км Авиац парк —84 само
лета
«САУ НДЕРС-РО*— см «Сондерс- Ро»
504 САМОНАВЕДЕНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
«САУТ АФРИКАН
ЭРУЭЙС» (SAA, South
African Airways) —
авиакомпания ЮАР
Осуществляет пере
возки внутри Стра-
ны, а также в стра-
ны Зап Европы, Юж
Америки, Африки, Бл
Осн в 1934 В 1989 перевезла 5,4 млн
пасс, пассажирооборот 9,12 млрд п-км
Авиац парк — 39 самолётов
«САУТУЭСТ ЭР-
ЛАЙНС» (Southwest
Airlines) — авиаком
пания США Осуще-
ствляет внутр пере-
возки Осн в ]967
под назв «Эр сауту-
эст», СОВр
[971 В 1989
ла 20,3 млн
млрд п-км
и Дальнего Востока
назв с
перевез-
пасс , пассажирооборот 15,04
Авиац парк —94 самолёта
САФОНОВ Борис Феоктистович (19)5 —
[942)—сов летчик, подполковник, дважды
Герой Сов Союза (1941, 1942, посмертно)
В Кр Армии с 1933 Окончил ]-ю Воен
щколу пилотов (1934) Участник Вел Оте
честв войны В ходе войны был ком эс
кадрильи, ком истребит авиаполка, ком
смешанного авиаполка ВВС Сев флота Со
вершил 224 боевых вылета, сбил лично 30
и в составе группы 3 самолета противни-
ка Погиб в бою Награжден орденом Лени
на, 3 орденами Красного Знамени, а также
британским орденом Именем С назван по-
селок гор типа в Мурманской обл Бронзовый
бюст в с Си и яви но Тульской обл Портрет
см на стр 508
Лит X а м е т о в Vt И, В небе Занотярья VI
1983
СБ — обозначение в ВВС СССР скоростного
бомбардировщика АНТ 40, спроектирован-
ного бригадой А А Архангельского под рук
А Н Туполева (см в ст Ту)
СБАЛАНСИРОВАННАЯ ДЛИНА ВПП—
хар ка многодвиглт самолета, определяю
щая миним протяженность ВПП, с к-рой
может осуществляться его взлёт На ВПП
такой длины при отказе двигателя крити-
ческого, обнаруженного на скорости приня-
тия решения, имеется возможность осущест-
вить продолженный в л лет или прерванный
взлет в соответствии с требованиями Норм
летной годности
СБОРКА авиационных конструк-
ций— комплекс работ по установке и сое-
динению составных частей ЛА Осн этапы
С — подготовка сборочной оснастки и обору
дования, деталей и составных частей ЛА и
установка их в заданное чертежами поло-
жение, выполнение соединений (клепаных,
болтовых, сварных, паяных, клеевых, клее
клепаных, клеесварных и Др), герметиза
ция топливных и возд отсеков, разделка
пов-стей разъемов и стыков, отработка ки-
нематики подвижных агрегатов, регулировка
разл механизмов, нивелировка взаимного
положения агрегатов В зависимости от спо-
соба базирования и последовательности ус
тановки составных частей ЛА различают
след методы С по пов-стям сопрягаемых
деталей, по разметке деталей, по сбороч
ным Отверстиям в деталях и по базовым
отверстиям в них, по лазерным лучам, по
пов стям оснастки, от пов сти каркаса соби
раемого отсека или агрегата, от наруж и
внутр пов-стей их обшивок
С по пов стям сопрягаемых деталей при-
меняется для соединения частей ЛА, состоя
щих из жестких деталей (узлы шасси, аг
регаты системы управления полётом, меха-
низмы управления взлётно-посадочными
устройствами и др-), точность и взаимоза
меняемость к-рых обеспечиваются системой
допусков и посадок с применением уни-
версальных измерит средств С по размет-
ке наиболее часто осуществляют при произ
ве единичных ЛА или первых экз серии
С по сборочным отверстиям применяется
в осн при изготовлении след узлов
нервюр, шпангоутов, лонжеронов, балок, па
нелей По базовым отверстиям ведут С па
нелей и секций, а также отсеков и агре
гатов, конструкция к рых позволяет ввести
части сборочной осиастки внутрь собираемой
конструкции С помощью лазерных лучей
выполняют стыковку секций, отсеков или
агрегатов, установку балок пола, оборудо-
вания интерьера пасс кабин и т. п, С по
базовым пов стям оснастки (в осн. опор и
упоров) широко используют при изготовле-
нии плоских каркасных узлов (нервюр,
шпангоутов, лонжеронов, балок и др ) С от
пов-сти каркаса применяется при изготовле
нии отсеков и агрегатов планера ЛА, к
точности аэродинамич обводов к-рых не
предъявляется высоких требований С от на
руж пов сти обшивки применяется преим
в произ-ве высокоскоростных ЛА, при С
крыла, киля, стабилизатора и их составных
частей, к точности ободов к-рых предъяв
ляются повыш требования С От внутр
пов-сти обшивки применяется при изготов-
лении отсеков и агрегатов средних и тя
желых самолетов По точности этот метод
уступает методу С от наруж пов-сти об
шивки, но требует меньших производств
площадей При этом сокращаются тру
доемкость, а также стоимость, продолжи-
тельность проектирования и изготовления
сборочной оснастки, а также стоимость
самой С
По составу сборных частей различают уз
ловую, панельную, секционную, агрегатную
и общую С , 1)0 составу применяемой ос-
настки — стапельную и внестапельную сбор-
ку К стапельной относится С с прнмене
нием Стационарной сборочной оснастки —
сборочных приспособлений и стапелей, а к
внестапельной — без применения стацио
нарной сборочной оснастки
По Степени законченности частей ЛА раз-
личают предварит и окончат С Предва-
рит С применяется гл обр при изготовле-
нии сборных частей ЛА с внутришовной
герметизацией С может быть с частичной
и полной взаимозаменяемостью В за виси
мости от степени механизации и автомати
заиии С подразделяют на ручную, меха-
низир и автоматизированную В зависимое
ти от последовательности установки состав
ных частей С может быть последоват , па-
раллельной и параллельно последователь-
ной, по наличию или отсутствию перемеще
ния составных частей ЛА в процессе С —
стационарной и подвижной
По форме орг нии сборочного процесса
различают непоточную, поточную, стендо
вую, поточно-стендовую С Поточная С
частей ЛА ведется с регламеитир ритмом их
выпуска, на специализнр рабочих местах,
расположенных по ходу технол процесса
Стендовая С частей ЛА осуществляется
на сборочных стендах, оснащённых средст
вами механизации и автоматизации технол
операций При поточно стендовой С части
ЛА, расположенные на стендах, собираются
в условиях поточной орг-ции С Для
уменьшения объема подгоночных работ при
С частей ЛА, содержащих сопрягаемые
по большой площади жёсткие детали, осо
бен но из труднообрабатываемых материа
лов, применяются полимерные компенсиру-
ющие заполнители, к-рые в процессе С
наносятся на одну из сопрягаемых де-
талей и при их соединении выполняют роль
идеально подогнанной прокладки (компен
сатора)
Лит Григорьев В П, Сборка клепаных аг-
регатов самолетов и вертолетов, vy, 1975, Техно-
логия самолетостроения 2 изд Ч 1982. Сборка
агрегатов самолета VI 1988
П Н Белянин А И Бабушкин,
И Л4 Пархоменко М £ Уланов
СБОРОЧНАЯ ОСНАСТКА — устройства для
установки деталей и подсборок в заданное
чертежом положение при сборке нежестких
частей ЛА
Агрегаты ЛА (крылья, фюзеляжи, кили,
стабилизаторы, пилоны, мотогондолы, возду-
хозаборники) и их отсеки собирают в Ста-
пелях (см рис ), секции (носовые, средине
и хвостовые части отсеков крыла, верхние,
боковые и ниж части фюзеляжа и др ) и
узлы (панели, шпангоуты, нервюры, лонже-
роны и др) —в сборочных приспособлениях.
Сборку частей ЛА одного типоразмера
(панелей, шпангоутов, нервюр, отсеков и аг-
регатов) осуществляют в спец С о Для
сборки группы однотипных секций и узлов
ЛА служит специализиров (групповая) С о
Составные части С- о каркасные (несу-
щие), фиксирующие, зажимные, установоч-
ные, а также вспомогат элементы — меха-
низации, обслуживания и энергоснабжения.
Каркас воспринимает все статнч и дина-
мич нагрузки и обеспечивает жесткость и
Стапель I —каркасные элементы 2 — устано
вечные элементы, 3—-фиксирующие и зажимные
элементы
прочность всей конструкции Он состоит
из колонн (чугунные или железобетонные
блоки), стоек, швеллеров, кронштейнов, ос-
нования, фундаментной плиты Фиксирую-
щими и зажимными элементами служат
фиксаторы с зажимами, плиты разъёмов,
ложементы, опоры и т п , обеспечивающие
требуемое по чертежу положение деталей,
узлов, отсеков, входящих в собираемый аг-
регат ЛА Установочные элементы (стака-
ны, вилки, плиты с сеткой координатных
отверстий нт п ) монтируются на каркасе
с помощью спец цемента и служат базой
для фиксирующих и зажимных частей Эле-
менты механизации осуществляют передви-
жение плит разъемов и балок, подъем и
опускание ложементов Элементы обслужи-
вания (настилы, стремянки, лестницы) обес-
печивают достижение любой зоны сборки
при работе на С о К элементам энерго-
снабжения относятся все электро пневмо-
и гидрокоммуннкации для подвода соот-
ветствующих видов энергии к рабочим мес-
там, механизнр инструменту, устройствам
механизации	Д П Пццын,
СВАЛ ИВАНИЕ — критич режим ЛА, при
к-ром возникает самопроизвольное аперио-
дическое или колебательное с возрастающей
амплитудой боковое движение ЛА относи-
тельно к л одной или обеих (продольной
и нормальной) осей координат, не парируе-
мое обычными методами пилотирования без
уменьшения угла атаки С принадлежит к
одному из явлений, наряду с бафтингом,
колебаниями по крену и др , сопровождаю-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт оСВАЛИВАНИЕ 505
ш.их выход ЛА на большие углы атаки, т е
на углы атаки где происходит перестрой
ка структуры обтекания и как следствие,
значит изменение аэродинамич хар-к С
дозвук ЛА с прямыми крыльями и крылья
ми малой стреловидности связано гл обр
с самовращением и начинается вблизи кри
тич углов атаки С самолетов с треугольны-
ми крыльями. Крыльями умеренной и боль
шон стреловидности может начинаться на
углах атаки значительно меиьшцх чем уг-
лы атаки, где коэф подъемной Силы дости
гает макс значения, и вызывается потерей
боковой устойчивости Осн причинами, оо
ределяюшими С таких самолетов, являют-
ся потеря путевой Статич устойчивости
(^>0), уменьшение запаса поперечной
статич устойчивости (mJ) и значит умень-
шение демпфирования крена (mr , см
Степень устойчивости, Вращательные произ
водные) С характеризуется углом атаки
начала С асв и интенсивностью развития
угловых движений Допустимый в эксплуа
тации угол атаки обычно устанавливается
на неск градусов меньше atB
Зависимости скоростей крена со, и рыскания <uk и угла атаки а от времени t при колебательном
(а) и апериодическом (б) сваливании
Наиболее характерны два вида С апе
рнодическое и колебательное (см рис ) при-
чем апериодич С наиболее опасно, т к
развивается весьма быстро Известны само
лёты, у к-рых скорость крена при С воз
растает от 0 до 2—2,5 с~f за время I с
Значение а,, и поведение ЛА при С оп
ределяются как аэродинамич компоновкой,
так и условиями полета (наличием сколь-
жения, Маха числом полета, высотой поле
та режимом работы двигателя, положением
органов управления и т д ) Режимы полета
после С классифицируются по более или ме-
нее отличным друг от друга движениям по
углам атаки (к-рые, как правило больше
асв), скольжения и отсутствием устано-
вившихся движений крена и рыскания Сре-
ди этих режимов следует выделить «вра
щение после С» (реализуются a>a в, но
могут иметь место и выходы ЛА на С при
u<aCB) и «глубокое С » (реализуются ма-
лые угловые скорости и углы атаки зна
чительно большие, чем atB) В лит-ре сва
лнванием иногда наз подхват, приводящий
к С
Несмотря на то, что осн методом изу
чения С остаются лётные испытания, зна-
чит развитие получили расчетные методы
а также моделирование С на пилотажных
стендах с участием летчиков, при этом гл
трудность состоит в получении достоверной
и полной модели аэродинамики ЛА вследст
вие срывного обтекания на больших углах
атаки Для предварит оценки тенденции к
С , что особенно важно на ранней стадии
создания ЛА, может быть использован ряд
приближ критериев, основанных на миним
информации об аэродинамич хар ках Та
кимн критериями, показавшими хорошее со-
ответствие с результатами лётных испыта-
ний, являются неравенства т, х (а)<0
(сохраняется демпфирование крена),
Ор(а)<0 (обеспечивается боковая динамич
устойчивость), /n£(a)/rtr(a) —	tx) /п a) > О
[условие сохранения «прямой» реакции
ЛА по крену на отклонение органов попе
речного управления, нарушение к рого вое
принимается летчиком как С (/д',	—
частные производные аэродинамических ко
эффициентов моментов крена и рыскания по
углу отклонения б органов поперечного уп-
равления)] Значение угла атаки, при
к ром перестает выполняться хотя бы од
но из неравенств, и является Приближ зна
чением atB
Со С и штопором связана наибольшая
доля лётных происшествий Методы вывода
из С довольно сложны и в определ сте
пени индивидуальны для каждого типа само
летов Особая острота проблемы заключает
ся в частичной или полной потере лётчи
ком пространств Ориентации при попадании
в С и необходимости преодоления им
нек рых привычных приемов и рефлексов при
выводе самолёта из С Мерами предупреж
дения приближения к С могут служить
как естеств (рост интенсивности бафтин
га, появление боковых колебаний, увод носа
самолета в сторону и т д ) так и искусств
[тактильная (мехаиич воздействием ьа ко
жу летчика), звуковая, световая сигнализа
ция] признаки Для улучшения поведения
ЛА при С и затягивания его начала на
большие а могут использоваться системы
улучшения устойчивости и управляемости
Для предотвращения выхода самолета на
опасный режим применяются разл рода
системы ограничения угла атаки, а также
автоматич системы вывода из нач стадии
С Известны также способы вывода из С с
помощью парашюта Много внимания уДе
ляется созданию «несваливаюшегося» само
лёта	Ю Б Лубов
СВЕРХЗВУКОВАЯ СКОРОСТЬ-I) ско
рость I/ газа, превышающая местную
скорость звука a l/>a (М>1, М— Махи чис-
ло) 2) С с полета — скорость ЛА, превыша
юшая скорость звука в невозмущ потоке
(часто за полет со С с понимают полет
со скоростью, соответствующей значениям
1<MW<5) Полет со С с сопровождается
ударными волнами (см Звуковой барьер.
Звуковой удар Сверхзвуковое течение)
СВЕРХЗВУКОВОЕ ТЕЧ ЕНИ Е — течение
газа, скорость к рого в каждой точке рас
сматриваемой области превышает скорость
звука в этой точке, т е местное Маха чис-
ло больше единицы (М> I) На практике
С т имеет место при движении скорост
ных самолетов, арт снарядов ракет, космич
аппаратов, при работе реактивных двигате
лей, турбин, аэродинамических труб В об
щем случае С т может быть нестационар-
ным, а газ вязким и теплопроводным Одна
ко специфич свойства С т обычно рассмат
риваются на примере стационарного движе
ния идеального газа Малые возмущения
физ величин распространяются по частицам
газа со скоростью звука, поэтому в С т не
передаются вперёд, а сносятся вниз по гюто
ку, не выходя из области находящейся Внуг
ри Маха конуса или (в условиях неодно
родного потока) внутри более сложной ха
рактеристич пов-сти (коноида)
При адиабатич движении газа в сверх-
звук трубке тока его поведение прямо
Противоположно случаю дозвук потока В
С т при расширении трубки тока скорость
газа увеличивается а при сужении — умень
шается Это вызвано тем что при М>1
рост (нли падение) скорости вдоль трубки
тока происходит менее интенсивно, чем соот-
ветствующее падение (нли рост) плотности
газа Такой эффект используется для полу
чения С т в Лаваля сопле Др специфич
свойство С т — возможность образования
в нем ударных волн или скачков уплот-
нения, представляющих собой тонкие слои
(Приближенно принимаемые за пов сти раз-
рыва), при переходе через к рые парамет
ры потока изменяются скачкообразно Удар
ные волны, в к рых происходят необрати
мне термодинамич процессы с возрастанием
энтропии, являются источником волнового
сопротивления В С т могут также воз
Ии кат ь слабые разрывы гидродинамические,
при переходе через к рые испытывают скачок
не сами газодинамич ф ции а лишь их
производные При больших сверхзвук ско
ростях (гиперзвуковое течение) и темп рах
в газе протекают разт равновесные или
неравновесные физ хим превращения (воз
буждение внутр степеней свободы мо |екул,
диссоциация, ионизация, излучение) Эти
реального газа эффекты могут существенно
влиять на параметры С т
Осн проблемой при рассмотрении С т в
аэродинамике ЛА является определение сит,
моментов и тепловых потоков, действующих
на ЛА и отдельные его элементы (см
Аэродинамические силы и моменты Аэро-
динамическое нагревание) К задаче внеш
обтекания примыкают задачи о внутр С т в
Диффузорах и соплах, об истечении сверх
звук Струи о взаимодействии ударных волн
между собой и с препятствиями Эти проб
ле мы исследуются как эксперим так и тео
ретич методами
С т невязко|о нетеплопроводного газа
описывается квазилинейной гиперболнч сис
темой газодинамич ур ний в частных произ
водных Точные аналитич решения этой сис
темы получены лишь в простейших случаях
(сверхзвук обтекание клина Прандтля—
Майера течение, сверхзвук источник) Ком
бинируя такие решения или исцотьзуя тео
рию хар к и скачков уплотнения можно
аналитически рассчитать и др виды С т
напр течение около заостренного профиля
и Буземана биплана, плоскую струю При
осесимметричном сверхзвук обтекании кону
са (см (Осесимметричное течение) система
ур ний сводится к двум обыкновенным диф
ур ниям первого порядка, к рые легко интег
рируются численно Для тонких тел, когда
возмущения сверхзвук потока малы, можно
линеаризовать газодинамич ур ния и раз
вить линеаризов теорию С т дающую
довольно простые, но ограниченные по при
менимости решения Прн гиперзвук и транс
звук скоростях такая линеаризация недо
пустима, но и здесь возможно использо
506 СВЕРХЗВУКОВАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ванне методов возмущений теории и приме
нение методов построения сращиваемых
асимлтотич разложений по малым парамет
рам (см , напр , Трансзвуковое течение}
Пример аналитически рассчитываемого
плоскопараллельного С т около ромбо
видного профиля в равномерном невозмущ
потоке при отличном от нуля угле атаки
дан на рис I От передней и задней
точек тела исходят косые скачки уплотне-
ния АЕ и CF При обтекании выпуклого
угла в каждой точке А В С. D излома
профиля возникает волна разрежения (тече
ние Прандтля—Майера) и происходит раз
ворот линий тока в области, ограничен-
ной линиями Маха (штриховые линии) Ос
тальные участки линий тока прямолинейны
От задней точки С идёт тангенциальный
разрыв CG, по обе стороны к рого скорости
различны, а давление одинаково
Картина сверхзвук обтекания под углом
атаки затупл тела вращения значительно
сложнее, особенно при наличии у тела изло-
мов образующей Случай, когда течение име
ет плоскость симметрии, показан на рис 2
За отошедшей головной ударной волной
(жирная линия) перед затуплением имеет
место смешанное течение с дозвук облас
тью (М<1), края отсутствует у заост
ренного тела с углом раствора острия,
ие превышающим предельного значения для
данного числа Маха Далее за ограиичи
вающей дозвук область звук пов стью
(М=1— пунктир на рис ) находится область
трёхмерного вихревого С т Здесь между
телом и ударной волной происходит много
кратное отражение волн разрежения (штри
ховые линии) и волн сжатия (сплошные
лннин), причем внутри поля течения возмож
но образование вторичных ударных волн
На область С т влияет поток на предше
ствующей носовой части тела, к рый, на
против не зависит от этого С т Несрав
ненно сложнее картина С т около конфи-
гураций, моделирующих целый ЛА Здесь
в поле течения могут иметь место неск
локальных дозвук зон
расчёты С т в общем случае (в част-
ности, с учетом высокотемпературных явле
ний в газе) проводятся числ методами на
ЭВМ Для этой цели применяются разл схе-
мы конечноразностного метода сеток, харак-
теристик метод, метод интегральных соот
ношений Вычислит алгоритмы позволяют
эффективно с высокой, нужной для практи
ки точностью рассчитывать Сти детально
исследовать его структуру С помощью ана-
литич и числ методов решаются также
разл задачи оптимизации аэродинамич фор-
мы тела при С т , напр определение про-
филя крыла наименьшего сопротивления или
формы сверхзвук сопла с макс тягой при
заданных ограничениях иа их размеры и
массу Для ряда тел, моделирующих эле
менты ЛА (острые конусы, затупл клинья
и конусы, тела вращения, треугольные кры
лья сопла Лаваля), при разл параметрах
невозмущ потока рассчитаны таблицы осн
газодинамич ф ций в поле С т Прово
дятся также числ расчёты сверхзвук обте-
кания конфигурации ЛА в целом
Лит Курант Р Фридрихе К Сверхзвуке
вое течение и ударные вотны пер с ангт М
1950 Кочиа Е Е Кибеть И А Розе Н В
Теоретическая гидромеханика 4 изд ч 2 М
I %3, Ферри А Аэродинамика сверхзвуковых
течении пер с англ 'А 1963 Овсянников Л В
Лекции по основам газовой динамики М 1981
Ч(рныи Г Г Газовая динамика 'А 1988
П И Чушкин
СВЕРХЗВУКОВОЙ ПАССАЖИРСКИЙ СА-
МОЛЕТ (СПС) — предназначается для пе-
ревозки пассажиров, багажа и грузов с
сверхзвук крейсерской скоростью полета
(Маха число полета Мж>1) Первыми
(и единственными на кон 1980 х гг )
СПС были сов Ту-144 (первый полёт в
1968, см рис в табл XXIX) и англо-
франц «Конкорд» (1969 см рис в табл
XXXV)
Широкий диапазон скоростей полёта
(250 — 2500 км/ч), охватывающий как до
звук, так и сверхзвук области, потребо
вал обеспечения высокого уровня аэродина-
мического качества на дозвук и сверхзвук
скоростях и спец мер по обеспечению ус
тойчивостн и управляемости самолёта (при
миним потерях на балансировку} Из этих
соображений в построенных самолетах ис-
пользуется аэродинамич схема «бесхвостка»
с крылом малого удлинения и переменной
стреловидности Подобная форма крыла в
плане позволяет получить миним объем
балансировочного топлива, перекачиваемого
для обеспечения приемлемых запасов аэро
динамич устойчивости при переходе на
сверхзвук режим полета Это объясняется
тем, что на дозвук режимах полета несущие
свойства и положение фокуса (см Фокус
аэродинамический} определяются базовым
крылом малой стреловидности, а на сверх
звук режимах полета значительно увели-
чиваются несущие свойства передней части
(наплыва) крыла большей стреловидности
При этом перемещающийся назад фокус
базового крыла на сверхзвук режимах как
бы возвращается назад благодаря несущим
свойствам передней части крыла
Для повышения аэродинамического ка
чества и снижения аэродинамич сопротив-
ления, в т ч потерь на балансировку, на
крейсерском сверхзвук режиме полета ис
пользуются крутка крыла, деформация
срединной пов-сти (изгиб продольной оси)
профиля, положит интерференция аэроди
намическая благодаря взаимовлиянию об
гекателей, зализов, каналов воздухозабор-
ника на ниж пов-сти крыла Для улуч
шения взлётно-посадочных характеристик на
Ту-144 разработано и внедрено убирающе-
еся в полёте переднее крыло (малых раз
меров)
Входная часть воздухозаборника СПС
выполняется в виде многоскачкового диффу
зора с регулируемым (по площади) «гор
лом» заборника На первых СПС в качест
ве двигателей использованы ТРД и ТРДФ,
на СПС нового поколения могут найти
применение двигатели изменяемого рабочего
процесса
Для обеспечения взрыво- и пожаробе-
зопасности свободные объёмы топливных
баков обычно заполняются нейтральным
газом Большой выигрыш при Этом дает раз
работанная в СССР и использованная на
самолете Ту 144 система азотирования топ-
лива перед заправкой Процесс азотиро
вания заключается в замещении раство
рённого в топливе воздуха азотом или др
нейтральным газом В процессе полета на
высоте при нагреве топлива и малом дав
лении азот выделяется из топлива и создаёт
нейтральную среду в надтопливном про-
странстве
Характерными особенностями работы си-
стемы кондиционирования воздуха на СПС
являются охлаждение техн отсеков и пасс
салона от больших притоков теплоты (вмес
то обогрева пасс салона, необходимого на
дозвук самолётах), значительно более высо
кая темп ра отбираемого от двигателя
воздуха для кондиционирования, высокая
темп-ра набегающего потока воздуха, что
не позволяет использовать его как охлаж
дающую среду необходимость иметь на бор
ту достаточно низкотемпературный хлад
агент (напр, охлажденное топливо) Для
уменьшения притока теплоты в салон ис
пользуются спец меры эффективная тепло-
изоляция с возд промежутком, тепловые
«сопротивления» для элементов, соединяю
щихся с внеш конструкцией, продув зазора
между теплоизоляцией отработанным в ка-
бине воздухом (динамич изоляция) Цик
лич температурные напряжения, действую
щие на конструкцию, вызывают необходи-
мость использовать в осн конструктивных
элементах крупногабаритные монолитные
панели и элементы обеспечивающие тепло-
вую компенсацию при разл нагревании её
элементов
Значит энергетич затраты для обеспе-
чения сверхзвук полета требуют большего
расхода топлива по сравнению с дозвук
самолетами Поэтому топливная экономия
ность сверхзвук самолетов значительно ни-
же чем дозвуковых	Г А Черс чухин.
СВЕРХЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ — самолет,
условия эксплуатации к рого цредусматри
вают полёт со скоростями превышающими
скорость звука Введение понятия «С с»
в 1950 е гг вызвано существ отличием
геом форм, обеспечивающих оптим аэроди-
намич хар-ки при до и сверхзвук скорое
тях полета Так, напр , на дозвук самолё
тах носовые части профиля крыла и опере-
ния, носовые части фюзеляжа и входы воз
духозаборников двигателей делают затуп
ленными для более полной реализации
подсасывающей силы, тогда как на С с
их делают заострёнными для уменьшения
волнового сопротивления
С с применяются в осн в воен авиа-
ции (истребители, бомбардировщики раз-
ведчики и др ), в кон 60-х гг созданы пер
вне С с гражд назначения (см Сверх-
звуковой пассажирский самолет} С с осна-
щаются реактивными двигателями (преим
ВРД) и отличаются малым удлинением кры-
ла (^3— 3 5) и небольшой относительной
толщиной профиля крыла (<6%) Боль
шинство С с имеют стреловидные или
треугольные (по форме в плане) кры-
лья, а нек-рые С с по своей схеме
являются са м о летам и с крылом изменяемой
в полете стреловидности
Для С с , длительно летающих на сверх
звук скоростях, аэродинамическое нагре-
вание вызывает необходимость применения
систем охлаждения кабины экипажа пасс
салонов и отсеков с оборудованием
СВЕРХКРИТИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ, с у-
перкритический профиль,— доз ву к
профиль крыла, позволяющий при фикенр
значении коэф подъёмной силы и толщины
СВЕРХКРИТИЧЕСКИЙ 507
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
профиля существенно повысить критич Ма-
ха число Л1, На самолетах с малыми
дозвук скоростями полета использовались
профили с большими местными возмущения
ми на верхней пов Сти крыла и соответст
венно с небольшими значениями М, С уве
личением скоростей полета первым этапом
увеличения М, явилось уменьшение воз
мущении потока путем ослабления нерав
иомсрности распределения этих возмущений
вдоль хорды за счет смешения положения
макс толщины и кривимы профиля к сере
дине хорды а также нек рою уменьшения
макс вогнутости Применение таких профи
лей наз иногда классическими ско
ростными профи чями увеличило креи
серскую скорость па 50—100 км/ч Раз
работанные в ЦАГИ профили этого типа
испозьзова.зись иа большинстве сов само
летов выпускавшихся после Вел Отечеств
воины Основой создания первого цоколе
нпя С и явилось дальнейшее уменьшение
искривленности верх пов сти профиля Од
нако уменьшение ее искривленности приво
дит к уменьшению создаваемой этой пов
стьк> доли подъемной силы, и для ком
пенсации такого уменьшения производится
«подрезка» хвостового участка ниж пов стн
(см рис ) к рая является характерной
особенностью С п
Подрезка
Сверхкрнгичсскнп профи и
Появление второго поколения С п свя
зано с возможностью ослабления ингеп
сивностп скачков уплотнения (ударных
волн) за счет изоэитропич сжатия потока
перед ними Особенностью этих С п являет
ся уплощенная верх пов сть в сочетании
с ботьшей «подрезкой» нижней Одним из
путей сохранения подъемной силы иа таких
профизях явтяетСя птавный нсботьшой от
зиб вниз хвостового участка кры la что од
нако может привести к срыву потока и
требует дополнит исследовании в частности
при натурных значениях Рейнольдса чисел
В 80 е гг С п находят применение на
самолетах разт типов (напр, Ан 124, 1у
204, Ил 96 300) и позволяют увеличить зна
чение М на 0 05—0,15 по сравнению с
классич скоростными профилями исиодь
зуемыми напр, на самолетах [у 104 Tv
134, Ил 62 Др направтедием исцользова
ния С п явтястся увеличение их толщины
(на 2—5%) или уменьшение стре ювпдности
крыта (на 5—15ц при сохранении значения
Увеличение толщины позволяет уве
личить удлинение крыла и аэродинами
веское качество самолета, а также увели
чить объем крыла, внутри к рого обычно
размешаются топливные баки
Испотьзование С п — одно из осн нап
равлении развития аэродинамики доэвхко
вых сам(клетов
В Д Боксер Я AI Серебрииский
СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Летательного аппарата — бортовые
световые устройства В зависимости от наз
качения различают внеш и внутр С о
В не in ис е С о устанавливается ца крыле
фюзеляже, хвостовом оцерснии и предиаз
иачается дтя предотвращения стозкнове
нии ДА в воздухе и иа земле а также
освещения ВПП и рулежной дорожки при
взлете посадке п рулении по аэродрому
Внеш С о подразделяется Па светосиг
назьное и осветительное К светосигналь
ному оборудованию относятся маяк свето
вой и огни аэронавигационные Осветит
С о состоит из посадочных рулежных
и посадочно рулежных фар, фар освеше
ния передней кромки крыла, воздухозабор
ников гос знака фары бывают выдвиж
ними и цевыдвижными Устанавливаются
они, как правн ю в передней кромке кры
ла на фюзеляже около кабины летчиков
или иа передней стойке шасси Выдвижные
фары выпускаются при взлете посадке и [и
рулении В качестве источника света исполь
зую1ся однопитевые и двухнитевые (комби
нированные) лампы фары Комбинир там
пы фары используются при посадке и руле
нии (при этом включается посадочная или
рулежная нить}
Внутреннее С о устанавливается в
кабине экипажа пасс салонах техн отсе
Ках и предназначается для освещения прибо
ров пультов и щитков управления в ка
бине экипажа сигнализации о режимах ра
боты агрегатов и систем освещения пасс
салонов н техн отсеков Различают свето
сигнальное и осветит внутр С о Свето
си!Нальное оборудование установлено в осн
в кабине экипажа К нему относятся pan
светосигна.тизаторы и табло информирую
щие о режимах полета состоянии систем
и агрегатов ЛА В пасс салонах также
имеются светосигнальные табло (напр таб
то «Выход» «Пристегнуть ремни» и ip ) К
осветит оборудованию относятся встроен
ные устройства освещения приборов пуль
тов и шнтков управления расположенные
в кабине экипажа а также светильники
и плафоны заливающего света для местного
и общего освещения кабины и салонов
Освещение кабины экипажа может быть бе
лым ити красным (зависит от назначения
ЛА) Красное освещение используется при
необходимости обеспечения темновой адап
танин глаз летчиков для обзора закабин
iioro пространства ночью н для посадки на
аэродромы нс оборудованные огнями высо
кои интенсивности Д ж освещения пасс
Сазонов исполь|уются светильники с лю
минесценгными зампами Индивидуальное
освещение пасс кресел производится
встроенными в потоло1ную пане до светиль
никами с узким наиравл пучком В них ус
танавливаются зампы накаливания Техн
отсеки самолета освещаются с помощью
плафонов зазивающего света в К Токарев
СВИЩЕВ Георгий Петрович (р 1912) —
сов ученый в области авиации и меха
ники, акад АН СССР (1976 чл корр
1966) засл деятель науки и техники
РСфСР (|973) дважды Герои Соц Труда
(1957 [982) Окончив Моск дирнжаблест
роит ин т работал в кДирижаблестрое»
(1935-40) ЦАГИ (1940- 54) ЦИАМ
(1954 — 67 нач ин та) В [967 — 89 нач с
[989 почетный директор ЦАГИ Осн направ
зеция науч деятельности С - аэродинамика
ЛА и их силовых установок исследования пе
рспективных направлений развития авиац
техники Им решены мн проблемы аэродина
миКи крыла фюзеляжа и оперения дозвук
и сверхзвук самолетов и проектирования
аэродинамич труб его ищлсдовация в об
ласти аэродинамики позволили раскрыть ме
хапизмы физ процессов установить важные
свойства течения око до аэродинамич профи
ля Под его рук в ЦИ^М и ЦАГИ про
ведеиы фундам работы по перспективам
развития авиации созданию установок для
эксперим исследований в области аэроди
намики и прочности ЛА и хар к авиац
двигателей внедрению мероприятии повы
щаюших ресурс двигателей и ЛА, созда
нпю методов проектирования ЛА па базе
ЭВМ Возглавляя ЦАГИ головной НИИ
авиац пром сти С осуществлял координа
цию науч исследований в области авиации
Ленинская пр (1976) 1 ос пр СССР (1946,
[952, 1968) Награжден 3 орденами Ле
нина, орденами Отечеств войны 1 и и 2 й
степ 2 орденами Трудового Красного Зна
Ь Ф ( афонов	Г П Свище в
Мени орденом «Знак Почета» медалями
Бронзовый бюст в СанКт Петербурге
Соч Неустановившееся обтекание тела враще
ния потоком идеальной жидкости Сборник науч
но технических работ по дирижаблестроению и
воздухоплаванию 1940	№ [2 Исследование
профиля мятого сопротивления с различными де
формациями носика М 1946 Эффективность руля
и шарнирные моменты М 1948 Сверхзвуковые
течения газа в перфорированных границах М 1967
(совм с др ) Расчет точки перехода ламинарного
пограничного стоя крыла в турбулентный Труды
ЦАГИ 1975 вып 1723
СВОБОДНАЯ ПОВЕРХНОСТЬ — пов сть,
вдоль к рой жидкость соприкасается с пусто
зой или средой существенно меньшей плот
ности и вязкости На таких пов стих выпол
пяются условия I) нормальная к С п сос
та ваяющая вектора скорости жидкости сов
падает со скоростью перемещения этой
пов сти в направлении норма зи к границе
раздела (кинематич условие), 2) вектор иа
пряжения р для площадок, касательных
к С п, направлен по нормази к этим
площадкам, а его числ значение олреде
ляется цо ф ле Лапласа p = pt + a( 1/Р, +
+ 1/Я2) где Pi— давление в свободном от
жидкости пространстве /?, и /?г — г.з ра
диусы кривизны С п и — коэф поверх
иостнсно натяжения Во мн задачах аэро
и гидродинамики силы поверхностного натя
жения пренебрежимо малы (н = 0) в этом
Случае на С п p = pt
СВОБОДНОМОЛЕКУЛЯРНОЕ ТЕЧЕ-
НИЕ — течение разреженного газа, в к ром
длина свободного пробега молекул значи
тельно больше характерного линейного
размера тела В этом случае определяю
тую р(1 lb играют столкновения молекул с
нов стью тела а межмодекулярные столкно
вения можно не учитывать в С т Кнудсена
число Кп-*-оо (см Разреженных газов дина
мика) В С т при отсутствии внеш сил
ф иия распределения молекул по скоростям
цг, v( I) не изменяется вдоль прямоли
нейных траекторий их движения (у — ско
рость молекулы, г — её радиус-вектор, t —
время)
При взаимодействии С т с ЛА на
элемент dS его пов сти действует сила,
равная Р,+ Рг а тепловой поток к dS ра
вей Е, - Ег, где Р„ Е, — суммарные импульс
и поток энер|ии налетающих молекул Р,, Ег—
реакция полного импульса и поток энергии
молекул, отраженных от dS В стационарном
случае на dS «выпуклого» ДА налетаюз
молекулы только из невозмущ областей
течения с известной (т н максвелловской)
ф цией распределения По в явном
виде вычисляются Р,, Et величины Pr, Et
выражаются через Р, Е, и коэффициента
аккомодации нормального (ап) и танген
циального (аг) импульсов и энергии (ар а£)
Если Р, Е„ ап ат txp, а£ известны,
то местные сипы и тепловые потоки определе
ны и аэродинамич хар ки находятся ките
1рированием по пов сти ЛА
На вогнутые участки пов Сти ЛА нале
тают также молекулы отражённые от нек
508 СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
рых частей пов-сти, с неизменной, удовлет
воряющей интегральному ур нию ф-цией
распределения [г, а потоки молекул с ф-цией
распределения fv могут частично экраниро
ваться Для аэродинамич расчёта ЛА слож
ной формы в С т применяется числ
метод стагистич испытаний Знание [г необ
ходимо также для расчета поля С т
Лат сч при ст Ра/реженных газов динамика
ВСРалкин
СВОБОДНЫЙ АЭРОСТАТ — иеуправляе
мый (как правило) аэростат, применяется
для изучения атмосферы, астрономия иссле
довании испытаний аппаратуры и снаряже
ния переноса и сброса боевых грузов,
спортивных, рекламных разведывательных
и др целей В зависимости от назначения
С а могут быть с экипажем и без экипажа,
совершать кратковрем или длит полеты
С в с экипажем имеют устройства, ре-
гулирующие скорость взлета и спуска, вы
соту полета и располагают возможностью
прекращения полета по желанию пилота
Аналогичные устройства имеют нек рые ви
ды беспилотных С а , наз автоматич аэро
статами (АА) Шары зонды, радиозонды,
беспилотные С а нек-рых видов, предназ
каченные для пиковых высотцых полетов,
таких устройств не имеют Пилотируемые
С а с открытой [ОндолоЙ, используе
мые для подъема на выс 7—12 км, наз
Схема свободного аэростата 1 — газовый Kianali
2—оботочка 3 — разрывное сстройство 4 -
катенарный подвесной пояс а—дождеотсекатети
6 — разрывная вожжа 7 — тросовый многоуголь
ник 8— гондола 9- молниеотвод, [0 — гоидоль
пая стропа 11 - ктапанная веревка 12 — ап
пенднкс, 13 — етропа подвески гондоты
субстратостатами, а пилотируемые (с герме
тичной гондолой) или беспилотные С а для
подъема на еще большие высоты в (грато-
сферу наз стратостатами
С а (см рис ) состоят из мягкой обо
дочки (или системы оболочек) наполняемой
подъемным газом, и гондолы (контейнера)
К оболочке пилотируемых С а подвеши
вается гондола, в к рой размешаются воз-
духоплаватели, аппаратура и балласт, к обо
лочке беспилотных С а — контейнеры с ап
паратурой и балластом и парашюты (см
Дрейфующий аэростат)
Оболочки большей части беспилотных и
пилотируемых С а , предназначенных для
неся целей в стратосфере, изготавливают-
ся из пленочных и ткане пленочных мате
риалов и рассчитаны на одноразовое приме
Ние Оболочки спортивных С а произво
дятся из спец тканей и рассчитаны на мно-
горазовое применение Многократно ислоль
зуются и парашютирующие оболочки АА
В качестве подъемного газа для боль
шинства АА и беспилотных С а иредназ
каченных для пиковых полетов использует-
ся водород АА поднимающие дороюсгоя
щую иссл аппаратуру, пилотируемые иссл
и рекордные С а обычно наполняют ге-
лием Или смесью гелия с водородом Спор
тивные С а наполняют водородом или тёп-
лым воздухом Оболочки беспилотных С а
выполняют открытыми (низу или замкнуты
ми, а оболочки Сае экипажем обыч
но делвют открытого типа В открытых
оболочках после их потного выполнения (см
Зона выполнения) подъемный газ про рас
ширении выходит через отверстие внизу обо
дочки или спец клапан Это умшьшает
массу аэростата В замкнутых оболочках
возникает внутр давление, под гейсгвием
к рого резиновые оболочки шаров зондов и
радиозондов растягиваются, увели |нваясь в
объеме в 60 — 300 раз и более, чго позво
ляет им подниматься на вьц до 45—48 км
У С а одноразового применения к ниж
узлу оболочки крепится стропа потвески
поднимаемого груза У спортивных с а и
у нек рых С а с экипажем (напр, (трато
статов) гондола с экипажем крепни я к
оболочке при помощи сети или сщтемы
строп Изменение высоты полёта па С а
с экипажем и АА с оболочками открытого
типа осуществляется сбрасыванием баллас
та или выпуском газа через клапан Учиты
вая направление и скорость ветра изме
няя высоту полета пилотируемых и управ
ляемых по радио (или по программе) С а ,
можно в известных пределах регулировать
направление и дальность их полета Указан
ные свойства С а позволяют рассматри
вать цх как ЛА с ограпич управлением
полётом по направлению
В ряде случаев полет высотных С а мцжст
проводиться по схеме «бумеранг» с возвра
щеннем в р н запуска Для этою аэростат
переводится в ветровой поток противополож
ного направления путем снижения или подъ
ема Полет С а может прекращаться вы
пуском газа через газовый клапан Спуск
гондолы с экипажем или перевозимого гРу
за возможен также путем отцепления обо-
лочки на высоте с последующим снижением
на особом парашюте При этом разгруж
оболочка взмывает кверху, достигает зоны
выполнения и разрушается Спуск аэростата
с оболочкой парашютирующего тица начи
нается после выпуска подъёмного газа через
клапан, после чего оболочка, наполняясь
воздухом, превращается в парашки
В зависимости от назначения суш. сгвуст
несколько конструкций С а Наибол-. L црос
тую конструкцию имеет шар зонд, со( юяший
только из резиновой замкнутой оболочки
Сложнее устроен радиозонд, поднимающий
на резиновой замкнутой оболочке (с нач
диам до 5 м) аппаратуру для замера
давления, темп-ры и влажности воздуха на
разл высотах, показания приборов автома
тически передаются по радио на пункт за
пуска
Спортивные аэрос|аты, наполняемые во-
дородом. имеют оболочку сферич формы из
прорезин ткани, к к рой при помощи кате
нарных поясов (см Катенария) или лап
крепятся стропы из стальных тросов илн
веревок, на к рых подвешивается гондола
В гондоле размещаются экипаж аппаратура
управления и радиосвязи, балласт в виде
песка или дроби Для выхода газа при
взлёте выше зоны выполнения и при разог-
реве газа в зоне равновесия внизу обо
лочки имеется отверстие с патрубком (т н
аппендикс) в вверху установлен клапан,
открываемый из гоцдоды Наполнение обо
лочки газом проводится через ниж аппен
дикс или особый аппендикс в верх части
оболочки Для удержания оболочки в процес
се газонаполнения имеются поясные стропы
Для смя! чения удара при спуске с гондо
лы свешивается длинный тяжелый канат —
гайдроп Для быстрого выпуска газа из обо-
лочки после приземления на ней имеется
разрывное устройство Спортивные аэроста-
ты, наполняемые теплым воздухом, имеют
оболочку, изготавливаемую из прочного тер
мостойкого материала К ниж части обо-
лочки на стропах крепится гондола для
экипажа и аппаратуры нагрева воздуха (см
7 епловои аэростат)
Оболочки С а могут иметь разл кон
струкцию в зависимости от назначения и
задаваемою профиля полета Для высотных
полетов с экипажем и высотных полетов
АА в осн применяются оболочки откры
того типа из малорастяжимых материалов
Подобною же типа оболочки применяются
для рекордных (по дальности и продол-
жительности) полетов с экипажем и для
длит полетов (дрейфов) АА с тяжёлой
исследовательской или спец аппаратурой
Для полетов на пост барометрич высоте
применяются замкнутые оболочки из мало
растяжимых материалов, имеющие сферич
форму
Ободочки замкнутого типа из малорастя
жимых материалов применяются в нек рых
случаях и для кратковрем (пиковых) по
летов с экипажем При длит и высотных
полетах АА с тяжёлой аппаратурой и при
полетах с экипажем в осн используются
оболочки открытого типа, имеющие т н
оптимальную (естественную) форму с мери-
диональным каркасированием вдоль стыка
полотнищ В выполненной части таких обо
лочек (там, где находится подъемный газ)
между усилит элементами образуются выпу-
чины с поперечными радиусами кривизны
в неск раз меньшими поперечных радиу
сов кривизны некаркасир оболочки В кар
касир оболочках продольные усилия вое
принимаются каркасом, а поперечные нагя
жения малы, что позволяет изготавливать
полотнища оболочки из легких синтетич
пленок толщ 12 — 60 мк (из полиэтилена,
майлара и др ) Для меридионального кар
касирования полотнищ используются ленты
из прочных материалов с небольшим удли
иением (вискозы, стекловолокна, нитей кев-
лара), воспринимающих осн усилия при
газонаполнении и в полёте Во Франции для
кратковрем (пиковых) полетов АА приме-
няются оболочки замкнутого типа, имеющие
форму гетроида Верх часть такой ободоч
ки образуется гранью, принимающей при
наполнении газом выпуклую форму К ниж
узлу тетроидной оболочки крепится под
весная система При достижении потолка
оболочка разрывается от внутр давления
а груз спускается на парашюте
Для запуска С а проводится комплекс
мероприятии, включающий подготовку места
и материальной части Сак полету, га
зоиаполнение, снаряжение и выпуск в воздух
Выпуск в воздух спортивных аэростатов
объемом до 3000 м3 (поднимающихся обыч
но иа выс не более 4000 м) производится
с открытых площадок при скорости ветра
не более 6-8 м/с При газонаполнении
спортивные аэростаты удерживаются стар-
товой командой за спец устройства (пояс-
ные), а перед вылетом — и за гондолу
Старт С а , поднимающихся на выс более
4000 м, затрудняется из за большой парус-
ности, усложняясь тем больше, чем больше
объем аэростата Для облегчения старта и
безопасности взлёта С а старт проводят
с использованием спец укрытий (здания,
заборы, овраги, каньоны) или применяя
особые устройства для удержания оболочки
в процессе газонаполнения и облегчения
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	509
запуска аэростата, что позволяет проводить
старт высотных аэростатов грузоподъём
ностью до неск т при скорости ветра до
10	12 м/с	Р В Пятьаиев
«СВОБОДЫ ВОЗДУХА» коммерческие
права,— права, предоставляемые авиа
трансп пр тиям (как правило, на основе
соглашений о возд сообщении между гос
вами) осуществлять перевозки пассажиров
грузов и почты
В междунар праве «С в » подразделя-
ются на неск видов первая и вторая —
право осуществлять транзитный полет без
посадки (первая «С в ») или с посадкой
в некоммерч целях (вторая «С в ») на
территории гос ва, предоставляющего это
право Эти «С в» носят вспомогат харак-
тер, обеспечивая перевозки в третьи страны
через гос ва, лежащие на маршруте полетов
Третья «С в» заключается в праве
высаживать на иностр территории пассажи-
ров и выгружать грузы и почту, взятые на
борт возд судна на территории гос-ва,
национальной принадлежностью к-рого
возд судно является, ч е т в ё р т а я «С в»—-
в праве принимать на иностр территории
пассажиров, направляющихся на террито
рию такого гос ва, а также адресуемые
туда же грузы и почту Эти «С в » обес-
печивают выполнение перевозок между стра
нами партнерами по соглашению и, как
правило, отдельно друг от друга не пре-
доставляются Пятая «С в» означает
право принимать на территории страны
партнера по соглашению пассажиров нап-
равляющихся на территорию третьего гос
ва, а также адресуемых туда же груз и
почту и право высаживать пассажиров и
выгружать груз и почту, следующие с любой
такой территории, в стране-партнере по сог
лашению Для реализации этого права
должны быть заключены соглашения также
и с этими странами Шестая «С в» —
право осуществлять перевозки пассажиров,
груза и почты между двумя иностр гос
вами через свою территорию седьмая —
право осуществлять перевозки пассажиров,
груза и почты между двумя ивостр гос
вами, минуя свою территорию восьмая —
каботаж перевозки между пунктами, распо-
лож иа территории одного и того же
иностр гос ва (предоставляется редко и
только по особому разрешению)
Первые пять «С в » были сформулиро
ваны в подписанных в Чикаго (США)
4 дек 1944 сопашениях «О международ
ном транзитном воздушном сообщении»,
«О международном воздушном транспорте»
Остальные «Св» сложились на практике
СССР не участвовал в чикагских соглаше
ниях, но использовал принятое деление ком
мерч прав на «С в » при заключении
двусторонних соглашений о возд сообще-
нии с др странами	В С Г разное
«СВЯТОГОР»—тяжелый самолет бомбар
дировщик конструкции В А Слесарева
Построен в 1914—15 на з де В А Лебедева
в Петрограде Трехстоечный биплан (рис
в табл V) с двумя двигателями (мощн
по 162 кВт) в фюзеляже, приводящими
два толкающих возд винта диам 6 м Сило-
вая конструкция из Дерева обтяжка крыльев
и фюзеляжа из полотна Общая площадь
крыльев 180 м2, размах верх крыла 36 м,
дл самолета 21 м Полётная масса 6500 кг
Расчетные харки скорость 1[4 км/ч, по-
толок 2500 м, продолжительность поле-
та 30 ч весовая отдача по топливу и пере-
возимой нагрузке ок 50% В 1916 начались
рулежки самолета Однако наземные испы-
тания и доводки затянулись из за отказа
пр ва оказать необходимую финансовую
поддержку трудностей в приобретении в
условиях воен времени двщателей нужной
мощности (~22О кВт) и т д В 1923,
через 2 года после смерти конструктора,
«С » был разобран
СДВИГ ВЕТРА — атмосферное возмуще
ние, при к ром скорость ветра резко меняет-
ся по значению или (и) направлению вдоль
траектории полёта ЛА (рис 1) Св чис
ленно определяют как отношение разности
составляющих скорости ветра в зем
ной системе координат в двух точках
траектории к разности координат этих то-
чек (обычно С в связывают с измене
нием горизонт составляющих ветра W
изменение скорости вертик потока
по выс полёта чаще наз градиент
ным изменением скорости потока) Различа
ют вертикальный С в (С в по выс
полёта)—изменение скорости ветра, отне
сенное к изменению AW высоты Н полета
(напр, AlVzxg/AW— сдвиг попутного или
встречного ветра по выс полета), и С в
по траектории полета — отношение прира
щения скорости ветра к изменению AZ. рас
стояния (напр , 1Ргй/АЕ)
Значит С в наблюдаются, как прави
ло в ниж слоях атмосферы (Н— 0—100 м,
рис 2) при прохождении грозовых и тер
мальных атм фронтов и чаще возникают
в р-нах со сложным рельефом местности
Наличие С в приводит к изменению воздуш-
ной скорости и угла атаки ЛА, что вызы-
вает изменение аэродинамических сил и мо-
ментов а в результате — к нежелат откло-
нению траектории полёта от заданной С в
усложняет взлёт и посадку ЛА (напр , при
значении вертик С в свыше 0 [5 с~1 при
заходе на посадку могут возникнуть опасные
скорости снижения самолёта) Повышение
безопасности полета при ручном управле
нии самолётом в этих условиях обеспечи
вается путем управления скоростью полета
Рис I Схема воздушных потоков при лрохожде
нии (розового облака 1 - направление воздцд
ного потока 2 — траектории посадки
Рис 2 Измеренные зависимости скорости tt7re
попутного илн встречного ветра от высоты
Участок а—а соответствует максимальному верти
кальиому сдвигу ветра МГ1К/А//=0 27 с_|
Г И Северин	Г А Седов
с помощью тяги двигателей (при посад
ке) и изменения градиента набора высоты
(на взлёте) Большое значение при Этом
имеет своеврем поступление информации о
наличии С в получаемой от бортовых или
наземных средств Оперативные и правиль
ные действия летчика позволяют обеспечить
безопасность полёта даже при сильных вер
тик С в (до AlFxg/A//=iO,2 с—'), однако
осн путь повышения безопасности полёта
ЛА в условиях С в — использование авто-
матич устройств в системе управления
А Г Обрубов
СДВИГОВОЕ ТЕЧЕНИЕ течение, в к ром
компонент вектора скорости жидкости, па
раллельный элементу обтекаемой пов сти,
имеет модуль, изменяющийся по нормали к
Этому элементу пов сти Из за указанных
свойств С т наз также течением с попе
речным сдвигом В С т слои жидкости,
параллельные элементу пов сти, скользят
друг над другом Классич примером С т
является т и течение Куэтта — движение
вязкой жидкости между двумя параллель
ными пластинами, одна из к рых покоится,
а другая движется с пост скоростью в
своей плоскости Течение в пограничном
слое в к ром компоненты вектора скорое
ти, параллельные обтекаемой пов сти, много
больше норм компонента часто также
наз С т
СЕВАСТОПОЛЬСКАЯ ОФИЦЕРСКАЯ
ШКОЛА АВИАЦИИ Сформирована в нояб
1910 для подготовки воен летчиков В мае
1912 перебазирована на более удобный
аэродром, расположенный к северу от Се-
вастополя за долиной р Кача В С о ш а
в 1910—17 обучение вели Д Г Андреади
К К Аругулов, М Н Ефимов, А Е Раев
ский, Б Л Цветков и др известные лет
чики Во время Гражд войны школа не
работала Её деятельность возобновилась
после разгрома и изгнания из Крыма войск
Врангеля (1920) В 1923 школе присвоено
имя секретаря Закавказского крайкома
РКП (б) А Ф Мясникова Мн воспитан-
ники школы проявили мужество и героизм
на фронтах Гражд войны (Ю А Ьрато
любое, В Ф Вишняков, Г С Сапожников
И К С пата рель и Др ) Среди выпускни-
ков школы (училища) св 290 Героев Сов
Союза, 14 летчиков и космонавтов удостое
ны этого звания дважды а А И Покрыш-
кин— трижды Здесь получили летную под
готовку ставшие впоследствии видными
авиац военачальниками Я И Алкснис, К А
Вершинин, П Ф Жигарев Я М Смушке-
вич и др С 1954 Качинское краснозна
мённое высшее воен авиац уч ше лётчиков
им А Ф Мясникова находится в Волго-
граде В 1959 оно преобразовано в Качин-
ское высш авиац уч ще им А Ф Мясни
кова
СЕВЕРИН Гай Ильич (р 1926)-сов
ученый и конструктор в области систем
жизнеобеспечения экипажей самолетов, вер
толетов и космич ЛА, безопасности поле
тов и эффективности ЛА, чл -корр АН СССР
510 СВОБОДЫ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(1990), Герой Соц Труда (1982) Окончил
МАИ (1949) В авиац пром сти с 1947 с
1958 преподает в МАИ (с 1976 проф )
В 1947—64— в ЛИИ, затем на машино
строит з де «Звезда» (с 1989 ген конст-
руктор) Исследовал биомеханику человека
в экстрем условиях полета, методы защи
ты от неблагоприятных факторов полета и
спасения экипажей и пассажиров в аварий-
ных ситуациях, динамику движения плохо
обтекаемых тел, способы повышения эффек-
тивности применения и живучести ЛА Ле-
нинская цр (1965), Гос пр СССР (1978)
Награжден 3 орденами Ленина, орденами
Октябрьской Революции, Трудового Красно-
го Знамени, медалями
СЕДОВ Григории Александрович (р 1917) —
сов летчик испытатель ген майор авиации
(1968), засл летчик испытатель СССР
(1959), Герой Сов Союза (1957) В Сов
Армии с 1938 Окончил летную школу
(1938) и Воен возд академию РККА им
проф Н Е Жуковского (1942 ныне ВВИА)
Работал в НИИ ВВС летчиком испытателем-
инженером (1942—50) и в ОКБ А И Ми
кояна ведущим летчиком испытателем и зам
гл конструктора по летным испытаниям
(1950—76) С 1976 зам ген конструктора
ОКБ им А И Микояна Провел испыта
ния самолетов МиГ 17, МиГ 19 (первого
сов серийного сверхзвук истребителя)
МиГ 21 Ленинская пр (1976), Гос пр СССР
(1952) Награжден 2 орденами Ленина,
орденом Октябрьской Революции, 2 ордена-
ми Красного Знамени, 2 орденами Отечеств
войны 1 й степ , 2 орденами Красной Звез
ды медалями
СЕДОВ Леонид Иванович (р 1907) —
сов ученый в области механики и гидро
механики, акад АН СССР (1953, чл корр
1946), Герой Соц Труда (1967) Окончил
МГУ (1930) В 1930—47 работал в ЦАГИ
в 1947—56— в ЦИАМ Одновременно с 1945
работал в Математич ин-те АН СССР
Осн труды по гидро и аэродинамике,
механике сплошных сред и теории подобия
(вопросы плоской гидродинамики несжимае
мой жидкости в теории крыла, гидродина-
мика тяжелой жидкости и теория волн)
Пред Науч совета АН СССР по проб
лемам гидродинамики (с 1965) Пр им С А
Чаплыгина АН СССР, пр им М В Ломо
носова (МГУ), Золотая медаль им А М Ля
пунова АН СССР Почетный чл ряда иностр
академий и обществ Гос пр СССР (1952)
Награжден 6 орденами Ленина 2 ордена
ми Трудового Красного Знамени, орденом
«Знак Почета», медалями
Соч Птоские задачи гидродинамики и аэро
динамики 3 изд М 1980 Механика сптош
нои среды 4 изд т 1—2 М 1983—84 Методы
подобия и размерности в механике 10 изд М
1987
СЕКСТАНТ (от лат sextans — шестой) —
угломерный оптич прибор на борту ЛА Для
измерений курсовых углов и высот небес
ных светил относительно плоскости искусств
горизонта, к-рая определяется с помощью
маятниковой вертикали (в ручных С ) или с
помощью гировертикалей, инерциальных сис-
тем навигации и курсовертикалей (в авто-
матич С , наз астропеленгаторами) По из
мерс ,цым угловым координатам светил
уточняются вычисленные координаты место
положения и курс ЛА Имеют огранич при
менение в качестве аварийного автономного
средства на самолётах предназначенных
для полётов над безориентириой местное
тью, при метеорологических условиях и
времени суток, позволяющих вести визуаль
ную пеленгацию естественных небесных
светил
СЕЛИХОВ Андрей Федорович (1928—91)
сов ученый в области прочности авиа
конструкций, чл корр АН СССР (1987)
После окончания МАИ (1951) работал в
ЦАГИ (с 1970 зам начальника) С 197]
на преподават работе в МФТИ (с 1980
зав кафедрой) С 1987 зам ген дирек
тора Межведомств науч техн комплекса
«Надёжность машин» Под рук С разра
ботаны н внедрены методики и системы
ресурсного проектирования самолётов и
вертолётов, обеспечения эксплуатац живу
чести авиаконструкций Автор трудов по
прочности, надежности, ресурсу и эксплуа
тац живучести ЛА Ленинская пр (1981),
Гос пр СССР (1976) Награжден орденами
Октябрьской Революции, Трудового Крас
ного Знамени, медалями
Соч Вероятностные методы в расчетах проч
ности само ieid VI 1987 (совм <_ В М Чижовым)
СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННАЯ АВИАЦИЯ —
структурное подразделение в системе
гражд авиации нашей страны, участвую
щее в сельскохозяйств произ ве посредством
оказания хозяйствам услуг в выполне
нии авиационно-химических работ, аэросе
ва трав, риса и др работ Впервые идею
применения ЛА для борьбы с вредителя
ми и болезнями с х культур высказал нем
лесничий А Циммерман (в 1912 получил
патент) Одиако только после 1 й мировой
войны были начаты исследования а затем
и практич работы по использованию авиа
ции для этих целей В СССР в 1922
создана Комиссия по применению возд
средств в борьбе с вредителями растений
В июле 1922 на Ходынском аэродроме в
Москве под рук проф В Ф Болдырева
при участии воен лётчика Н (1 г тьзина
был поставлен первый в СССР опыт авиац
опрыскивания Первый с х самолет был
построен в 1923 (см Сельскохозяйственный
летательный аппарат)
Характерные особенности эксплуатации
самолетов и вертолетов в с х ве — сезон-
ность работ а также частые взлеты и по
садки Наибольший объем работ С а при
ходится на апрель — июль
СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫЙ ЛЕТАТЕ-
ЛЬНЫЙ АППАРАТ — предназначается для
защиты с воздуха с х культур и леса
от вредителей, для борьбы с сорняками
предуборочного удаления листьев хлопчат
ника, внесения минер удобрений, аэросе
ва трав, риса и др работ На борту
ЛА устанавливается навесное или встроен
ное с х оборудование (спец ёмкость для
жидких и сыпучих материалов, к выпуск
ной горловине к-рой присоединяются навес
ные или встроенные агрегаты опыливателя
или опрыскивателя, управляемые из кабины
экипажа)
Загрузка удобрении в самшет Ан 2
Л И Седов
А Ф Сетихов
Н И ( е че и ко
В В Сенько
В СССР первый с -х самолёт был пост-
роен в 1923 В Н Хиони и назывался
«Конек Горбунок» (*Хиони» № 5) Позже
были созданы СХ 1	(1937, конструктор
А Г Бедункович), Ли 2 и Ан 2М (кон-
структор О К Антонов), с х варианты
самолётов По 2 (конструктор Н Н Поли-
карпов, см Поликарпова самолеты) и Як-12
(конструктор А С Яковлев) Наиболее
широкое распространение получили самолёт
По 2 применявшийся более четверти века в
с х ве и самолет Ан-2 (см рис ) ставший
осн типом самолета в подразделениях с-х
авиации
Применение с х вертолетов наиболее эф-
фективно в случае отсутствия подготовл
ВПП и при сложном рельефе местности
В качестве с х вертолетов используются
Ми 1, Ми 2, Ми 4 конструкции М Л Миля
и Ка-15, Ка-18, Ка 26 конструкции Н И Ка-
мова
СЕМЕЙ КО Николай Илларионович (1923—
45,—сов летчик, капитан, дважды Герой
Сов Союза (19 4 1945 и 29 6 1945, посмерт-
но) В Кр Армии с 1940 Окончил Вороши-
ловградскую воен авиац школу пилотов
(1942), курсы усовершенствования начсоста-
ва (1942) Участник Вел Отечеств войны В
ходе войны был лётчиком штурмовиком, ком
звена ком эскадрильи, штурманом штурмо-
вого авиаполка Совершил 227 боевых выле-
тов Погиб в бою Награжден орденом Лени-
на, 4 орденами Красного Знамени, орденами
Богдана Хмельницкого 3 й степ , Александра
Невского, Отечеств войны 1-й степ, меда-
лями Бронзовый бюст в г Славянске До-
нецкой обл
Лит Непран Н И Н И Семейко Донецк,
1974, Фурман Г Советский ас в ки Звезды
mi меркнет Ка шнинград 1982
СЕНЬКО Василий Васильевич (1921—84) —
сов воен штурман, полковник, дважды Ге-
рой Сов Союза (1943, 1945) В Сов Ар-
мии с 1940 Окончил воен авиац школу
(1941), ВВИА (1952) Участник Вел Оте-
честв войны В ходе войны был стрелком-
бомбардиром, штурманом экипажа, затем
звена авиаполка дальнего действия Север
шил 430 боевых вылетов на бомбометание
воен объектов в тылу противника После
войны на штурманских должностях и на
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими СЕНЬКО 511
педагогии, работе в воен.-уч. заведениях
ВВС- Награждён орденами Ленина, Красно-
го Знамени, Отечеств, войны l-й степ.
Красной Звезды, «За службу Родине в Во-
оружённых Силах СССР» 3-й степ., меда-
лями. Бронзовый бюст в с. Семёновна
Черниговской обл.
Лит.; Андрианов С, По дальним маршру-
там, в кн. Иду на таран, Волгоград, 1978:
Церковный Й Ф. Ш и га нов А Д, Юрь-
ев Б. Ф , Мастер бомбометания, в их кн : Ге-
роев подвиги бессмертны, 2 изд , Киев, ]982.
«СЕПЕКАТ» (SEPECAT, Societe Еигорёеппе
de Production de ] Avion E, С. A. T.)— зал.-
европ. консорциум, в состав к-рого входили
фирмы «Дасса-Бреге» и «Бритиш аэроспейс»
Образован в 1966 для разработки и серийно-
го пронз-ва истребителя-бомбардировщика
«Ягуар» (рис.). Первый полет самолёта со-
стоялся в 1968. Находится на вооружении
ВВС Франции и Великобритании. Осн дан-
ные самолёта Ягуар GRMkl: два ТРДДФ с
макс, тягой по 32,5 кН, дл. самолёта
16,83 м, выс, 4,89 м, размах крыла 8,69 м.
Ист ребит ел ь-бомбл р чиров щи ь	ар»
площадь крыла 24 м2, макс взлётная мас-
са 15,7 т, масса пустого самолёта 7 т, бое-
вая нагрузка ок. 4,7 т‘, макс, скорость
полёта 1700 км/ч, радиус действия 850—
920 км, потолок 14 000 м, экипаж 1 чел.;
вооружение—2 пушки (30 мм), бомбы.
УР. НАР. Для экспортных поставок раз-
работан вариант «Ягуар ннтернэшонал»
(1976) с более мощными двигателями (два
ТРДДФ тягой по 37,5 кН) Консорциум
завершил произ-во самолётов «Ягуар» в
1985 (всего выпущено 522 экз.).
СЕрВОКОМПЕНСАЦИЯ (от лат. servus —
раб, слуга и compensatio — возмещение,
уравновешивание)— уменьшение шарнир-
ного момента, действующего на орган уп-
равления (ОУ), за счёт аэродинамич сил,
создаваемых сравнительно небольшой вспо-
могат. пов-стью — сервоком пеисато-
ром (рис. 1), расположенным вдоль задней
кромки осн. ОУ, разновидность азродинами-
ческой компенсации. Отклонение этой пов-сти
иа нек-рый угол т, противоположный углу
отклонения 6 О У, позволяет создать за
осью вращения ОУ приращение аэродина-
мич_ силы, уменьшающей его шарнирный
момент. В зависимости От способа откло-
нения сервокомпенсатора относительно осн.
ОУ различают кинсматич. и пружинный
сервокомпенсаторы и триммер. С. может
применяться совм. с др. видами аэродина-
мич. компенсации.
Кинематический сервокомпен-
сатор (рис. 2) имеет такую кииематнч.
связь с неподвижной несущей пов-стью
Рнс. 4, Зависимость шарнирного момента Л?ш
органа управления от угла 6 его отклонения.
(крылом. Стабилизатором, килем), что при
отклонении ОУ на нек-рый угол 6 серво-
компенсатор отклоняется на пропорциональ-
ный ему угол т, значение к-рого опре-
деляется передаточным отношением т/б,
имеющим отрицат. знак. Выбор значения
передаточного отношения зависит от конст-
руктивных параметров несущей пов-сти, ОУ,
сервокомпенсатора, характерного значения
Маха числа М„ полета.
Пружинный сервокомпенсатор
(рис. 3) имеет жёсткую кинематнч. связь
с рычагом управления, а связь осн. ОУ с
этим рычагом осуществляется через уп-
ругий элемент (предварительно затянутые
пружины). При малых углах отклонения
ОУ (малых возмущениях), когда аэроди-
намич. силы, действующие на сервоком-
пенсатор, не превышают усилия затяжки,
упругий элемент можно рассматривать как
жёсткую связь, и сервокомпенсатор не от-
клоняется относительно ОУ. а шарнирный
момент пропорционален углу отклонения
ОУ (участок 0—А на рис. 4). Начиная
с нек-рого угла отклонения бои Оу, силы,
действующие на сервокомпенсатор, будут
превышать усилие предварит затяжки, и сер-
вокомпенсатор начнёт отклоняться в сторо-
ну, противоположную отклонению ОУ, в ре-
зультате чего на сервокомпенсаторе возни-
кает момент, уменьшающий шарнирный мо-
мент ОУ. При дальнейшем отклонении ОУ
на нек-ром угле 6Uh упругий элемент будет
сдеформирован полностью, и сервокомпен-
сатор отклонится относительно ОУ на макс.
Рис. 1. Схема сервоком-
пенсацнн: I - несущая
поверхность, 2 — орган
управления. 3 — серво-
компенсатор.
Рис. 2. Схема кинемати-
ческого сервокомпенса-
тора I — несущая по-
верхность, 2 — кинема-
тическая связь, 3 — сер-
вокомпенсатор, 4 — ор-
ган управления
Рнс. 3. Схема пружинно-
го сервокомпенсатора
I — несущая поверх-
ность, 2 — упругий эле-
мент; 3 — орган управ-
ления; 4 — сервокомпен-
сатор, 5 — жесткая ки-
нематическая связь
угол. При дальнейшем отклонении ОУ за-
висимость шарнирного момента от угла от-
клонения станет такой же (участок С —
D на рис. 4), как и без С, но его значе-
ние будет существенно меньше, чем оно бы-
ло бы в отсутствие компенсатора.
В Г Микеладзе
СЕРВОПРИВОД — вспомогат. устройство,
замкнутая следящая система управления, в
к-рой входной электрич сигнал малой мощ-
ности управляет выходным механич. пере-
мещением большой мощности по строго
пропорциональному закону. Усиление мощ-
ности достигается благодаря использованию
энергии, подводимой от внеш, источника
(напр., гидро-, -электро- нлн пневмосистемы).
С- используется для отслеживания сиг-
налов автоматич. систем управления ЛА
(САУ. СУУ и др.) Структура С должна
обеспечивать возможность определения
ошибки (разности между входным и выход-
ным сигналами), усиление сигнала ошибки и
осуществлять замыкание цепи обратной свя-
зью. Различают два осн. класса аналого-
вых С.— с позиционным управлением (за-
даётся положение, или позиция, регулируе-
мого элемента) и с управлением по ско-
рости (постоянной поддерживается скорость
перемещения регулируемого элемента).
С. в осн. являются относительно мало-
мощными исполнит, устройствами, к-рые
обычно устанавливаются во входной части
системы управления (между рычагами уп-
равления и рулевыми приводами) по парал-
лельной или последовательной схемам. С-,
отслеживающий сигнал автопилота, как пра-
вило. устанавливается в системе управле-
ния по параллельной схеме. В этом случае
одновременно (параллельно) с перемещени-
ем выходного звена С- перемешается и ры-
чаг управления. С., устанавливаемые по
такой схеме, получили назв. рулевой ма-
шинки. С развитием СУУ появилась необ-
ходимость отклонять органы управления, не
изменяя положения рычагов управления (см.,
напр.. Бустерное управление). За С. вы-
полняющими такую ф-цию, укоренилось
назв. раздвижная тяга.
В состав С. обычно входят рулевой аг-
регат, в к-ром осуществляется преобразо-
вание маломощного входного электрич. сиг-
нала в выходное механич. перемещение
512
«СЕПЕКАТ»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
большей мощности, датчики обратных свя
зей, блок управления, коррекции и кант
роля сигналов С , устройства включения и
отключения С
Начиная с кон 70-х гг наблюдается
тенденция к слиянию С с рулевым при-
водом в единый конструктивный блок Это
делается с целью улучшения динамич
хар к, точности, надежности, уменьшения
массы системы управления Такой привод
обычно иаз силовым сервоприводом
или рулевым приводом с электрн
чес ким входом Подобные приводы на
ходят широкое применение в электродис-
танционных системах управления
С являются ответств исполнит устройст-
вами электрич систем управления, от на-
дёжной работы к рых в значит мере зави
сит безопасность полета В связи с этим в
их конструкции предусматривается трёх-че-
тырёхкратиое резервирование В Я Бочаров
СЕРВОУПРАВЛ ЕННЕ — отклонение осн
органа управления ЛА с помощью аэроди
иамнч сил, возникающих на нем при откло
иении сравнительно небольшой рулевой пов
сти—серворуля Серворуль расположен
вдоль задней кромки органа управления н
имеет жесткую кинематич связь с рычагом
управления при этом орган управления
непосредственно не связан с рычагом уп-
равления (см рис ) Значение угла откло-
нения серворуля , необходимое для от
клонения органа управления иа определ
угол, при выбранных конструктивных пара
метрах зависит от шарнирных моментов,
действующих на орган управления и серво
руль Усилие на рычаге управления при С
определяется только шарнирным моментом
серворуля
СЕРГЕЕВ Андрей Васильевич (1893 —
1933)—сов военачальник, одни из органн
заторов и руководителей Рабоче-Крестьян-
ского Кр Возд Флота (РККВф) Окончил
курсы авнац мотористов н теоретич курсы
лётчиков при Петрогр политехи нн те
(1915), Севастопольскую авиационную шко-*
лу (1916), Воеи-воэд академию РККА
им проф Н Е Жуковского (1926, ныне
ВВИА)
С дек |917 по май |918 чл Всерос-
сийской коллегии по управлению Возд Фло
том, затем воен комиссар Гл управления
(ГУ) РККВФ, гл комиссар авиации Вост
фронта, иач полевого управления авиации
и воздухоплавания при полевом штабе
Реввоенсовета Республики После реоргани-
зации ГУ РККВФ нач штаба Возд Флота,
пом иач ГУВФ РККА по сухопутной авиа
ции (март 1920—февр 1921), нач ГУВФ
РККА (до окт 1922) После окончания
академий работал за границей В 1933 назна
чей иач трансп авиации СССР и зам
нач ГУГВФ при Совнаркоме СССР Погнб
в авнац катастрофе Награждён орденом
Красного Знамени
Соч Стратегия и тактика Красного воздуш
ного фзота М 1925
СЕРЕНСЕН Сергей Владимирович (1905—
77) — сов учёный, один из основателей оте
честв школы конструкц прочности в маши-
ностроении, акад АН УССР (1939, чл -корр
1936), почётный д р наук Высш техн школы
в Праге (1965) После окончания Киевского
индустриального (позднее политехи ) ин та
(1926) работал в Ии-те строит механики
АН УССР (в 1934—40—зам директора
и директор этого ни та) В 1942—67 нач
отдела прочности авиац двигателей в ЦИАМ
Предложил градиентную гипотезу подобия
усталостного повреждения, впервые обосно
вал принцип эргодичности для спектров на-
гружений перем нагрузками, разработал
деформац кннетич критерий оценки накоп
леиия повреждений при нерегулярном мало
цикловом нагружении Гос пр СССР (1949)
Награждён орденом Ленина, 3 орденами
Трудового Красного Знамени, орденом «Знак
Почета» медалями
СЕРИЙНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ—
многократно воспроизведенный образец ЛА
выпушенный заданной партией (серией)
Характеризуется одиоврем изготовлением
неск экземпляров, сборка к-рых осуществля
ется с использованием поточных линий, кон
вейеров, специализнр технол оборудования
Выпуск продолжается, как правило, в течение
продолжит времени При повторных за
пусках серии в произ во могут вноситься
Схема сервочправления
1 — основной орган \п
равзения 2 — кинематн
ческая связь 3 — р> те
вая поверхность (серво-
р\ ть)
изменения в технологию произ ва н в
конструкцию ЛА с целью снижения его
стоимости, улучшения лётно техн хар-к и
эксплуатац технологичности Для пред
стоящей эксплуатации ЛА предусматривают
ся мероприятия по подготовке летного соста-
ва, могут быть выпущены партии уч тре
нировочных машин Производств програм
ма серийных ЛА составляет от нескольких
десятков экз до нескольких десятков тыс
экз
СЕРТИФИКАТ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ
(франц certilicat, от ср век лат certifico —
удостоверяю)— документ, удостоверяющий
соответствие гражд ЛА определ типа тре-
бованиям действующих Норм летной год
ности (НЛГ) в пределах установленных
Структурная схема сертификации гражданских летательных аппаратов
А В Сергеев
С В Сервисен
условий (ограничений) эксплуатации С л г
выдаётся иа основании материалов (черте
жи, инструкции, результаты расчётов, стен-
довых и лётных испытаний и Др), под
тверждающнх соответствие ЛА даииого типа
НЛГ Наличие С л г дает право иа до
пуск гражд ЛА данного типа к эксплуа
тации
СЕРТИФИКАЦИЯ гражданских и
тательиых аппаратов — система конт
роля соответствия хар к ЛА, его двигате-
лей и оборудования Нормам летной год-
ности (НЛГ) С —- эффективное средство
обеспечения безопасности и лётных качеств
ЛА, способствующее сокращению объёмов и
сроков доводки и летных испытаний Систе
ма С предусматривает наличие иац НЛГ
Отечеств система С включает обеспече-
ние разработчиком выполнения требований
НЛГ при создании ЛА, двигателя и обо
рудовання и оценку их соответствия Нормам
на всех этапах создания ЛА, а также
контроль за сохранением летной годности в
Жтессе серийного произ ва и эксплуатации
В С ЛА во главе с Госавианадзо-
ром СССР участвовали разработчики ЛА,
двигателей и оборудования, НИИ пром сти
н гражд авиации, из к-рых головными
ин тами являлись Летно нсследоват ин-т
им М М Громова и Гос ни т гражд
авиации Осн положения системы С сфор-
мулированы в НЛГ и Правилах сертифи-
кации гражд возд судов (1976, 1989)
33 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - СамолйЕЕМИЛМНАЦИЯ 513
НЛГ и Правила определяют, что обяза
тельным условием для допуска ЛА к эксплуа
тации является соответствие его дейст-
вующим НЛГ, подтверждаемое сертифика
том летной годности и удостоверением о год
ности к полётам экземпляра ЛА данного
типа Устанавливаются обязат порядок и
процедуры проведения всех работ по оценке
соответствия ЛА Нормам В НЛГ и Пра-
вилах предусмотрены сертификация обору
дования и двигателей «до установки на
ЛА», сертификация ЛА
С проводится с начала проектирования
ЛА и включает широкий комплекс иссле-
довании и оценок на каждом из этапов со
здания объекта В С важную роль играет
разработка программы, в к рой должны
быть предусмотрены все виды работ, а также
необходимые средства (см рис )
Обеспечение соответствия ЛА требовани
ям НЛГ в оси решается на этапах проек-
тирования. постройки макета и постройки
ЛА На этих этапах, и в особенности на
этапе летных испытаний, производится оцен-
ка полноты и уровня реализации требо
ваний НЛГ в создаваемом ЛА На этапе
разработки эскизного проекта определяются
применимость действующих НЛГ к созда-
ваемому ЛА и методы оценки его соот
ветствия НЛГ формируется программа С
При дальнейшем проектировании и построй-
ке макета учитывается значит часть тре-
бований НЛГ На макете возможно доста
точно полно оценить кабины пилотов,
пасс салоны (включая аварийные вы
ходы, кресла и аварийно-спасат оборудо
ванне), багажно-грузовые отсеки, состав
и расположение бортового оборудования,
компоновку силовой установки и др
На этапе постройки ЛА в процессе ис-
пытаний, проводимых на натурных и полу-
натурных стендах, иа стенде тренажере, и
путём матем моделирования, а также лет-
ных испытаний на летающих лабораториях
отрабатываются функциональные системы
Ла — системы управления, электроснабже-
ния, навнгаЦ пилотажные комплексы, систе-
мы жизнеобеспечения Ведутся исследова
ния последствий отказов функциональных
систем, а также динамики полёта с участием
летного состава В стендовых условиях про
водятся детальные испытания конструкции
ЛА и его систем на соответствие тре
бованням НЛГ по прочности ЛА В это
же время должна осуществляться С дви-
гателей и оборудования по принципу «до
установки на ЛА» Согласно этому прин
ципу вге изделия, устанавливаемые на ЛА,
должны соответствовать общим для каж-
дой категории изделий НЛГ Так, С обо
рудования «до установки на ЛА» включает
оценку соответствия техн требованиям к
оборудованию иа основе лабораторных и
стендовых испытании В процессе испыта
иий дается оценка выполнения требований
к конструкции, работоспособности и хар-
кам оборудования при воздействии внеш
факторов (вибраций, темп ры, давления и
др), оговорённых в Нормах Испытания иа
стендах, тренажерах и летающих лабора
ториях позволяют обеспечить макс готов
иость ЛА к летным испытаниям Реали
зация программы С позволяет к началу
лётных испытаний завершить ок 60% сер
тифнкац оценок ЛА и значительно сокра-
тить сроки летных испытаний
Лётные испытания ЛА являются наиболее
ответственным и заключит этапом С Они да
ют возможность всесторонне проверить ЛА
и все его функциональные системы (вклю-
чая двигатели и оборудование) в условиях,
наиболее близких к реальной эксплуатации
Кол во требований НЛГ соответствие к рым
оценивается летными испытаниями состав-
ляет ок 40% Это, прежде всего, требо
вания к устойчивости и управляемости,
прочности, критическим (предельным) ре-
жимам полета, системам управления, си
ловой установке и навигац пилотажным
комплексам, а также к безопасности поле-
та при отказах функциональных систем и в
экстрем внеш условиях (обледенение низ
кие метеомннимумы для посадки и др )
Поскольку лётные испытания — один из
сложных этапов создания и С ЛА, оказы
вающий большое влияние на продолжитель
иость всего цикла создания ЛА, при форми-
ровании программ испытаний важную роль
играют такие методы и средства, к-рые
позволяют максимально интенсифицировать
испытания К ним относятся проведение
летных испытаний одновременно на неск
экземплярах ЛА с конкретными задачами
для каждого экземпляра применение ав
томатизир обработки материалов испытаний
в темпе полёта и др Действующие в оте-
честв практике положения предусматривают
заводские испытания и гос сертификац нс
пытания
Цель гос сертификац летных испыта-
ний — контрольная оценка и подтверждение
соответствия ЛА требованиям НЛГ Про-
грамма этих испытаний формируется с уче-
том объёма и результатов заводских испы-
таний Прн положительной оценке результа-
тов заводских и государственных испыта-
ний выдается сертификат лётной годности
на тип ЛА, дающий право начать экс-
плуатацию ЛА данного типа
М И Мазурский
СЕРЬЕЗНЫЙ ИНЦИДЕНТ — инцидент,
связанный с возникновением условий, харак
теризующихся значит повышением вероят
ности авиационного происшествия, для пре-
дотвращения к-рого требуется либо выпол
неиие экипажем (службами управления и
обеспечения полетов) сложных и (или)
экстренных действий, не применяемых в ус-
ловиях норм полета либо благоприятное
стечение обстоятельств
Для С и характерны след признаки
выход возд судна за пределы ожидаемых
условий эксплуатации, возникновение зиа
чит вредных воздействий на экипаж или пас
сажиров (дыма, паров едких в-в, токсичных
газов, повыш или поннж темп ры, давле-
ния и т и), значит ухудшение хар-к
устойчивости и управляемости, летных или
прочностных хар к. Значит снижение рабо-
тоспособности членов экипажа, значит по-
вышение психофизиологии нагрузки на эки
паж, возникновение реальной возможности
повреждения жизненно важных элементов
возд судна в результате пожара, нелока
лизованного разрушения двигателя транс
миссии и т п , разрушение или рассо-
единение элементов управления К С и от-
носятся также отклонения в функциониро
вании элементов авиац трансп системы, при
к рых указанные признаки не зафиксирова
ны, ио могли с высокой вероятностью
проявиться в др ожидаемых условиях
эксплуатации
«СЕССНА» — см «Цессна»
СЖИМАЕМАЯ ЖИДКОСТЬ — жидкость
плотность к-рои является переменной вели-
чиной и в общем случае зависит от темп
ры и давления Соотношение, связывающее
между собой давление р, темп ру Т и плот-
ность g (или уд объем) наз ур иием
состояния Для С ж (в отличие от не-
сжимаемой жидкости) скорость распростра-
нения малых возмущений имеет конечное
значение (равное скорости звука), с чем свя
заны многие особенности обтекания тел
потоком С ж
Наиболее простой моделью С ж являет
ся баротропиая среда плотность к рой есть
ф ция только давления, т е g =<p(pj
Если <f(p)=Cp", где Сип нек-рые
Г Ф Сивков
И И Сидорин
постоянные, то движение таких сред наз
политропическим, а величина 1/п—
показателем политропы Случай п—0 соот-
ветствует несжимаемой жидкости, а при п =
= 1 имеет место изотермич течение С ж,
плотность к рой не есть ф-ция только
одного давления, наз бароклинной
Наиболее распространённой моделью баро-
клинной жидкости является совершенный
газ, удовлетворяющий ур нию Кдапейрона
p=pRT, где R—газовая постоянная, и имею-
щий пост уд теплоёмкости при пост дав
лении ср и пост объёме cv Область её
Применимости ограничена относительно не-
большими темп-рами движущейся среды
(Г^ЮОО К) При больших сверхзвук ско
ростях полёта начинают проявляться реаль-
ного газа эффекты, и необходимо поль-
зоваться разл моделями несовершенного
газа
Движение баротропной жидкости описы-
вается неразрывности уравнением и коли
чества движения уравнением, а для опи
сания течения бароклинной жидкости на-
ряду с ними необходимо привлекать энергии
уравнение из за появления новой завнси
мой переменной — темп ры В А Башкин
СИАНЬСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗА-
ВОД — авиастроит пр-тие Китайской Нар
Республики Осн в 1958 С 1968 выпускал
копию сов самолёта Ту 16 (под обозначе
нием Н-6), с 1982— Ан-24 (Y-7) На з-де
разработан истребитель бомбардировщик
Н 7 (первый полёт предположительно в
1988) Выпускал также двигатели’ Вопен
8 (сов РД-3)
СибНИА — см Государственный союзный
сибирский научно-исследовательский ин-
ститут авиации им С А Чаплыгина
СИВКОВ Григорий Флегонтовнч (р 1921) —
сов летчик, ген -майор-инж (1975), дважды
Герой Сов Союза (1944, 1945) В Сов Ар
мин с 1939 Окончил воен авиац школу
(1940), ВВИА (1952) Участник Вел Оте-
честв войны В ходе войны был летчи
ком штурмовиком, ком звена, ком эскад
рильи, штурманом штурмового авиаполка
Совершил 247 боевых вылетов После окон-
чания ВВИА на преподават работе Награж
ден орденами Ленина, Октябрьской Револю
Пии, 3 орденами Красного Знамени, ррденом
Александра Невского, 2 орденами Отечеств
войны 1-й степ, орденом Красной Звезды,
медалями, а также иностр орденами Брон-
зовый бюст в дер Мартынове Пермской
обл
Соч I отовног гь номер один Ч 1971
СИГНАЛИЗАЦИЯ ВИУТРИКАБИННАЯ
система средств сигнализации, используе-
мых для оповещения членов экипажа ЛА
о приближении или достижении ограничений
(максимально допустимых значений пара-
метров). о режимах работы систем и аг
регатов ЛА, об их отказах, о выполне-
нии или невыполнении членом экипажа опре-
дел операций (алгоритма работы) и т п
Использование системы С в позволяет
514 СЕРЬЕЗНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
упростить контроль, т е отказаться от пе
риодич контроля параметров и перейти к
эпизодическому (только при подаче снгна
ла), а также обеспечить своевременное
включение членов экипажа в контур управ
ления Назначение С в—своевременно при
влечь внимание членов экипажа к возник
тему состоянию (происшедшему событию),
раскрыть смысл происшедшего события пу-
тем выдачи сигнальной информации в опре
дел последовательности, способствовать
орг ции действий членов экипажа необ
ходимых в данной ситуации Для своеврем
привлечения внимания членов экипажа к
возникшему состоянию используются сиг-
налы т и сильного привлекающего деист
вия звуковые разл тональности, тембра
и длительности, тактильные (осязатель
ные), сигналы светосигнализаторов в про
блесковом режиме
Входящие в состав системы средства
С в делятся на три вида визуальные
предназначенные для выдачи световых или
несветовых сигналов с помощью светосиг
нализаторов. электронных индикаторов, пе
реключателей со световой сигнализацией
(ламп кнопок), бленкеров, флажков (пла
иок) или шторок электромеханич индика-
торов, звуковые, используемые для выдачи
тональных сигналов (звонок, сирена) или
речевых сообщений, тактильные, предназна
ценные для передачи членам экипажа необ
холимой информации путём воздействия на
механорецепторы кожи и мышечно сустав
иые рецепторы
Сигналы, выдаваемые С в , подразде
ляютея на три категории аварийные, пре
дупреждающие и уведомляющие Осн кри-
териями для выбора категории сигнала яв
ляютея степень опасности возникшей ситуа
ции, а также отрезок времени Т , к рым
располагает член экипажа с момента появ
ления сигнальной информации о возникшей
ситуации до момента, когда ещё можно
предотвратить или Прекратить ее опасное
развитие
К аварийным относятся сигналы, характе
рнзующие возникновение ситуации, требую
шей немедленных действий со стороны
Экипажа, напр сигналы пожара, отказов си-
ловой установки и САУ, опасных отклоне
ний от параметров полёта
Предупреждающими являются сигналы,
к рые требуют немедленного привлечения
внимания, но не требуют быстрых дейст-
вий, напр сигналы отказов отд каналов
резервир систем, потери контроля ннформа
цнн (<нет резерва навигационного вычи
слителя». «давление масла мало», «вибрация
двигателя» и др )
К уведомляющим относятся сигналы, ука
зывающие на нормальную работу систем,
выполнение алгоритма работы членами
экипажа и т п
Аварийные сигналы указывают на прибли-
жение или достижение эксплуатац ограни-
чений по параметрам движения ЛА, к ним
относятся сигналы, для к-рых 7" ,<15 с
Для предупреждающих сигналов Тр> [5 с
Уведомляющие сигналы по 7" не регла-
ментируются
Для системы С в характерен рост чис
ла сигнализаторов и дублирование выдачи
сигналов разл средствами В связи с этим
осн требованиями к С в являются огра-
ничение числа одновременно выдаваемых
сигналов на рабочем месте члена экипа
жа, выдача их с учётом приоритета, а
также Группировка сигналов и использова
нне центр сигнальных огней или района
рующих табло Для этих же целей могут
использоваться экранные индикаторы
М И Юровицкии
СИДОРИН Иван Иванович (1888—1982)
сов ученый в области металловедения, проф
(1929), др техн наук (1958) засл дея
тель науки и техники РСФСР (1962) Ос
нователь кафедры металловедения в МВТУ
и руководитель отдела испытания авиац
материалов в ЦАГИ, на базе к рого в
1932 был организован ВИАМ По иннцна
тиве и под рук С в ВИАМ на неск де
сятилетий раньше, чем за рубежом, была
создана высокопрочная сталь Хроманснль
Гос пр СССР (1988, посмертно) Награж
дён орденами Ленина Трудового Красного
Знамени. Красной Звезды
Лит Сидорина НИИ Сидорин в кн
Советские инженеры М 1985
СИЕРВА Сьерва (Cierva) Хуан де ла
(1895— 1936} — исп авиаконструктор, соз
датель автожира После окончания в 1918
высшей школы дорожных инженеров в Мад
риде занимался разработкой и постройкой
самолётов Сформулировал осн принципы
авторотации несущего винта В 1919 пост
роил свой первый автожир С I, к рый не
удалось поднять в воздух, затем два других
(в 1921 н 1922) не обладавших устойчиво
стью 10 янв 1923 на автожире С 4 (рис
в табл XIV) с шарнирным креплением ло-
пастей был совершен первый непродолжит
полет, а 31 янв 1923— полет по замкнутому
25-км маршруту на выс ок 25 м Летал
и автожир С 5 с 3-лопастным винтом
Автожир С 6 демонстрировался в 1925
в Великобритании На автожире С 8L 9 сект
1928 С совершил перелёт из Лондона в Па
риж С 1928 жил в Великобритании, где еще
в 1925 основал фирму «Сперва отоджайро»
(Cierva Autogyro Со ), серийно выпускав
шую известные автожиры С 19 (1929),
С 30 (1934), в т ч его вариант с раскрут
кой несущего винта для вертик взлёта, и
С 40 (1938) Автожиры, конструкции С
строились по лицензии во Франции, Герма
нии. Японии и США Награжден золотой
авиац медалью ФАИ и медалью Гугген
Хеймов Погиб в авиакатастрофе После
1945 фирма С выпускала вертолёты, в 1951
поглощена фирмой «Сондерс Ро»
Лит Катышев Г И Создате ib автожира
Х>аи ла Сьерва М 1986
СИКОРСКИЙ Игорь Иванович (1889—
1972)— авиаконструктор и промышленник,
один из пионеров авиации в России
Родился в Киеве Учился в Петербургском
мор кадетском корпусе (1903—06), технич
школе Дювиньо де Ланно во Франции
(1906—07), Киевском политехи ин те
(1907 — 08), школе при аэродроме Жовиси
под Парижем (1909) В 1908—11 построил 2
вертолёта (нелетавшиХ) В 1910 построил
свой первый самолёт С I, силовая установка
к рого не обладала необходимой для взлёта
мощностью а в 1910—Ц—самолёты С 2.
С 3, С-4 С 5 на к-рых совершил [6 полетов
В 1911 получил диплом лётчика н тогда
же установил 4 всерос возд рекорда
(достиг выс 500 м, дальности полёта 85 км,
продолжительности полета 52 мин, скорости
125 км/ч) 14 марта 1912 С на С-6 со
вершил полёт с 5 пассажирами В 1912—
13 построил самолеты «Гранд», вскоре назв
«Русский витязь» (рис в табл V). и «Илья
Муромец» (рис в табл VI). положившие
начало созданию самолётов с многодвигат
установкой С апр 19j 2 С гл конструктор
Авиаотдела Акционерного об ва Рус Балт
з да В 1912- 14 КБ з да создало ок
20 опытных самолётов В сент 1912 иа
авиасоревноваииях в Петербурге С получил
1 й приз на С 6Б В 1918 С уехал за
границу, работал конструктором во Фран
ции, затем с 1919— в США, где в 1923
основал авиац фирму (см «Сикорский»)
До 1939 создал ок 15 типов самолетов
С (939 занимался созданием вертолётов
одновинтовой схемы, получивших широкое
распространение, в т ч S 51, S-55, S61.
X де ла Снерва	И И Сикорский
S-58, S 64, S 65 С первым начал строить
вертолёты с ГТД, вертолёты-амфибии с уби
рающимся шасси и «летающие краны»
На вертолётах С были впервые совершены
перелёты через Атлантический (S 61, 1967)
и Тихий (S 65, 1970) океаны (с дозаправ-
кой в воздухе) В память о С учреждён
междунар приз его имени, к-рый вру-
чается за создание лучших вертолётов
мира
Лит Катышев Г И Михеев В Р
Авиаконструктор И И Сикорский. М 1989
«СИКОРСКИЙ» (Sikorsky Aircraft)- вер
толетостроит фирма США Осн в 1923
И И Сикорским под назв «Сикорский
аэро энджнниринг» (Sikorsky Aero Enginee
ring Corp), c 1929—отделение концерна
«Юнайтед текнолоджне» (United Technolo-
gies Corp ) с указанным назв В 20 — 30 e гг
выпускала самолеты амфибии и летающие
лодки среди к рых наиболее известны
S-40 (первый полет в 1932), S 42 (1934),
VS 44А (1937) В 1929 начала исследо
вания по вертолётам Первый летающий вер
толет фирмы—VS 300 (1939, см рис в
табл XV) Во время 2 й мировой войны
создала легкий вертолёт R 4 (1942, первый
в мире выпускавшийся ^ерийно вертолёт,
построено 130) После воины начала выпус
кать многоцелевой вертолёт S 51 (1946,
построено 320), лёгкий трансп вертолёт
S 55 (1949, построено 1282) Наибольшей
серией выпускался многоцелевой вертолёт
Рис 1 Палубный вертолёт противолодочной обо-
роны SH 60В «Си хоук»
Рис 2 Адиииисграгив1[ЫН вертО1ет S 76
33*
«СИКОРСКИИ»
515
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл — Вертолёты фирмы «Сикорский»
Основные данные	Многоцелевые				«Летающий кран» CH 54В	Противо лодочный SH ЗН	Военно транс портный CH 53Е	Адмн н истратив ный S 76 Мк 11
	R 4	S 55	S 58	UH 60А				
Первый полёт, год	1942	1949	1954	1974	1969	1972	1974	1982
Число н тип дннгателей	1 ПД	1 ПД	1 ПД	2 ГТД	2 ГТД	2 ГТД	3 ГТД	2 ГТД
Мощность двигателя, кВт	138	596	1140	1150	3580	1040	3270	185
Диаметр несущего винта м	11,58	16.15	17,07	16,36	21,95	18 9	24,08	13.U
Число лопастей Длина вертолёта с вращающн	3	3	4	4	6	5	7	4
мися винтами, м Высота вертолёта с вращающн	14,7	19,1	20,1	19.76	26,97	22,2	30 19	16
мися винтами м	3,77	4 1	4,35	5,23	7,75	5.64	8 66	4.41
Ометаемая площадь, м1	105,3	205	230	210,05	378,1	280,5	455	! [6,77
Максимальная взлётная масса.т	1,15	3,58	5 72	9,18	19,05	9,53	33,3	4 67
Масса пустого вертолёта, т Максимальная перевозимая на грузка, т	0,92	2,29	3,53	4,82	8,73	—	15,07	2,54
в кабине	—	0.6	1 5	—		—	13,6	—
на внешней подвеске Крейсерская скорость полёта.	—	—	1 8	3,6	10	—	16,33	1,49
км/ч Статический потолок (без учёта	100	150	170	290	170	220	280	270
влияния земля), м Максимальная дальность поле	—	—	1200	1220	2100	2500	2895	3445
та. км	2|0	580	435	600	370	1005	2075	1110
Экипаж, чел	1	2	2	2-3	3	4	4	1-2
Число пассажиров	1	Ю	—	14	—	—	55	12
S 58 (1954, построено 1821, воен обозна
чение Н 34) Был разработан палубный вер-
толёт ПЛО S-6I (1959, обозначение в ВМС
США SH-3, см рис в табл ХХХП1) На
основе S 61 созданы пасс вертолёты S-61L
(i960) и S 6IN (1962), рассчитанные на
перевозку 28 пассажиров нли 4,9 т груза
На фирме разработан ряд тяжёлых трансп
вертолётов «летающий подъемный кран»
S 64 (1962, воен обозначение СН-54, см
рис в табл ХХХШ). S 65 (1964. воен
обозначение СН-53), на основе S-65—са-
мый тяжелый (на 80-е гг ) зарубежный
вертолёт CH 53Е с тремя ГТД и семило
пастным несущим винтом (1974, см рис в
табл XXXVI) В 1974 создан армейский
тактич многоцелевой трансп вертолёт S 70
(воен обозначение UH 60А «Блэк хоук»,
см рис в табл XXXVI) Его варианты
палубный вертолёт ПЛО SH-60B «Си хоук»
(1979, рнс 1). вертолет РЭБ ЕН-60 А
(1981). поисково спасат вертолет HH-60D
«Найт хоук» (1984) В 1977 создан легкий
адм вертолёт S 76 (рис 2) На его основе
разработан лёгкий боевой вертолёт Н 76
«Игл» $1985), способный нести до четырёх
ПТУР К 1990 фирма выпустила ок 7 тыс
вертолётов всех типов
На фирме построены эксперим вертоле
ты S-69 (1973. имеет жёсткий соосный не-
сущий вннт, создающий подъемную силу
только на наступающей лопасти, достиг
скорости 445 км/ч), S 72 (1976. для ис
пытаинй новых несущих систем) и S-75
(1984, с конструкцией нз композиц мате
риалов) Осн программы 80 х гг произ
во вертолётов UH 60А и СН-53Е и их ва
риантов, вертолетов S-76 Осн данные
нек рых вертолётов фирмы приведены в табл
В В Велиев
СИЛАЕВ Иван Степанович (р 1930) —
сов гос деятель. Герой Соц Труда (1975)
Окончил Казанский авиац нн т (1954)
Работал на Горьковском авиац з-де, пройдя
путь от мастера до директора з-да В 1974 —
80 зам министра, I й зам министра авиац
пром-сти В 1980—81 министр станкостроит
и инструментальной пром сти СССР В
1981—85 министр авиац пром-сти СССР
С 1985 зам пред СМ СССР, в 1990—91
пред СМ РСФСР Внёс большой вклад в
создание и освоение в серийном произ-ве
новых образцов авиац техники, внедрение
новых технол процессов, повышение ка
чества изделий, их ресурса и надежности в
эксплуатации Дел ВС СССР с 1981 Нар
деп СССР с 1989 Ленинская пр (1972)
Награждён 2 орденами Ленина, орденом Ок
тябрьской Революции, медалями
СИЛАНТЬЕВ Александр Петрович (р
1918)—сов военачальник, маршал авиации
(1976), Герой Сов Союза (1941) В Сов
Армии с 1938 Окончил Пермскую воен
авиац школу (1939), Сталинградское воен
авиац уч-ще (1940). Воен возд академию
(1950, ныне им Ю А Гагарина). Высш
Воен академию (1957, позже Воен академия
Генштаба Вооружённых Сил СССР) Участ-
ник Вел Отечеств войны В ходе войны
совершил 359 боевых вылетов, сбил 8 само-
лётов противника После войны зам нач .
нач управления Генштаба Вооруж Сил
СССР (1964—69), нач Гл штаба ВВС
(1969— 78). зам главнокоманд ВВС (1978 —
80) С 1980 в группе ген инспекторов МО
СССР Пред сов к-та ветеранов войны
(1988) Нар деп СССР (с 1989) Гос пр
СССР (1977) Награжден 2 орденами Лени
на, 3 орденами Красного Знамени. 2 орденами
Отечеств войны 1 й стел орденом Отечеств
войны 2-й степ . 2 орденами Красной Звезды,
орденом «За службу Родине в Вооружённых
Силах СССР* 3 й степ , медалями, а также
иностр орденами
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА (СУ) летатель-
ного аппарата — совокупность авиац
двигателя (двигателей), систем и устройств
ЛА, обеспечивающая создание необходимой
для полета тяги Состав СУ в осн зависит
от типа двигателя (см Двигатель авиа
ционный) и типа ЛА (винтовой или реак
тивный дозвуковой или сверхзвуковой, обыч
ного или вертик взлёта и посадки и т п )
СУ с ПД (см Винтомоторная установка)
применяются после 50 х гг ограниченно,
гл обр на самых легких ЛА В СУ са-
молётов с газотурбинными двигателями
(ГТД), широко применяемыми с 50—60 х гг .
могут входить след типовые системы и
устройства входное у с т р о й с т во, вклю-
чающее воздухозаборник, средства его регу
лирования, защитные устройства (противо
обледенительные. пылезащитные устройства,
шумоглушащие панели), выходное уст
р о й с т в о, включающее реактивное сопло,
шумоглушитель, реверсивное устройство,
гондола — обтекаемая оболочка в к рую
заключён двигатель с устройством для его
крепления и нек-рые системы СУ, воздуш
ный винт — осн движитель винтовых са
молётов, топливная система, включающая
топливные баки, насосы, арматуру, а также
подсистемы заправки (в т ч заправки
топливом в полете), аварийного слива топ-
лива, противообледенит , противоперегрузоч-
ную, дренажа и наддува баков, подачи в
баки нейтрального газа, масляная систе
ма — для смазки двигателя и охлаждения
масла, пусковая система—для автоматич
запуска двигателя на земле и в полёте,
система регулирования, служащая
для задания режима работы двигателя от
единого рычага в кабине экипажа (или от
автопилота), противопомпажной защиты
двигателя, управления др системами СУ,
система контроля работы СУ, состоящая из
датчиков, индикаторов, записывающих уст
ройств (бортовых накопителей) и т п ,
противопожарное оборудование,
включающее системы обнаружения и туше-
ния пожара в отсеках СУ. электроге-
нераторы и гидронасосы, необходи-
мые для функционирования систем ЛА,
устанавливаемые обычно на двигателе иа
коробке приводов агрегатов, система от-
бора сжатого воздуха из компрес
сора двигателя, система охлаждения
(вентиляции) в гондоле, включающая забор-
ники воздуха, каналы, теплообменники,
элементы их регулирования, вспомогатель-
ная силовая установка, состоящая нз не
большого вспомогат ГТД и систем, обес
печивающих его работу
Масса СУ с ТРД (ТРДД) и ТВД сос-
тавляет соответственно 1,2—1,6 и 1,9—2,2
массы двигателя Тяга, экономичность, а
также газодинамнч устойчивость и шум
СУ зависят от хар к входного и выход-
ного устройств и возд винта, к-рые долж
ны быть оптимально согласованы с ком-
поновкой и хар-ками ЛА и с двигателем
В свою очередь двигатель при работе с
этими устройствами должен обеспечивать
заданные лётно-техн хар ки при миним
шуме двигателя и эмиссии вредных веществ
В СУ сверхзвук самолёта применяются,
как правило, сверхзвук входное и выход
ное устройства, существенно влияющие на
хар-ки двигателя и внеш сопротивление
ЛА
СУ вертолётов, СВВП и СКВП отличают-
ся характерными особенностями На верто-
летах используются несущие винтовые систе-
мы (несущие винты) и рулевые винты,
имеющие спец системы их регулирования,
на СВВП (СКВП) осуществляется управле-
ние вектором тяги, применяются подъемные
двигатели и подъемно-маршевые двигатели,
могут устанавливаться турбовентиляторные
подъемные агрегаты, эжекторные усилители
ТЯгН
516 СИЛАЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Лит Авиационные силовые установки
Системы н устройства, 2 изд, М , 1976
В М Буль
СИЛОВОЙ НАБОР летательного ап-
парата — система стержневых ii балочных
элементов, установленных в соответствии с
конструктивно силовой схемой ЛА воспри-
нимает нагрузки и обеспечивает жёсткость
контура конструкции Различают продольный
и поперечный наборы К продоль-
ному С и, располагаемому вдоль оси
ЛА или его элементов, относятся лонжеро
ны, стрингеры бимсы, силовые панели и др
конструктивные элементы воспринимающие
продольные нагрузки К поперечному
С н, расположенному перпендикулярно к
оси ЛА или к оси продольных элементов,
относятся нервюры, шпангоуты и др элемен
ты конструкции, служащие для передачи
поперечных нагрузок и сохранения внеш
и внутр формы агрегата Для дополнит
повышения местной и общей жесткости
каркаса ЛА элементы С н в местах пере
сечения скрепляются между собой болтами,
заклепками сваркой и т п В высоко
нагруж конструкциях жёсткая обшивка
(оболочка), связанная с продольным и по
перечным наборами болтами, заклёпками и
т п , обеспечивает эффективную передачу
нагрузок и одновременно увеличивает об-
шую жёсткость каркаса ЛА Наличие трех
раздельно работающих конструктивных эле
ментов — продольного набора, поперечного
набора и обшивки — позволяет конструктору
гибко, в зависимости от превалирующих
нагрузок, выбирать разл соотношения жест-
костей и площадей элементов ЛА, обеспе
чиаая при этом миним массу конструкции
СИМОНОВ Михаил Петрович (р 1929) —
сов авиаконструктор Окончив в 1954
Казанский авиац ин т (КАИ), преподавал в
ием и возглавлял лабораторию В 1959 при
КАИ основал ОКБ спортивной авиации,
где был гл конструктором и одновременно
инструктором и летчиком буксировщиком
авиаспортклуба В ОКБ созданы планеры
КАИ 6, первые в СССР цельнометаллич
рекордные планеры КАИ II, КАИ-12, КАИ
14, КАИ-17, КАИ 19 н др В 1969-75 зам
гл конструктора на з дах МАП, затем гл
конструктор и первый зам ген конструк-
тора ОКБ им П О Сухого В 1979 —
83 зам министра авиац пром сти. с [983
геи конструктор ОКБ им П О Сухого
Принимал участие в создании сверхзвуково-
го фронтового бомбардировщика Су-24,
штурмовика Су 25 и их модификаций
Руководил постройкой	спортивно-пило
тажиого самолета Су 26, истребителя-пере-
хватчика Су-27 и их модификаций Ини
ииатор создания при, ОКБ юношеской пла
нериой школы Нар деп СССР с ]989
Ленинская пр (1976) Награжден орденом
Трудового Красного Знамени Портрет см
на стр 522
«СИН МЕЙБА» «Шин мейва» (Shin
Meiwa Industry Со , Ltd),— самолетостроиг
фирма Японии Образована в 1949 иа ба
зе известной в прошлом самолето и двига
телестроит фирмы «Каваниси» (Kawanishi
Kokuki КК), оси в 1928'и выпускавшей
гл обр воен самолёты, в т ч широко
применявшиеся во 2-й мировой войне раз-
ведыват летающие лодки Н6К с четырьмя
ПД (первый полет в 1936) и Н8К (1941,
см рнс в табл ХХП), истребители N1KI
(1942, поплавковый), N1K1-J (1941) и
NIK2-J (1943) Сначала «С м» выпуска
ла иеавиац продукцию, затем ремонтирова-
ла воен самолёты США и Японии, участ-
вовала в произ-ве самолёта ПЛО P2J
(вариант амер самолета Локхид P2V-7) и
япон пасс самолёта YS 11 Самостоятель
но разработала летающие лодки (СКВП)
PS I (1967, см рис в табл XXXV) для
И С Синев
X И Си кШТЬСВ
ПЛО и US I (1974) для поисково-спасат
операций Участвует в авиац программах
др япон фирм
«СИНГАПУР ЭРЛАЙНС» (Singapore Airli
nes, SlA) — авиакомпания Сингапура Осу
ществляет перевозки в страны Зап Евро
пы, Азии, Бл Восто
ка, а также в США,
Канаду и Австралию
Оси в 1972 В 1989
перевезла 6,6 мл и
пасс , пассажирообо
рот 30,46 млрд п
Авиац парк —39 са-
молетов
СИНОПТИЧЕСКИЕ ПРОЦЕССЫ (от греч
synoptikos — способный все обозреть)— атм
макромасштабные процессы С п являются
причиной режима погоды (состояния и ее
смены) на больших геогр пространствах
К С п относятся перемещение возд масс,
возникновение, перемещение и эволюция ат
мосферных фронтов, циклонов и антицикло-
нов Анализ физ закономерностей разви
тия С п в значит толще атмосферы
служит основой синоптич метода прогнозов
погоды, имеющих важное зиачёние для ме-
теорол обеспечения полетов Прогноз раз
вития С п предшествует прогнозу метеорол
элементов (погоды) Существующие методы
позволяют с удовлетворит точностью прог
позировать развитие С п в ср тропосфе-
ре над Сев полушарием иа срок 2—3 сут
СИНТЕТИЧЕСКОЕ ТО ПЛ И ВО — искусств
жидкое углеводородное топливо для двига
телей внутр сгорания, получаемое на базе
переработки твердых горючих ископаемых
(бурых и каменных углей, нефтяных слан
цев, битуминозных песков)
Большое развитие произ-во С т получило
в Германии во 2 ю мировую войну В 1942 —
44 общая выработка С т на базе твер-
дых горючих ископаемых в Германии соста
вила ок 5 млн т в год В СССР интеи
сивные исследования в области получения
С т относятся к 30—50-м гг После от-
крытия богатых нефтью месторождений
произ-во С т стало нерентабельным, и ин
терес к проблеме С т ослабел Иссле-
дования по получению С т вновь начались
в кои 70- нач 80 х гг Запасы твердых го
рючих ископаемых значительно превышают
запасы нефти, поэтому в перспективе С т
могут стать осн видами топлив для двига
телей внутр сгорания, в т ч воздушно-
реактивных
Выбор сырья для произ ва С т в разных
странах определяется запасами того или ино-
го вида горючих ископаемых, уровнем раз
вития техиолоти их переработки и экон
соображениями Технология произ ва С т
включает две осн стадии получение из
твердых горючих ископаемых «синтетич »
нефти с использованием процессов полукок
сования, деструктивной гидрогенизации, тер
мич растворения и др и ее переработку
с использованием традиц процессов нефте
химии Совр процессы произ-ва С т поз
воля ют получать продукты, по качеству
близкие к продуктам получаемым из нефти
В нач 80 х гг из продуктов переработ
ки угля и нефтяных сланцев в СССР и
США с применением процессов глубокого
гидрирования были получены опытные об
разцы реактивных топлив, отвечающие всем
требованиям совр стандартов Топлива ха-
рактеризовались повыш плотностью (объ-
емной теплотой сгорания) из за высокого
содержания в них миогоядерных нафтеновых
углеводородов При умеренной гидрогениза
ции в топли-ве повышается содержание аро
матич углеводородов (до 25 — 33% по мае
се) и азотистых соединении, ухудшаются
хар Ки горения и увеличивается эмиссия
токсичных оксидов азота
7ч? Хичичсскиг BtiutiiBa иэ \г)я пер с ием ,
Ч [ЯвО	Г И Ковалев,
СИНХРОНИЗАТОР (от греч synchronos —
одновременный) в авиационном
стрелковом оружии — механизм, обес-
печивающий возможность стрельбы из ави
ац пулеметов (пушек) через плоскость
вращения возд винта Синхронизация стре-
льбы и вращения винта предотвращает
попадание пули (снаряда) в лопасть винта
Впервые С нашли применение в период
1 й мировой войны До изобретения С для
стрельбы через круг, ометаемый винтом, на
его лопастях устанавливались отсекатели,
при попадании в к-рые пули рикошетиро-
вали в сторону (на этом терялось ок
25% боекомплекта)
СИСТЕМА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ (САПР) авнапнон
ной те х н н к и — организац техн система,
обеспечивающая автоматизацию проектиро-
вания ЛА, двигателя и др объектов ави-
ац техники через методнч , программное,
тех и , информац н организац обеспече
иие и соответствующую структуру проект-
ного пр тия Методическое обеспече-
ние состоит из методов матем моде-
лей и языков описания объектов, а также
нормативно техн документации по проекти
роваиию Программное обеспечение
включает пакеты прикладных программ,
сервисные программные средства и компо-
ненты матем обеспечения ЭВМ Техни-
ческое обеспечение составляют ЭВМ,
их периферийные устройства и др устройст-
ва вычислит и организац техники Ин-
формационное обеспечение образу
ют банки данных и системы управления
базами данных (информац справочные сис-
темы) К организационному обес
печению относятся положения, ииструк
ции, руководства и др документы, опре-
деляющие взаимодействие подразделений
проектного пр тия и отд лиц при раз
работке, внедрении и эксплуатации системы
САПР как сложная техн система соз-
даётся в соответствии с принципами вклю
чения, системного единства, развития, ком
плексиости, информац единства, совмести-
мости, инвариантности Принцип вклю-
чения предполагает, что требования к
САПР нек рого изделия (иапр, двигателя)
или подсистеме САПР определяются со сто-
роны САПР изделия более высокого у ров
ия (Иапр , самолета) или системы в целом
Принцип системного единства пре
дусматривает обеспечение связей между под-
система ми и компонентами САПР, совмес
тимость средств обеспечения и наличие под-
системы управления Принцип разви
тия требует функционирования САПР как
развивающейся открытой системы, в к-рой
предусмотрена возможность замены сущест-
вующих компонентов и включения новых
Принцип комплексности предусмат-
ривает связанность проектирования объекта
как целого и его элементов на всех ста-
диях разработки Принцип ниформа-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт cboiimiiQHCiTEMА	517
и ионного единства предполагает нс
пользование единой терминологии, способов
представления данных, условных обозначе
ннй нт Д, принятых соответствующими
нормативными документами отраслевого
значения Принцип совместимости
требует согласования языков, символов и
техн хар к средств связи между компо
нентами для обеспечения совм функцнони
рования всех подсистем и системы в целом
Принцип инвариантности преду
сматривает требования к построению компо
нентов, функционирование к рых непос
родственно не связано с конкретным объек
том проектирования, что способствует сни-
жению затрат прн разработке САПР
В зависимости от проектируемого объек
та САПР авиац техники распадается на
ряд автономных систем—САПР самолета
(вертолёта), двигателя и др САПР осу
ществляет проектирование объекта от пер
вичного описания на стадии техн предло-
жения до изготовления и стендовых нлн
лётных испытаний Структурно САПР вклю
чает функциональные (объектные) подсис-
темы, решающие целевую задачу, и подсис-
темы управления ходом разработки объек-
та Функциональные подсистемы САПР ре-
шают три осн задачи проектирование объ-
екта на этапе техн предложений (аван
проекта) н эскизного проектирования, кон-
струирование агрегатов, узлоа и деталей
изделий, технол подготовку произ-ва Функ
цнональные подсистемы обеспечивают также
автоматизацию эксперим исследований,
включая проектирование эксперим объек
тов, моделей и т п , и обработку полу-
чаемых при испытаниях данных Проектиро
ваиие объекта на стадии техи предложе
ннй осуществляется в САПР с помощью
подсистемы формирования его облика, к рая
позволяет проектировщику в режиме диало-
га с ЭВМ решать задачу автоматизации
проектирования ЛА или др объекта с ис
пользованием матем модели объекта, банка
возможных техн решений, а также опыта
и интуиции проектировщика Подсистема оп
тнмнзации параметров ЛА имеет структуру,
аналогичную структуре подсистемы форми-
рования облика, одиако использует более
точные и трудоёмкие методы, свойствен-
ные стадии эскизного проектирования Прин
цип развития САПР в подсистемах проек-
тирования находит отражение в виде моду-
льной структуры, когда каждый из прог
раммных блоков (модулей), составляющих
матем модель объекта, взаимозаменяем по
аходу — выходу с др блоками аналогично
го назначения, ио реализующими иной ме
тод решения задачи Модульность позво
ляет настраивать матем модель на решение
спецнфнч задачи Прн этом каждый из бло
ков имеет необходимую чувствительность
и точность в рассматриваемом диапазоне
изменения параметров и хар к Эффективным
методом использования САПР для фор
мировання облика ЛА и эскизного проек
тнрования является диалог с ЭВМ кол-
лектива проектировщиков Каждый из них
является специалистом в одной области
(аэродинамика, прочность н др ) или систе
мотсхннком Для выполнения такой работы
необходимы спец технические н програм
мные средства Подсистемы конструирова
ния в САПР тесно связаны с подсисте
мой технол проектирования (САПРТ), яв-
ляющейся одновременно частью автоматизи
рованной системы технологической подго-
товки производства Включение подсистем
технол проектирования в САПР позволяет
избежать затрат на изменение конструк
торской документации в процессе технол
подготовки произ ва
Подсистемы управления ходом разработ
ки (напр , Автоматизированная система ее
518 СИСТЕМА
сового контроля} не влияют непосредст
венно на значения параметров и хар ки
проектируемого объекта Они служат
средством, с помощью к-рого руководитель
проекта добивается намеченного техн уров
ня изделия Использование САПР позволяет
увеличить число рассматриваемых вариан
тов проекта, применить новейшие техн
решения на стадии тех и предложения, по
выснть скорость обмена информацией и ее
достоверность при взаимодействии подраз
делений проектного пр-тия На ранних ста
днях проектирования становится возможным
использование более точных и трудоёмких
методов путём автоматизации подготовки
исходных данных, получение эксперим дан-
ных на стадии эскизного проектирования
Всё это повышает качество выпускаемого
проекта Автоматизация конструирования
и технол подготовки произ ва позволяет
повысить качество конструкторской доку
ментацни и сократить сроки постройки опыт
ного изделия	Л М Шкодов
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВ-
ЛЕНИЯ ГТД — совокупность устройств, ав
тематически обеспечивающих выполнение с
требуемой точностью выбранных программ
управления газотурбинным двигателем ЛА
на установившихся и переходных режимах
его работы С а у ГТД выполняет
след осн функции 1) автоматич управ-
ление пуском двигателя с выходом на
режим малого газа при всех заданных
условиях эксплуатации, 2) быстрый и бе-
зопасный для двигателя переход на др
режимы работы прн управлении двигателем
или при резком изменении внеш условий,
3) поддержание заданного режима работы
двигателя или его изменение а соответст
вин с программами управления, 4) исклю-
чение выхода двигателя на опасные режи-
мы работы, на к-рых недопустимо снижают
ся запасы прочности деталей нлн же на
рушается устойчивость процессов в компрес
соре, камере сгорания, форсажной камере
или входном устройстве При этом регу
лнруются след параметры, характеризую-
щие режимы работы двигателя частота вра
щеиия ротора турбокомпрессора, темп-ра
газов. Степень повышения давления в комп-
рессоре, степень понижения давления в тур
бине, скольжение роторов турбокомпрес-
соров и др
С а у ГТД могут быть класснфнци
рованы по таким признакам по числу кон-
туров управления (одно-, многоконтур-
ные), по виду управляющего воздействия
(непрерывные, дискретные), по виду исполь-
зуемой энергии (гидромеханич , пневматич ,
электрич и комбинированные) По способу
объединения разл типов регуляторов С а у
ГТД могут быть гндроэлектронные,
в к рых все осн ф-ции регулирования
производятся с помощью гидромеханич
счётно-решающих устройств, и только для
выполнения нек-рых ф ций (ограничение
темп-ры газа, частоты вращения ротора
турбокомпрессора и др ) используются эле
ктронные регуляторы, супервиэорные. в
к рых электронные регуляторы используют-
ся для коррекции в огранич области
работы гидромеханич регулятороа, непос
редственно воздействующих на исполнит
органы, электронно гидравличе
скне, в к рых осн ф ции регулирова-
ния осуществляются с помощью электрон-
ных устройств (аналоговых нли цифровых),
а отд ф-ции — с помощью гидромеханич н
пневматич регуляторов, полностью элект
ровные системы, в к-рых все ф ции
регулирования выполняются средствами
электронной техники, а исполнит органы
могут быть гидромеханич или пневматиче
скими
Электронная часть типовой электронно-
[ндравлнч системы регулирования ТРДД
содержит каналы ограничения макс частоты
вращения вентилятора, ограничения темп-ры
газа за турбиной, управления направляю
щимн аппаратами вентилятора, селектор
сигналов минимального уровня и преобра-
зователь выходного сигнала селектора в сиг
нал с широтно-импульсной модуляцией
Гидромеханич часть системы содержит
регулятор частоты вращения компрес
сора с центробежным тахометром, селектор,
усилитель с эл -магн клапаном, автомат
приемистости, ограничитель максим давле
ния воздуха за компрессором, автомат
запуска
Согласование каналов управления, воз-
действующих иа изменение подачи топ
лива в осн камеру сгорания, осуществляет-
ся с помощью селектирующих устройств
электронного и гидромеханич регуляторов
Система автоматич управления ТРДД с
форсажом дополнительно включает систему
регулирования подачи топлива в форсаж-
ную камеру сгорания и систему управле
ния площадью критич сечения реактивного
сопла См также Регулирование двигателя
Лит Шевяков А А, Автоматика авиа
ционных и ракетных силовых установок 3 нзд
М. 1970, Черкасов Б А Автоматика и ре
гулирование воздушно реактивных двигателей, 2
изд М , 1974, Гаевскни С А, Морозов Ф Н,
Тихомиров Ю П Автоматика авиационных
газотурбинных силовых установок М, 1980
В И Салюк
СИСТЕМА ЕДИНОГО ВРЕМЕНИ (СЕВ)
бортовая — служит для формирования и
хранения шкалы времени на борту ЛА, син-
хронизации её с единой шкалой времени по
сигналам радиостанций Гос службы време-
ни н частоты нлн через спутниковую
навигационную систему н выдачи потре
бнтелям (системам бортового оборудования
ЛА) сигналов точного времени Суммарная
ср квадратичная погрешность хранения бор
товон шкалы времени совр СЕВ не пре-
вышает 1 мкс за I ч автономной работы,
а ср квадратичное отклонение относит
погрешности выходной частоты прн пост
темп-ре не более 2-I0-11
С помощью СЕВ решаются задачи общего
и спец самолётовождения, навигации, напр
обеспечения высокой степени Синхрониза-
ции прн полёте строем и встрече в воз
духе неск ЛА, прн пассивном дальномер-
ном режиме работы радиотехн систем нави
га ции аппаратуры ЛА и наземной стан-
ции, в процессе проведения лётных нспы
таннй прецизионных систем навигации в по
садки при передаче информации от нспы
тываемой системы и эталонных средств
СИСТЕМА ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ
(СЖО)— комплекс техн средств (уст-
ройств, агрегатов и запасов в-в), обеспе
чнвающцх необходимые условия жизнедея-
тельности экипажа и пассажиров ЛА в
течение асего полёта Поскольку организм че-
ловека сохраняет жизнедеятельность лишь
в пределах небольших отклонений от нор-
мальных наземных условий, то функция
СЖО заключается в создании на любой
высоте полёта ЛА для экипажа и пасса-
жиров условии жизнедеятельности и функ-
ционирования, близких к имеющимся на
земле
В задачу СЖО аходит поддержание в
кабинах требуемых значений давления, ско
рости изменения давления, темп-ры, влаж
ности, скорости движения и расхода воз-
духа, парциального давления кислорода, уг-
лекислого и др газов, очистка воздуха от
вредных прнмесёй, защита экипажа н пас-
сажиров от вредного воздействия шума,
солнечной радиации и др Эти задачи ре-
шаются с помощью ряда частных систем
(подсистем) всего комплекса СЖО, обес-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
воздух о 2
17 I
181
19 I
Холодным “ |
воздух О о.
I	I-	5
<—> г
печивающих соответствующие стороны жиз
недеятельности организма (газообмен, теп-
лообмен) и условия для поддержания необ-
ходимой работоспособности
СЖО могут быть коллективными (СЖО
многоместных кабин экипажа, салонов пасс
самолётов) и индивидуальными (СЖО от
деляемых капсул, кабин одноместных ЛА.
см рис ) Одним из эффективных способов
обеспечения работоспособности экипажей
ЛА и необходимых жизненных условий
для пассажиров гражд самолётов являет-
ся применение гермокабин с системами
кондиционирования воздуха (СКВ)
Давление воздуха в кабинах пасс и трансп
самолётов должно поддерживаться не ниже
74,5 кПа При этом предупреждается раз
витие высотной декомпрессионной болезни
(см Декомпрессия) н выраженной кисло-
родной недостаточности В кабинах боевых
самолетов с продолжительностью полёта до
2 ч допускается миним давление ок 36 кПа.
а при длительности более 2 ч —46,5—41.3
кПа Такие параметры давления и времени
его выдерживания достаточны для профи-
лактики высотной декомпрессионной болез-
ни. ио требуют дополнит кислородного обес
печения экипажа Из за низкой способности
организма человека быстро выравнивать дав-
ление в полузамкнутых полостях (гл обр в
полостях среднего уха и придаточных пазух
носа) с изменяющимся внеш давлением
существуют ограничения скорости повыше
ния давления в кабине до 660 Па/с и ско-
рости снижения до 1330 Па/с (при пере-
возке пассажиров эти параметры составляют
соответственно 24 и 33 Па/с) Для нсклю
чения попадания вредных примесей из окру-
жающей среды в кабину в ней всегда
поддерживается небольшое избыточное дав
ление
В кабинах ЛА должна устанавливаться
темп-ра 20—25 °C через 10—20 мин полета
На иепродолжит время (Ю—20 мин) допу
скается понижение темп ры в кабине до 5 °C
и повышение до 45 “С Перепад темп ры
воздуха в области головы и ног не дол
жеи превышать 5 °C Для улучшений гигие
иич условий в кабине предусматриваются
индивидуальные воз душ но-душ ирующие
устройства и вентиляторы, с помощью к рых
можно регулировать интенсивность подачи
н направление потока вентилян воздуха иа
лицо и туловище Кроме того, для созда
ния комфортных условий используются под
системы кондицноннрования воздуха спец
снаряжения экипажа, к рые обеспечивают
темп-ру подаваемого воздуха в пределах
10—80 °C при его расходе от 250 до 450
л/мин Скорость движения воздуха в ка
биие на рабочих местах экипажа не должна
превышать 1.5 м/с. а в местах разме
щеиия пассажиров—0.5 м/с Необходимый
Схема системы жизнеобеспечения летчика
I исполнительная заслонка регулятора тем
пературы воздуха 2 — фильтр воздуха 3
автомат давления противоперегрузочно)о ко
стюма 4 — линия вентиляции защитного сна
ряжения 5 объединенный разъём коммуии
каций, 6 — самолётное переговорное устрой
16 ство, 7 — заслонка крана Витания кабины,
8 — теплозвукоизоляиия ка
бины, 9 -• выпускной клапан
10 - автомат регулирования
давления воздуха в кабине,
I I — коллектор подачи воз
духа 12 — осгекление (фо
нарь) кабины 13 — кран ли
таиия кабины 14 — задат-
чик температуры, 15 — ка
тапультное кресло lb — ре
гулятор температуры возду
ха 17 - вентиль 18 ре
дуктор 19 — КИСлОрОДпЫН
прибор
температурный режим в кабинах ЛА наря-
ду с охлаждением и нагревом воздуха
с помощью СКВ обеспечивается также
применением теплоизоляции стенок кабины
В зависимости от назначения, скорости и
высоты полета для кабин ЛА применяют
разл способы тепловой защиты (см Тепло-
изоляционные материалы)
Относит влажность воздуха в кабинах
ЛА при полётах до 4 ч строго ие регла-
ментируется В более длит полётах опти-
мальное значение влажности воздуха сос
тавляет 40—60% В целях улучшения микро-
климата кабин ЛА разрабатываются уст-
ройства для увлажнения и ионизации воз
духа
Системы наддува и кондиционирования
воздуха кабины используются также для
удаления продуктов жизнедеятельности и
вредных примесей Парциальное давление
углекислого газа в кабине ЛА не должно
быть более 0.26—0,93 кПа. концентрация
оксида углерода —0.02 мг/л. паров топли
ва —0.3 мг/л, продуктов термин разложе-
ния минеральных масел - 0.005 мг/л Эф-
фективное удаление вредных примесей из
воздуха обеспечивается прн кратности обме
на воздуха в течение I ч не менее 5 в кабине
экипажа и не менее 20 в пасс са
лоне
Защита экипажа и пассажиров от внеш
шума осуществляется с помощью звукоизо
ляции стенок кабины Для поглощения вну-
трнкабинного шума, создаваемого гл обр
движущимся по трубопроводам вентиляц
воздухом, применяются глушители Уровень
шумов в кабине ЛА не должен превы-
шать значений, устанавливаемых Нормами
шума Обычно допустимые уровни акустич
шумов регламентируются медико-техн тре-
бованиями на конкретный ЛА и исполь-
зуемое экипажем защитное снаряжение
ОтД элементы СЖО и ее подсистем
(кабина, кресло, снаряжение и т д) слу-
жат также для защиты экипажа и пассажи-
ров от вибраций Для дополнит питания
кислородом экипажа и пассажиров приме-
няется кислородное оборудование
Для защиты членов экипажа ЛА от воз
действия неблагоприятных факторов наряду
с бортоаымн системами применяется носимое
защитное снаряжение, напр высотно ком
пенсирующие и противоперегрузочные кос
тюмы, защитные и герметичные шлемы,
скафандры нт д (см Высотное снаряже-
ние)
Необходимость в техн средствах обеспе-
чения жизнедеятельности экипажа сущест
веино возрастает с увеличением продолжи
тельности полета В длительных (многоча
совых) полетах наряду с нерегенеративными
подсистемами СЖО, предусматривающими
наличие бортовых запасов кислорода, воз
духа, воды нт д, применяют подсис-
темы, основанные иа регенерации этих в-в
иа борту ЛА в полете
Ю А Нагаев И Н Черняков
СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
ВОЗДУХА (СКВ) в летательном ап-
парате— совокупность техн средств для
создания н поддержания в наземных усло-
виях и во время полёта параметров возд
среды, обеспечивающих благоприятные ус-
ловия для жизнедеятельности экипажа н
пассажиров, работы бортоаого оборудова-
ния СКВ обеспечивает приготовление, пере-
мещение. распределение воздуха, а также
контроль, управление и автоматич регули-
рование параметров возд среды В совр
виде СКВ на ЛА начали широко приме-
няться с нач 50-х гг Параметры возд
среды (темп-ра. давление, относит влаж-
ность. чистота, состав, скорость движения)
задаются физиологе гнгиенич или технол
требованиями и обеспечиваются наддувом н
вентиляцией кабины экипажа, пасс салонов,
приборных и бытовых отсеков воздухом
В качестве источников воздуха исполь-
зуются компрессоры силовой установки либо
кабинные нагнетатели с приводом от элект-
родвигателей или вспомогат силовой уста-
новки Уровень темп-ры. до к-рой охлаж-
дается воздух в теплообменных агрегатах,
зависит от типа, назначения, режима полёта
ЛА. темп-ры воздуха у земли (см Система
жизнеобеспечения) В СКВ наиболее часто
используются разл комбинации методов ох-
лаждения воздуха передача теплоты атм.
воздуху или более холодной жидкости (напр ,
топливу) в теплообменнике, расширение
сжатого воздуха в турбохолодильнике, пере-
дача теплоты испаряющемуся хладагенту в
холодильных установках замкнутого типа
Кондиционир воздух отводит из гермокаби-
ны и техн отсеков избытки теплоты и про-
дукты жизнедеятельности
В состав бортовой СКВ обычно входят
тепло и массообменные агрегаты (тепло-
обменники. турбохолоднльники, осушители,
увлажнители нт п ) аппаратура управ-
ления и автоматич регулирования (датчи-
ки. преобразователи, коммутаторы, блоки
управления, запорные, регулирующие краны,
заслонки), система распределения воздуха
(трубопроводы, короба, клапаны), аппара-
тура контроля работы СКВ и сигнализа-
ции отказов (датчики, преобразователи),
вспомогат оборудование (озонаторы, глу
шители, вентиляторы поглотители, фильтры
и т д )
Надёжная и устойчивая работа СКВ
обеспечивается дублированием ряда агрега-
тов. в частности в системе регулирования
давления, и высокой степенью автоматиза-
ции управления системы Для повышения
экономичности СКВ используется рециркуля-
ция воздуха Доля рециркуляц воздуха
может изменяться (в зависимости от типа
и назначения ЛА) от 0 в СКВ откры-
того до I в СКВ замкнутого типа В СКВ
замкнутого типа воздух в гермокабину по-
даётся лишь для компенсации утечек, пар
анальное давление кислорода поддержи-
вается в необходимых пределах подачей его
от баллонов нлн газификаторов
И А Копчиков
СИСТЕМА ОТОБРАЖЕНИЯ ИНФОРМА-
ЦИИ (СОИ) иа летательном аппара
те — совокупность приборов, индикаторов,
сигнализаторов, устанавливаемых на рабо-
чих местах членов экипажа ЛА в соот-
ветствии с определ правилами, предназна-
чается для выдачи информации членам эки-
пажа о состоянии ЛА, его положении в
пространстве, о работе силовой установки
и бортового оборудования СОИ — важная
часть эргатич системы «Экипаж—ЛА —
среда» (см Эргономика авиационная), без
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим

519
к-рой невозможно функционирование этой
системы.
Осн. хар-ки СОИ — состав (число и вид)
входящих в неё средств и их компонов-
ка иа рабочем месте экипажа. Состав СОИ
определяется назначением ЛА, составом
экипажа и его размещением в кабине,
составом бортового оборудования. В СОИ
входят: средства индикации пилотажно-
навиган. параметров, параметров силовой
установки, параметров систем ЛА (гндрав-
лич., энергоснабжения, кондиционирования
н др-), а также параметров спец, сис-
тем (прицельных, управления оружием,
разведки); система сигнализации внутрика-
бинной. СОИ, в состав к-рых входят ин-
дикаторы, выдающие обобщённую информа-
цию, наз. интегральными.
Для повышения быстроты и точности
восприятия членами экипажа поступающей
информации при проектировании СОИ вы-
полняют осн, эргономнч. требования. В
частности, обеспечиваются: макс, ограниче-
ние объёма одновременно выдаваемой чле-
нам экипажа информации (с сохранением
резерва пропускной ннформац. способности
для решения дополнит, задач); концентра-
ция и централизация выдачи информации
в пределах площади приборной доски;
наглядность выдаваемой информации, об-
легчающая быстрое и правильное её вос-
приятие и переработку; выдача информации
в обработанном и обобщённом виде, ис-
ключающем необходимость экипажу выпол-
нять вычислит, и логич. операции, обоб-
щать разрозненные данные, запоминать пре-
дельно допустимые значения параметров и
т. п.; рациональное оформление лицевой
части индикаторов и сигнализаторов с ис-
пользованием мнемосхем, кодирования эле-
ментов с помощью формы, цвета, размеров,
размещения; исключение при использовании
СОИ частой лереадаптацни и лереаккомо-
дации глаз членов экипажа.
СОИ представляют собой многоуровневые
системы, относящиеся к классу больших
систем. На тяжёлых самолётах в их со-
став входят до 300 сигнализаторов (включая
речевые) и до 100 индикаторов (в осн.
электромеханич.), значит, число к-рых явля-
ются комбинированными. Др. особенность
совр. СОИ —«сращивание» их с системами
управления посредством встраивания инди-
каторов в пульты управления, использова-
ния мнемосхем и сигнальных ламп-кнопок.
Т. к. объём информации, выдаваемой СОИ
членам экипажа ЛА (особенно лётчикам
и бортинженерам), н число средств ото-
бражения информации на их рабочих местах
непрерывно возрастают, то развитие СОИ
идёт по пути всё большего использова-
ния экранных индикаторов- Обобщёнными
хар-ками качества СОИ являются время н
точность восприятия членами экипажа вы-
даваемой информации. М И Юровицкий.
СИСТЕМА СБОРА ПОЛЕТНОЙ ИНФОР-
МАЦИИ на л е т а те л ь и о м аппарате —
устанавливается для регистрации парамет-
ров полёта, работы силовых установок,
систем управления, энергопитания, жизне-
обеспечения и т. п., работоспособность к-рых
влияет на успешное проведение полёта, а
также переговоров экипажа. Получаемая
информация обрабатывается непосредствен-
но иа борту ЛА в полёте или на земле после
завершения полёта. Полученные результаты
используются для контроля (технической
диагностики н прогнозирования) техн, сос-
тояния систем; для оценки правильности
и полноты выполнения экипажем наставле-
ний и руководств по лётной эксплуатации;
для определения причин лётных проис-
шествий при их расследовании; для накоп-
ления статистич. информации по лётной
эксплуатации ЛА и уточнения нормативно-
520 СИСТЕМА
техн, документации С, с. п и. состоит
из теки, устройств, обеспечивающих полу-
чение необходимых сигналов от контроли-
руемых систем, преобразование этих сигна-
лов и их последующую регистрацию на
бортовом накопителе. В зависимости от ха-
рактера и особенностей контролируемых
систем регистрация параметров производит-
ся непрерывно или дискретно (напр., при
включении или выключении устройств).
СИСТЕМА УЛУЧШЕНИЯ УСТОЙЧИВОС-
ТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ (СУУ) самолё-
та — комплекс техн, устройств для улучше-
ния устойчивости и управляемости стати-
чески устойчивого самолёта (см. Статиче-
ская устойчивость) с бустерным управле-
нием. В состав СУУ обычно входят: ав-
томат регулировки (АРУ) по режимам по-
лёта (высоте, скорости и т. п.) переда-
точного отношения (усиления) в проводке
управления; автомат регулировки рычагов
управления загрузки (АРЗ), к-рый обычно
совмещается с механизмом триммерного эф-
фекта, снимающим нагрузку с ручки управ-
ления (штурвала) в полёте на установив-
шемся режиме; демпферы колебаний по
крену, тангажу и рысканию, включающие
гироскопич. датчики угловых скоростей,
электронные усилители, фильтры, сервопри-
воды, включаемые в проводку управления
по принципу раздвижной тяги и обеспе-
чивающие пропорциональность отклонения
органов управления угловым скоростям са-
молёта (в нек-рых случаях помимо сигна-
лов угловых скоростей в сервоприводы
подаются сигналы, пропорциональные пе-
регрузкам, углам атаки и скольжения, вво-
дятся перекрёстные связи между каналами
управления, напр. между каналами управ-
ления креном и курсом). В нек-рых случаях
в структуру СУУ вводят и др- устройст-
ва. Такие СУУ обеспечивают именно улуч-
шение устойчивости и управляемости ЛА,
но, в отлнчие от электродистанционных сис-
тем управления (ЭДСУ), не могут карди-
нально изменить их (см , напр.. Непосред-
ственное управление подъёмной и боковой
силами).
Механич. и электронные устройства СУУ
обычно не резервированы и при отказах
либо уходят в крайнее положение, либо
становятся в нейтральное положение илн
положение, соответствующее моменту отка-
за. При проектировании таких СУУ пре-
дусматривают, чтобы возмущения, изменения
устойчивости и управляемости, вызывае-
мые этими отказами, не приводили к воз-
никновению аварийной ситуации: ЛА не дол-
жен резко менять режим полёта и выходить
за установл. ограничения, лётчик должен
иметь возможность парировать возмущение
движения ЛА прн отказе СУУ без воз-
никновения раскачки и продолжить
полёт вплоть до посадки. Это обеспечи-
вают тем, что макс, скорость регулиров-
ки в АРУ и АРЗ выбирают такой, чтобы
лётчик мог распознать отказ и парировать
его своим вмешательством в управление
(приложить дополнит, усилие, изменить ре-
жим полёта). На практике полное время
регулировки АРУ и АрЗ «медленным приво-
дом» выбирают не менее 15—20 с. Кроме
того, ограничивается глубина регулировок:
усилия и передаточное число регулируются
по режимам полёта не более чем в 2 —
2,5 раза. При отклонении органов управ-
ления для парирования колебаний за счёт
сигналов от демпферов используют не более
5—10% (по продольному каналу) и |5—20%
(по каналам крена и рыскания) от нх пол-
ных отклонений.
В 70—80-е гг. термин СУУ стали исполь-
зовать для обозначения систем управления,
где механич. проводка управления являет-
ся резервной, а осн частью системы уп-
равления является ЭДСУ. По сравнению с
«чистой» ЭДСУ такой вариант системы
позволяет снизить степень резервирования
электрич. части (2—3-кратное резервирова-
ние вместо 3—4-кратного в ЭДСУ). При
этом в контуре автоматики используют
50—100% отклонения органов управления
(как и в ЭДСУ); избыточные перемещения
проводки компенсируются встроенными в неё
т. н. пружинами с предварит, натягом
Однако возможности такой системы для
полёта иа статически неустойчивом ЛА ог-
раничены: только на отд. режимах полёта
или в огранич. областях режимов полёта
допустима аэродинамич- неустойчивость
ЛА; при первом же отказе в электрич.
части СУУ необходимо переходить иа режимы
полёта со статич. устойчивостью и после
этого на управление с помощью механнч.
проводки управления с полным отключе-
нием автоматики.	Г И Загайнов.
СИСТЕМЫ КООРДИНАТ летательного
аппарата — правые прямоугольные сис-
темы координат, используемые при решении
задач динамики полёта, а также для опи-
сания геом. хар-к самолётов.
Осн. С. к., используемыми в динамике по-
лёта, являются С. к., в к-рых описывается
движение ЛА в к.-л. точке пространства
без учёта перемещений по траектории, т- е.
подвижные, движущиеся с ЛА С. к. Нача-
ла всех таких С. к. располагаются в ха-
рактерной точке ЛА, как Правило, в цент-
ре масс. К числу подвижных С. к. относят-
ся: связанная, скоростная, полусвязанная,
связанная с пространственным углом атаки.
Связанная С. к. (OXYZ)—подвижная
С. к., ось ОХ к-рой расположена в
плоскости симметрии ЛА или параллельно
ей, если начало координат О помещено
вне плоскости симметрии, и направлена
вперед от хвостовой к носовой части Л А.
Ось ОХ наз. продольной осью ЛА.
Направление её может быть различным: по
оси фюзеляжа, по гл. осям ннерцни ЛА;
выбор оси ОХ должен указываться. Ось ОУ
расположена в той же плоскости, что и ось
ОХ, н направлена к верх, части ЛА. Её наз.
нормальной (вертикальной) осью
ЛА. Ось OZ— поперечная ось — на-
правлена к правой части ЛА, если смотреть
вперёд по оси ОХ. Связанная С к. наиболее
часто употребляется для описания движения
ЛА в лётных испытаниях и в др. иссле-
дованиях, где необходимо использовать
данные измерит, аппаратуры илн сигналы
датчиков ЛА, получаемых в связанной С. к.
Скоростная С. к. (ОХ^ога)- под-
вижная С. к., ось ОХа к-рой совпадает с на-
правлением скорости ЛА и наз. скорост-
ной осью. Ось ОУа—ось подъём-
ной силы—.лежит в той же плоскости,
что и ось OY связанной С. к. и также направ-
лена вверх. Ось OZa— боковая ось —
дополняет систему до правой так же, как и
поперечная ось связанной С. к. Скоростную
С. к. обычно используют при обработке
эксперим. результатов, полученных в аэро-
дннамнч- трубах.
Полусвязанная С. к. (OXfY^Ze)-~
подвижная С. к., ось ОХе к-рон совпадает
с проекцией скорости ЛА на плоскость
симметрии, ось OYe— с осью подъёмной
силы, а ось OZe— с поперечной осью. Эта
С. к. широко используется при работе с
экспериментально полученными аэродииа-
мич. коэффициентами. Выбор этой С. к. в
большей степени обусловлен особенностями
измерения сил н моментов с помощью
весов аэродинамических, устанавливамых в
аэродинамич- трубах. Поэтому эту С. к. наз.
иногда экспериментальной (отсюда
индекс «е»—от англ, experimental).
Взаимное положение связанной, скорост-
ной н полусвязанной С. к. определяется
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Плоскость симметрии X У
Рнс 1 Взаимное положение связанной скоросг
ной и полусвязанной систем координат и — угол
атаки 0 — угол скольжения
Рнс 2 Углы между осями связанной и нормальной
земной системами координат у — угол крена,
if — угол рыскания О — угол тантажа
углом атаки и углом скольжения и пока-
зано на рнс 1
Связанная с пространственным
углом атаки С к (OXuYJLh)—подвиж-
ная С к , ось ОХП к-рой совпадает с
продольной осью ОХ Ось ОУГ располагает-
ся в плоскости, содержащей продольную
ось и вектор скорости ЛА, а её направле
ние противоположно проекции V на плос
кость, перпендикулярную продольной оси
Ось OZn дополняет систему до правой
Для определения ориентации ЛА в прост
ранстве используются также подвижные
С к, направления осей к-рых совпадают
с направлением осей С к , связанных с
Землёй или траекторией движения ЛА
Наиболее широко при этом используются
нормальная и траекторная С к
Нормальная С к (OX YgZg)—под-
вижная С к, ось OYe к роя направлена
вверх по местной вертикали, совпадающей с
направлением силы тяжести в рассматривае-
мой точке Выбор осей OXg и OZg в
разл задачах может осуществляться по-
разному
Взаимное положение связанной С к и
нормальной С к определяется углами
рыскания, тангажа и крена (рнс 2)
Траекторная С к (OX*^/*)—под
вижная С к, ось ОХ* к рой совпадает
с направлением земной скорости V* (ско-
рости начала О связанной С к относи-
тельно к л земной С к ), ось OY* лежит
в вертикальной плоскости, проходящей через
ось ОХ*, н направлена обычно вверх
Для описания движения ЛА по траектории
используются также земные С к (см На
вигационные системы координат)
Инерциальная С к (ОИХИУИ/И)—
С к , начало ОИ к рой помещается в иек рой
точке пространства, либо перемещается с
пост скоростью, а направление осей отно-
сительно звёзд неизменно
Земная С к (О0ХоУ020) - С к, нача
до н оси к рой фиксированы по отношению
к Земле н выбираются в соответствии с
задачей У нормальной земной С к
(ОоХ^У^^) ось OaYg направлена вверх
по местной вертикали, совпадающей с нап
равнением силы тяжести в данной точке
Стартовая С к (O0Xty(JZ()—С к,
начало О0 к рой совладает с характерной
точкой (обычно центром масс) ЛА в началь
ный момент движения, а направления соот
ветствующих осей выбираются так же, как
у нормальной земной С к
Следует иметь в виду, что при переходе
из одной С к в другую изменяются
коэф в ур ниях движения и др соотноше
ния Перевод величии при этом осушеств
ляется с помощью матриц преобразования
Для описания геометрич хар-к ЛА нс
пользуется базовая С к	В этой
С к базовая плоскость ОдХдУд—
плоскость симметрии ЛА, базовая точка Од
выбирается на базовой плоскости, как пра
вило, в центре масс, базовая ось ОКХК
лежит в базовой плоскости и направлена
вперёд, ось ОдУд направлена к верх
части ЛА, а ось O^Z^ вправо, дополняя
систему Рассматриваются также базовые
С к элементов ЛА (фюзеляжа, крыла и
др ) Обычно базовая С к фюзеляжа сов
падает с базовой С к самолёта В базовой
С к крыла, как правило, за базовую плос
кость принимают плоскость, содержащую
центральную хорду крыла и перпендикуляр
ную базовой плоскости самолёта
За рубежом широко распространены С к
(XYZ) с иными направлениями осей Напр,
оси ОХ и X совпадают, ось У направ
лена по оси OZ, а ось Z направлена в
направлении, противоположном оси OY
Это необходимо учитывать при работе с
иностранной лит-рой, т к могут меняться
значения и знаки в ф лах и ур ниях
М А Ерусалимский
СКАЧОК КОНДЕНСАЦИИ — область ин
теиснвноЙ конденсации (фазового перехода
газ—-жидкость), возникающая в ускоряю
щемся потоке газа, параметры термодина
мич состояния к рого перешли через крн
вую фазового равновесия С к является
следствием запаздывания конденсации из-за
недостаточного количества т и центров
конденсации в объёме газа (если таких
центров достаточно, то конденсация иачи
иается непосредственно от кривой фазового
перехода и С к не образуется) В аэро-
динамических трубах это явление было за
фиксировано при конденсации водяного пара
в траисзвук потоке воздуха (Л Лрандтль,
1935) в виде возмущений, к рые напо
миналн косые скачки уплотнения и по ана
логи и с ними получили своё название
Совр аэродинамич трубы оборудуются
спец установками для осушения воздуха
В аэродинамич трубах с гиперзвук потока-
ми возможна конденсация осн компонентов
воздуха, в связи с чем в них устанавлива
ют подогреватели рабочего газа Газодина
мич проявление С к зависит от скорости
расширения потока и теплофиз параметров
среды Напр , при возникновении С к в
области небольших сверхзвук скоростей ло-
кальный теплолодвод может перевести сверх
звук поток в дозвуковой с образованием
нестационарной ударной волны и реализа
цией автоколебат состояния течения В
гиперзвук потоке однокомпонентного газа
С к проявляется в изменении градиентов
давления, плотности и скорости, причём на
блюдается значит запаздывание конденса
ции Последнее явление может и с пользе
ваться для расширения рабочих диапазонов
аэродинамич труб
Лиг Дейч М Е Филиппов Г А Газоли
намнка двухфазных сред 2 изд, М 1981
СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ. В отечеств лит
ре С у обычно наз ударную волну,
неподвижную в выбранной для рассматри
ваемой задачи системе координат
СКОЛЬЖЕНИЕ летательного ап
парата—движение ЛА. прн к-ром вектор
его скорости не лежит в плоскости сим
метрик ЛА. характеризуется углом сколь
жения р — углом между направлением ско-
рости и плоскостью OXY связанной систе-
мы координат ЛА Угол р считается поло
жительным. если проекция скорости на по-
перечную ось положительна С возникает
при полётах с боковым ветром, при отказе
двигателей, в разворотах и т д С может
быть преднамеренным и непреднамеренным
Напр , С используют для выдерживания
прямолинейного полета по глиссаде при
заходе на посадку при боковом ветре, при
прнцеливаннн по возд нли наземной цели
В нек-рых случаях С недопустимо, напр
при координированном развороте Непред
намеренное С обычно возникает прн ошнб
ках в пилотировании
Управление С осуществляется органами
управления рысканием, обычно рулём нал
равления Для облегчения балансировки
ЛА в полёте со С, как правило, создают
крен Измерение угла С осуществляется
т н флюгер датчиком См также Боковое
движение
СКОЛЬЖЕНИЯ ПРИНЦИПв аэродина-
мике — разложение потока, обтекающего
цилиндрнч тело бесконечного размаха, на
два течения, одно из к рых происходит
вдоль оси тела (скользящее течение), дру-
гое — в нормальной плоскости (поперечное
течение, см рис ) Применение С п поз-
воляет понизить на единицу размерность
решаемой задачи
При движении идеальной жидкости нли
газа скользящее течение имеет пост ско-
рость скольжения k^k^smx, а изменение
поля скоростей и др газодинамич перемен-
ных обусловлено поперечным течением, ско-
рость к-рого Un= U^cosy, у—угол сколь-
жения Оба эти течения не взаимодейст-
вуют между собой (скользящее течение
представляет собой однородный поток, а
расчёту подлежит только поперечное тече-
ние), поэтому С п часто наз также
принципом независимости В аэро-
динамике С п широко используется прн ре-
шении разнообразных задач Простейшим
примером служит плоская косая ударная
волна, когда С п позволяет свести зада-
чу к исследованию прямой ударной волны
Схема обтекания бесконечного скользящего цн
линдрнческого тела 1 — линии тока, z— коор
дината, параллельная образующей тела, Уи—
скорость невозму шейного потока
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	521
М П Симонов
Н М Скоморохов
С помощью С о результаты расчетов про
филей и др плоских тел используются для
анализа обтекания скользящих цилиндрич
тел бесконечного размаха
При движении вязкой несжимаемой жид
кости поперечное течение также не зависит
от продольного, н, следовательно, в этом
смысле справедлив принцип независимости,
к-рый впервые был установлен В В Стру
минским При движении сжимаемого га
за этот принцип нарушается, но и в этом
случае С п позволяет упростить решение
пространств задачи (вырожденное течение,
d/dz = 0)
В авиации С п используется при созда
нии скоростных самолётов путем применения
стреловидных крыльев для улучшения их
аэродинамич хар-к (повышение критич
Маха числа и т п ) При этом эффект
скольжения ослабляется из за конечности
размаха крыла, что обусловливает разл
интерференц явления (концевой эффект,
срединный эффект и т п ) В авиац космич
технике использование С п позволяет сии
знть макс тепловые потоки на передних
кромках крыльев qw^/qw^=(y= (cosx)5/1
В А Башкин
СКОЛЬЖЕНИЯ УСЛОВИЯ Гранич-
ные - граничные условия на пов-сти тела,
в к-рых касательная к обтекаемой пов-сти
составляющая вектора скорости газа не рав-
на касат составляющей скорости элемента
пов сти С у применяются при исследова
нии течений слабо раэреж газа на основе
Навье — Стокса уравнений, когда граничные
условия прилипания (скорость прилегающе
го газа относительно пов-сти равна нулю)
неприменимы, вместо них используются С у
В системе координат, связанной с элемен
том изотропной пов-сти, С у имеют вид
(при *„=0)
duT	а дТи>
“T=C|\?7—ЬСгХ-;------~—, «„ = 0
охп	Т	охг
Здесь ut, u„— проекции радиус вектора
х (в декартовой системе координат) и век
тора скорости и на плоскость, касатель
ную к данному элементу пов сти, и на нор-
маль п к ней, К — средняя длина свобод-
ного пробега молекул, а — скорость звука,
Т — темп ра газа, Т w— темп-ра пов сти,
коэф С|, С2 положительны, по порядку вели-
чины равны единице и зависят от законов вза
нмодействня молекул с пов стью, а также
друг с другом Модуль вектора ut пропорций
вален Кнудсена числу Кп [при Кп-»0 спра-
ведливо граничное условие прилипания
U(X„=0) =°1
В задачах аэродинамики обычно учиты-
вается только первый член в правой части
ур ния, т к темп-ра пов сти Tw изменяется
сравнительно слабо Такое же упрощение
делается н для смеси газов, когда С у
имеет более сложный вид Вывод Сун
расчёт входящих в них коэф производятся
при помощи асимптотич (при Кп—>0) мето
дов решения краевых задач для кннетич
ур-ннй
Лит см при ст Разреженных газов динамика
В С Галкин
СКОМОРОХОВ Николай Михайлович (р
1920)— сов военачальник, маршал авиации
(1981), засл воен лётчик СССР (1971),
дважды Герой Сов Союза (дважды 1945)
В Сов Армин с 1940 Окончил Батайскую
авиац школу пилотов (1942), Воен акаде
мню им М В Фрунзе (1949), Воен
академию Генштаба Вооруж Сил СССР
(1958) Участник Вел Отечеств войны В хо
де войны (с нояб 1942) был ст пилотом,
ком звена, ком эскадрильи истребит авиа
полков Совершил 605 боевых вылетов, сбил
Лично 46 и в составе группы 8 самолётов
противника После войны на ответств долж
ностях в ВВС С 1973 нач Воен -возд
академии нм Ю А Гагарина Деп ВС СССР
в 1963— 74 Награжден орденами Ленина.
Октябрьской Революции. 5 орденами Крас
ного Знамени, орденом Александра Невско
го, 2 орденами Отечеств войны 1 й степ ,
орденами Красной Звезды, «За службу Ро-
дине в Вооруженных Силах СССР» 3 й степ ,
медалями, а также иностр орденами Брон
зовый бюст в с Белоюрское Саратовской
обл
Соч Боем живет истребитезь М 1981
Лит Высоцкий А, В воздухе Скоморохов1,
в ки Революционный держите шаг, в 7, М ,
1976
СКОРИКОВ Григорий Петрович (р 1920) —
сов военачальник, маршал авиации (1980)
В Сов Армии с 1937 Окончил Тамбовское
кавалерийское уч ше (1939). Харьковское
воен авнац уч ще Штабных командиров
(1942), Воен академию им М В Фрунзе
(1948), Высш воен академию (1957, позднее
Воен академия Генштаба Вооружённых
Сил СССР) Участник Вел Отечеств войны
В ходе войны был пом нач оперативного от-
деления штаба авиадивизии, пом нач опера-
тивно-разведыват отделения штаба дивизии,
офицером штаба корпуса После войны нач
управления — зам нач Гл штаба войск ПВО
страны (1962 -68), нач штаба Возд армии
(1968— 71), I й зам нач Гл штаба ВВС
(1971— 72), зам нач и нач Гл управления
Генштаба (1972 — 78), нач Гл штаба ВВС
(1978 — 85), затем в группе ген инспекторов
МО СССР Награждён орденами Октябрь-
ской Революции, Красного Знамени, 2 ор-
денами Отечеств войны l-й степ , орде-
ном Отечеств войны 2-й степ , 3 орденами
Красной Звезды, орденом «За службу
Родине в Вооруженных Силах СССР» 3-й
степ , медалями, а также иностр орде-
нами
СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ — скорость набо-
ра высоты летат аппаратом, важная лётно
техн хар-ка самолета (вертолета), опреде
ляющая его манёвренные возможности в
вертик плоскости Характеризуется вертик
скоростью К#=К51П0, где 0 — макс угол
наклона траектории для текущих значений
скорости К и высоты полета, при к ром
силы действующие на ЛА, могут быть
уравновешены Для каждой высоты полёта
существует скорость, при к-рой С достигает
макс значения Сверхзвук самолеты могут
иметь два максимума С — на дозвук и
сверхзвук скоростях В нек рых случаях
для оценки С используют значение dE/dt
производной удельной энергии Е цо времени
I, к рую называют энергетической
скороподъёмностью Для самолетов с
малой тяговооруженностью (0,3—0,5) С и
энергетич С практически одинаковы Нан
большую С имеют истребители, для к рых
преимущество в вертик маневре весьма важ
но в возд бою и при перехвате возд
'целей Увеличение С достигается уменьше
нием сопротивления аэродинамического и
Г 11 Скориков	Н К Скржинский
увеличением тяговооруженности ЛА В по-
лёте С измеряется вариометром
Б X Давидсон
СКОРОСТНОЙ НАПОР- величина, равная
половине произведения плотности р жид
кости или газа на квадрат скорости V по-
тока Ц = '/г$^ В зарубежной, а часто и в
отечеств лнт ре эту величину наз дина
мнческнм давлением, т к она входит
как слагаемое в Бернулли уравнение С н ,
вычисленный по параметрам набегающего
потока, в аэро н гидродинамике обычно
служит в качестве характерного масштаба
давления гидродинамического и нсполь
зуется при определении аэродинамических
коэффициентов
СКОРОСТРЕЛЬНОСТЬ - способность
оружия производить определ число выст-
релов в единицу времени Различают С
техническую (темп стрельбы) и практнчес
кую (боевую) Техническая С Опре
деляется временем цикла автоматики оружия
и характеризует интенсивность её функци-
онирования Конкретная схема оружия ха
рактеризуется техн С , к рая ограничи-
вается живучестью стволов (в одностволь-
ных схемах), динамич нагрузками на звенья
автоматики и патрон (в одноствольных
и нек-рых двуствольных системах), проч-
ностью патронной ленты или мощностью
привода автоматики (в многоствольных си
стемах) Для характерных схем 30-мм авиац
пушек предельная техн С достигает зна-
чений одноствольная схема — 1800, дву-
ствольная — 3500, многоствольная (6 ство-
лов) — 7000 (ограничение по динамич наг
рузкам на ленту) выстрелов в I мин
Практическая С определяется как
предельная С с учётом прицеливания, заря-
жания и пр при боевом применении Она
ниже техн С, ее увеличение — одна из
осн задач совершенствования авиац пу-
лемётно-пушечного вооружения
СКОРОСТЬ летательно г о аппарата
Применительно к решаемым задачам, об-
ластям применения и т п в авиации введён
ряд разл определений С Непосредственно
под термином «С » ЛА понимают скорость
движения ЛА (его центра масс) относи-
тельно возд среды, не возмущ самим ЛА
Использование вместо термина «С » при
менявшегося ранее термина «воздушная
скорость» не рекомендуется В зависи
мости от соотношения С набегающего по
тока и скорости звука в данных условиях вы-
деляют дозвуковую скорость, околозвуковую
скорость, сверхзвуковую скорость и гиперзву
ковую скорость Диапазон возможных и до-
пустимых в эксплуатации С полёта огра
ничей сверху и снизу максимальной ско
ростью эволютивной скоростью, минималь-
ной скоростью При рассмотрении летно тех-
нических характеристик ЛА используют по
нятия вертикальная скорость, экономическая
скорость и др С точки зрения обеспече-
ния безопасности полётов введены понятия
скорость принятия решения, безопасная
скорость взлета и т п Существуют по
522 СКОЛЬЖЕНИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ннтия С отражающие момент или этап по
лета, напр скорость отрыва посадочная
скорость, С выпуска закрылков При ре
шении задач навигации важное значение
имеют земная скорость путевая скорость
Для обеспечения регулярности полетов
гражд ЛА существенно значение техничес-
кое скорости При описании критических
режимов ЛА вводят свои характерные С
напр скорость реверса Прн измерении
С ЛА посредством установл на его бор
ту приемников возд давлений различают
индикаторную скорость приборную скорость
и истинную С „ отличающиеся поправка
ми на сжимаемость воздуха, его плотность
и Др Истинная С используется при опре
делении хар к ЛА, а приборная и ннди
катерная — гл обр прн задании требова-
ний к выполнению полёта
СКОРОСТЬ ЗВУКА — скорость распростра
нения (относительно среды) малых возму
щений давления В совершенном газе (напр ,
в воздухе при умеренных темп рах и дав
Ленин) С з не зависит от характера рас
пространяющегося малого возмущения и
одинакова как для монохроматич колеба
иий разл частоты ш, так и для слабых
ударных волн В соверш газе в рассмат
риваемой точке пространства С з а зависит
только от состава газа и его абс темп ры Г
п= (dp/dp)1 /2=(тр/р)1 /2= (yR Г/р)1/2,	где
dp/dp — производная давления по плотное
ти для изоэнтропнч процесса, у — пока-
затель адиабаты, 7?—универе газовая
постоянная, ц — мол м (в воздухе аа
&20 [Т ' м/с, при О °C о=332 м/с)
В газе с физ -хим Превращениями,
напр в диссоциирующем газе С з будет
зависеть от того, как — равновесно или не
равновесно — протекают эти процессы в вол
не возмущения При термодинамич равно
весии С з зависит только от состава га-
за, его темп-ры и давления Прн неравно
весном протекании физ хим Процессов име
ет место дисперсия звука т е С з за
висит не только от состояния среды, но и
от частоты колебаний Высокочастот
ные колебания (ют-*<х> т — время релакса
ции) распространяются с замороженной
С з af низкочастотные (сот—>-0) _ с равно
весной С з ае, причём а/>ае Отличие а/ от
ае, как правило, невелико (в воздухе при Т ~
=6000 К н р=105Па оно составляет ок
15%) В жидкостях С з значительно выше,
чем в газе (в воде eras 1500 м/с)
СКОРОСТЬ ОТРЫВА — скорость самолёта
в момент отрыва его опорных устройств
от пов сти ВПП по окончании разбега Осн
параметром, определяющим значение С о
является отношение удельной нагрузки на
крыло к коэф подъёмной енлы (см Аэро
динамические коэффициенты), с уменьше
ннем этого отношения С о уменьшает
ся С уменьшением С о сокращается по
требная для взлета длина ВПП Миннм
С о устанавливается разработчиком са
молета и определяется при лётных испы
таниях путём постепенного уменьшения С о
до предельно малой, при к рой ещё безо
пасно производить отрыв самолёта от ВПП и
продолжать взлёт без применения особых
методов пилотирования Для уменьшения С
о на самолётах широко применяются ме
ханизация крыла и энергетическая механи-
зация крыла
СКОРОСТЬ ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЯ -
наибольшая скорость разбега многодвигат
самолёта, при к рой в случае отказа двига
теля критического возможно как безопасное
прекращение так н безопасное продолжение
взлета С п р не может быть меньше ми
ннмальной эволютивной скорости разбега и
больше скорости при к рой происходит
отрыв от ВПП передней стойки шассн При
обнаружении отказа двигателя на скорое
Н С Скрипке	И Т (лелиев
ти, меньшей или равной С и р коман
Дир корабля обязан Прекратить взлет При
обнаружении отказа двигателя на скорости,
большей С п р, взлет продолжается
См также ст Продолженный взлет. Прер-
ванный взлет
СКОС ПОТОКА — отклонение вектора мест
нон скорости набегающего потока от направ
ления иевозмущ потока, обусловленное
приращениями скорости прн обтекании тела
В теоретич и прикладной аэродинамике в
осн рассматривают С п в вертик и го
ризонт плоскостях (вертнк и боковые С п )
Напр , в теоретич модели несущей ннтн
(см Крыла теория) анализ вертик С п
индуцированного вихревой пеленой на линии
вихря присоединенного, позволил ввести по
нятие истинных углов атаки сечений и объ
яснить механизм появления индуктивного
сопротивления у крыла конечною размаха
Исследования показывают, что несущие по-
верхности создают сложные поля скосов
При наличии неск несущих пов стей (крылья,
оперение) каждая из них может оказать-
ся расположенной в поле С п , созданных
др пов-стями, что приводит к интерферен
ции аэродинамической несущих пов стен
Прн нормальной аэродинамической схеме
горизонт оперение (ГО) работает в поле вер
тик С п, индуцированного крылом При
анализе продольной устойчивости таких
компоновок часто пользуются осреднённым
углом его С п в области ГО (угол его ечн
тается положительным, когда вертик со
ставляющая местной скорости направлена
вниз) Угол его может быть найден из со
поставления эксперим зависимостей коэф
момента тангажа (см Аэродинамические
коэффициенты) от угла атаки полученных
для модели с установл ГО и без нею Вер
тик С п за крылом обычно существенно
изменяются по высоте Поэтому при изме
нении угла атаки самолёта нормальной схе
мы условия обтекания ГО оказываются
различными, что может приводить к силь
ным нелинейным изменениям продольной
статической устойчивости В связи с этим
изучение полей С п за крылом и выбор
оптим расположения Г О являются важной
практич задачей
В схеме «утка» вертик С п, индуцн
рованный вихревой системой дестабилиза-
тора, приводят к уменьшению подъёмной
силы крыла В результате несущие свойства
компоновки с передним ГО и без него
при малых углах атаки практически однна
ковы
Боковые С п оказывают определяющее
влияние на хар ки путевой устойчивости ЛА
(см Боковая устойчивость) Прн Отличных
от нуля углах атаки и скольжения несиммет-
ричные вихревые системы созданные впе
реди располож элементами ЛА, индуцируют
в зоне размещения вертик оперения слож
ные поля боковых скосов, что может приво
дить к Сильным нелинейным зависимостям
путевой устойчивости от угла атаки
Л Г Васильев
СКРЖИНСКИЙ Николай Кириллович
(1904—57) — сов конструктор автожиров,
самолётов и вертолетов После окончания
Киевского политехи нита (1928) работал
конструктором в отделе мор опытного
самолетостроения в Москве, затем (1932—
40) в ЦАГИ в дальнейшем в ОКБ А С
Яковлева (с 1947 зам гл конструктора, с
1957 гл конструктор) В 1929 создал совм
с Н И Камовым первый сов винтокрылый
ЛА — автожир КАСКР 1 «Красный инже-
нер» (рис в табл Х1),ав 1931 —его модифи
кацию КАСКР 2 В ЦАГИ был одним из уча
стннков создания автожиров, в т ч А 4, 9,
10, 12 Внес большой вклад в создание ист
ребителей Як 9, Як 3, Як 25, вертолёта Як
100 и др ЛА Руководил проектными инн
работами по вертолету Як 24 — крупнейше
му в мире в то время Награждён орденами
Ленина, Отечеств войны 2 й степ , Трудово
го Красного Знамени, Красной Звезды,
медалями
СКРИПКО Николай Семёнович (р 19021-
сов военачальник, маршал авиации (1944)
В Сов Армин с 1919 Окончил Ленингр
воен -теоретич школу лётчиков (1925), I ю
воен школу лётчиков нм А Ф Мясникова
(1927), Высшую летно тактич школу ВВС
(1938), Высшие академнч курсы при Высш
воен академии (1950, позднее академия Ген-
штаба Вооруженных Сил СССР) Участник
Гражд и Вел Отечеств войн В ходе вой-
ны ком дальнебомбардировочного авиакор-
пуса, команд ВВС армии, команд ВВС
фронта зам команд авиацией дальнего дей
ствия, 1 й зам команд возд армией Пос
ле войны i-й зам команд дальней авиа-
цией (1946 — 49), команд транслортно де-
сантной авиацией (1950 — 55), команд воен -
трансп авиацией (1955—69), с 1969 в Труп
пе геи инспекторов МО СССР Деп ВС СССР
в 1962 — 66 Награждён 3 Орденами Ленина,
орденом Октябрьской Революции, 5 ор-
денами Красного Знамени, орденами Суво-
рова 1 й и 2 й степ , Кутузова I й и 2-й
степ , Отечеств войны 1 й степ , «За службу
Родине в Вооруженных Силах СССР» 3-й
степ медалями, а также иностр ордена
ми
Соч По це 1яч 61ИЖИИЧ и дальним М 1981
СКУЛА лодки г н д р о с а м о л ёт а — пе-
ресечение пов стей дниша и бортов (см
рнс ) Части днища, прилегающие к скуло-
вым линиям,— скуловые образования — в
носовой части лодкн представляют собой
выгнутые вверх пов сти разл кривизны,
а между реданами — плоскости Во всех
Скула лодки гидроса
молета
случаях скуловые образования оканчиваются
острыми кромками, чтобы обеспечить срыв
с них водяного потока в стороны и исклю
чить замывание бортов лодки Кривизна
скуловых образований выбирается т о,
чтобы понизить высоту подъёма брызго-
вых струй и предотвратить замывание и
забрызгивание двигателей, возд винтов,
крыла, оперения и Др важных частей гид-
росамолёта
СЛЕД АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ - область
вихревого течения за летящим самолётом
или др ЛА (см рнс ) Характерной чер-
той любого течения жидкости или газообраз
ной среды является малая скорость затухания
возмущений в следе далеко за обтекаемым
телом Напр при дозвук обтекании про-
филя крыла самолета скорость среды Г приб
лижается к своему значению в набегаю-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рук^г!?®Д 523
Аэродинамический след за летящим со сверх
звуковой скоростью конусообразным телом
тем потоке Гж по закону разность У—
пропорциональна г~ , где г — расстояние от
профиля Исключение составляетесь следа,
где V—Уя, пропорциональна г Вихре
вое течение в следе — одно нэ наиболее
сложных явлений гидродинамики В зави
си мости от Рейнольдса числа и Маха числа
здесь могут реализоваться разл формы
движения среды Условно след делят на две
части — ближний след и дальний след
Ближний след непосредственно примыкает к
обтекаемому телу и характеризуется тем, что
давление в нём существенно отличается от
давления в набегающем потоке Как правило,
движение среды здесь является иестационар
ным и носит черты отрывного течения, т е со-
держит область возвратных токов В даль
нем следе давление быстро выравнивается
с давлением в невозмущ потоке Вырав
ниванне скорости происходит несравиенно бо-
лее медленно Напр , в следе за летящим
самолетом возмущения скорости могут рас
лространяться на неск км На практике
Стремятся уменьшить интенсивность (амп
лнтуду возмущения) С а т к она су-
щественно влияет на сопротивление аэро-
динам ическое
Лит Чжеи Г1 К Отрывные течения пер
с англ г 2, М 1973	А И Рубан
СЛЕПНЁВ Маврикий Трофимович (1896 —
1965)—сов лётчик, полковник, один из
первых Героев Сов Союза (1934) Окон
чнл школу прапорщиков (1915), Гатчинскую
воен авиац школу (1917), I ю Высшую
школу воеи лётчиков (1923), Воен возд
академию РККА им проф Н Е Жуков-
ского (1936, ныне ВВИА), курсы усовер
шенствовання прн Академии Генштаба
(1941) В Сов Армии с 1918 Участник
1-й мировой, Гражд и Вел Отечеств войн
С 1925 лётчик ГВФ, участник освоения
возд Линий в Ср Азии, на Дальнем Вос
токе и в Арктике В 1934 участвовал в
спасении экспедиции парохода «Челюскин»
С 1936 зам в 1937—39 нач Гл ннспек
ции ГВФ одновременно с 1937 ком эс
кадры дирижаблей С 1939 нач Академии
ГВФ Во время Вел Отечеств войны был
зам ком авиабригады ВВС Черномор
флота работал в Гл управлении ВВС ВМФ
и Гл штабе ВМФ Награжден 2 ордена
мн Ленина, орденом Красного Знамени,
медалями Портрет см на стр 523
Соч Первые Герои Советского Союза М
1955
Лит Водопьянов М В Повесть о цер
вых героях 2 изд М I486
СЛЕСАРЕВ Василий Андрианович (1884—
1921)—рус ученый, авиаконструктор,
ученик Н Е Жуковского Окончил Дарм
штадтское техи уч ще (Германия, 1909),
Императорское техн уч те в Москве (1910,
позднее МВТУ) По рекомендации Жу
ковского был привлечен к созданию Аэро
динамич лаборатории при Петербургском
политехи ин те, к рая по своему оборудо-
ванию к моменту завершения Стр ва была
лучшей в Европе Принимал участие в
аэродинамич продувках деталей и узлов са
молетов прусский витязь» и «Илья Муромец»,
проводил исследования по улучшению хар-к
боевых самолётов типа «Ньюлор» и «Фар-
ман» Читал лекции на курсах авиации прн
Петерб политехи ин те (изданы в 1912)
Автор первого рус курса авиац материале
ведения По проекту, разработанному в
1914 построил крупнейший в мире для
того времени самолёт ^Святогор» (рис
в табл V)
СЛИВ ТОПЛИВА а в а р и й и ы й — слив
топлива в полете с целью уменьшения по-
лётной массы самолёта до допустимой по
садочной, ограниченной прочностью шасси
Если макс взлётная масса превышает до-
пустимую посадочную массу, самолёт должен
иметь систему С т с расходом 1000—2000
л/ми и Нормами летной годности в СССР
была установлена	продолжительность С	т
не	более	7	мин	при	сливе	до	10000	л,
не	более	12	мин	при	сливе	до	20000	л,
не	более	15	мин	при	сливе	до	30000	л,
при сливе более 30000 л расход топлива
должен быть не менее 2000 л/мин Слнв
производится с помощью электронасосов,
установленных в топливных баках Органы
управления С т находятся иа панели уп-
равления топливной системой в кабине эки
лажа Конструктивное выполнение системы
С т должно быть таким, чтобы нельзя было
слить топливо ниже уровня резервного за
паса н в любой момент можно было бы
прекратить ели в При сливе топлива не
должны создаваться пожарная опасность и
затрудняться управление самолётом Рабо-
тоспособность системы обязательно прове
ряется при лётных испытаниях самолёта
СЛОЖНАЯ СИТУАЦИЯ — особая ситуа-
ция, характеризующаяся заметным повы-
шением психофиэиол нагрузки на экипаж,
заметным ухудшением хар-к устойчивости и
управляемости или летных хар к либо выхо-
дом одного или неск параметров полёта за
эксплуатац ограничения, но без достижения
предельных ограничений и (или) расчётных
условий Предотвращение перехода Сев
аварийную или катастрофическую может
быть обеспечено своеврем и правильными
действиями членов зкипажа, в т ч не
медленным изменением плана, профиля и
режима полета
СЛОЖНЫЙ ПИЛОТАЖ — маневрирование
ЛА с целью выполнения фигур простого
пилотажа группой ЛА или выполнение оди
ночным ЛА пикирования и горки с угла
мн наклона траектории к горизонту более
45°, переворота бочки с углом наклона тра-
ектории к горизонту менее 45°, Нестеро-
ва петли, косой петли, полупетли, ново
рота на горке, переворота на горке и што-
пора
СЛОИСТЫЕ МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ МАТЕ-
РИАЛЫ — то же, что многослойные ме
таллические материалы
СМЕШАННОЕ ТЕЧЕНИЕ — стационарное
движение газа, к рое характеризуется иа
личнем в поле течения областей как с до-,
так и со сверхзвук скоростями В этом
случае ур ния движения в дозвук области
являются ур ннями эллиптич типа, а в
сверхзвук области — гиперболического
Со С т часто сталкиваются при реше-
нии задач как внеш , так н внутр аэро
динамики Нек рые примеры С т из об
ласти внеш аэродинамики показаны на рис
Случаи а и б соответствуют обтеканию
тела однородным потоком, когда Маха чис-
ло невозмущ потока незначительно от
личается от единицы из за большой зна-
чимости для авиац техники этот класс
Смешанные течения при обтекании профиля (за
штрихован) идеальным газом спюшные линии —
ударные волны, штриховые звуковые линии (на
этих линиях М = 1), М — местное число Маха
М. — критическое чвело Мвхв
С т получил спец назв — трансзвуковое те-
чение Случай в — обтекание сверхзвук по-
током затупл тела, когда в окрестности
затупления образуется локальная область
дозвук течения Типичным примером С т
из области внутр аэродинамики служит
движение газа в Лаваля сопле, в конфу
зорной части к рого реализуется дозвуковое,
а в диффузорной части — сверхзвук течение
Исследование С т из-за разнотипности
ур ний в разл областях поля течения
представляет собой значительно более слож-
ную матем задачу по сравнению с нзуче
нием чисто до или сверхзвук течений,
однако наличие ЭВМ и эффективных числ
методов позволяет успешно решать мн за
дачи С т	В А Башкин,
СМИРНОВ Алексей Семёнович (1917—
87)—сов лётчик, полковник, дважды Ге-
рой Сов Союза (1943, 1945) В Сов Ар
мии с 1938 Окончил воен авиац школу
пилотов (1938), Липецкие высшие офицере
кие лётно-тактич курсы (1947) Участник
сов фиил и Вел Отечеств войн В хо
де войны был ком звена, ком эскадрильи,
зам ком истребит авиаполка Совершил
457 боевых вылетов, сбил 34 самолёта про
тивника После войны в ВВС Награждён
2 орденами Ленина, 5 орденами Красного
Знамени, орденом Александра Невского,
2 орденами Отечеств войны 1 й степ , ор
деном Красной Звезды, медалями Бронзо-
вый бюст в пос Рамешки Тверской обл
Вит Долгов И А Отважный истребитель
в его ки Золотые звезды калиниицев 3 иэд
кн 1 И |983
СМОЛЕНСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗА-
ВОД — берёт начало от Ремоитно авиац
з да № 3, осн в 1926 (с 1928 — з д № 35)
В 30-е гг в Бюро особых конструкций
при з де (рук В А Чижевский} были
524 СЛЕПНЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
созданы эксперим н рекордные самолеты
серин БОК (БОК 1. БОК 5. БОК 7. БОК 11.
БОК 15) В июне—июле 1941 з д эвакуи
рован в Куйбышев и в окт вошел в состав
перебазированного туда из Москвы з да №1
(позднее Куйбышевский завод «Прогресс»)
Воссозданный (под №475) в марте 1944
в Смоленске з д проводил ремонтные ра
боты по самолётам, затем строил планёры,
крылья для пасс самолёта Як 40, много
целевой самолёт Як I8T, пасс самолёт
Як 42 а затем крылья для него Пр тне
награждено орденом Трудового Красного
Знамени (1971)
СМУШКЕВИЧ я ков Владимирович (1902—
41)—-сов лётчик, ген лейтенант авиации
(1940), дважды Герой Сов Союза (1937,
1939) В Кр Армин с 1918. в авиации с 1922
В 1926 стал военкомом отд авиаотряда, в
1928 — зам нач политотдела авнабрнгады,
в 1931 — ком авнабрнгады Окончил Ка
минскую воен школу лётчиков (1932).
курсы усовершенствования иач состава
прн Воен академии нм М В Фрунзе (1937)
Участник Гражданской войны, войны в Ис
паннн и боёв в р не р Халхин Гол С
1939 нач ВВС, с 1940 ген инспектор ВВС,
с 1940 пом нач Генштаба по авиации
Деп ВС СССР с 1937 Награждён 2 ор
денами Ленина, медалями Был необосио
ванно репрессирован, реабилитирован по
смертно Портрет см на стр 526
СНАРЯЖЕНИЕ ЭКИПАЖА — комплект
одежды и устройств, предназначенных для
зашиты члена экипажа от неблагоприят
ных воздействий виеш среды на аэро-
дроме. в полёте, при аварийном покидании
ЛА и последующем приземлении (привод
нении) или при аварийной посадке, а также
прн нахождении в безлюдной местности
до прибытия поисковой группы Основу
С э составляет высотное снаряжение, к рое
совм с кислородным оборудованием обеспе
чивает защиту от пониж барометрич дав
ления и вызванного им недостатка кис
лорода в окружающей атмосфере Высотное
снаряжение само по себе или в комплекте
с др элементами Сэи бортовыми систе-
мами ослабляет также действие таких не
благоприятных факторов, как высокие и
низкие темп-ры. линейные и ударные пе
регрузки, вибрация, шум, скоростной напор
возд потока и др
Состав С э определяется лётно техн
хар камн ЛА, задачами и условиями по
лёта Широкий диапазон температурных
условий, в к рых находится экипаж в те
чение полёта, требует применения как пас
сивных, так н активных средств обеспе
чения теплового комфорта К пассивным
средствам относятся полётная одежда (лет
ВАС tecapee
А С Смирнов
няя, демисезонная или Зимняя) и теллоза
щитные комбинезоны, применяемые в соста
ве мор спасат комплекта или высотного
скафандра Активные средства — венти
лнрующие костюмы и костюмы с водяным
охлаждением Вентилирующий костюм пред
ставляет собой комбинезон, снабженный
системой перфориров шлангов или панелей,
обеспечивающих рациональное распреде
ление кондиционир воздуха ло пов сти
тела В костюме водяного охлаждения
по системе закреплённых на сетчатом ком
бинезоне трубок циркулирует вода, расход
к рой регулируется в зависимости от тепло
ощущений человека
Повышение предела переносимости линей
ных ускорений действующих в направлении
голова —таз при эволюциях самолёта, обес
печивается противоперегрузочным костю
мом, в оболочку к рого вмонтированы соеди
нёиные друг с другом брюшная и ножные
пневматич камеры От бортовых агрегатов
в камеры подается воздух, давление к рого
автоматически регулируется в зависимости
от перегрузки При использовании в составе
С э высотно компенсирующего костюма
ножные противоперегрузочные камеры мон
тируются в единых чехлах с камерами на
тяжного устройства, а брюшная крепятся
к комбинезону
Защита членов экипажей от перегрузок,
возникающих в аварийных ситуациях (вы
нужд посадка, катапультирование и т
п ), осуществляется привязной системой,
к рая может быть как элементом ката-
пультного кресла, так и частью защитного
снаряжения Особую опасность в аварийных
ситуациях представляют травмы головы, для
предотвращения к рых служат как термо
шлемы, входящие в состав С э с вы
сотно компенсирующим костюмом или ска
фандром, так и спец защитные шлемы,
имеющие прочную каску с амортизаторами
и устройствами для фиксации шлема на
голове Гермошлем нлн защитный шлем
является важным средством защиты от воз
действия скоростного напора возд потока
при катапультировании Ослаблению дейст
вия этого фактора способствуют и др эле
менты С э
Особые требования предъявляются к С э
при полётах над водной пов стью Снаря
жение в этом случае помимо решения всех
прочих задач должно в аварийной снтуа
ции обеспечить спасение членов экипажа
иа воде, т е гарантировать их пла
вучесть устойчивое положение, необходи
мую теплозащиту Мор (высотный мор )
спасат комплект используемый для этих
целей, включает водозащитный комбинезон
с плавят воротом и устройством для иапол
нения его газом, теплозащитный комбине
зон Эффективным средством спасения на
воде является скафандр
Обилие неблагоприятных внеш воздейст
вующих факторов, жёсткие требования
к эксплуатац хар кам С э определяют
комплексный подход к его проектированию,
благодаря чему один и тот же элемент
снаряжения, как правило, выполняет неск
защитных функций
Лит Учаискии С П Снаряжение летчика
М 1980 его же Снаряжение космонавта
М 1982	В В Риттер
«СНЕКМА» (SNECMA, Societe Nattonaie
d'Etude el de Construction de Moteurs d’Avia
tion) — крупнейшая авиадвигателестроит
фирма Франции Образована в 1945 слия-
нием четырёх фирм Выпускает двигатели
для истребителей уч боевых и пасс самолё
тов Имеет филиалы, производящие пром
ГТД. шассн ЛА, ракетные двигатели, авнац
оборудование Участвовала в англо франц
программах разработки ТРД «Олимп» для
сверхзвук пасс самолёта «Конкорд» и
ТРДД М45 К 1988 выпущено св 5 тыс
ТРДФ «Атар» для сверхзвук истребите
лей Осн программы кон 80 х гг произ во
ТРДФ «Атар» и ТРДДФ М53 для нстре
бителей серии «Мираж», выпуск ГРДД
CFM56 и CF6 (совм с фирмой «Дженерал
электрик»), участие в произ ве ТВД
«Тайн» (с рядом зап европ фирм), вы
пуск ТРДД «Ларзак» (совм с фирмой «Тур-
бомека»), разработка ТРДДФ М88 для
франц истребителя «Рафаль» Осн данные
нек рых двигателей фирмы приведены в табл
СНИЖЕНИЕ летательного аппара
та — этап полёта, на к ром происходит
существ уменьшение высоты полёта Прн
С с высоты крейсерского полёта дальность
С может достигать десятков и даже
сотен км Оптим по расходу топлива
является С с макс аэродинамическим ка-
чеством
Табл — Двигатели фирмы «СНЕКМА»
Основные данные	«Атар» 9К 50 (ТРДФ)	М53 5 (ТРДДФ)	«Ларзак» 04 С20 (ТРДД)	СТМ56 2 (ТРДД)	М53 Р2 (ТРДДФ)	М88 (ТРДДФ)
Тяга кН Масса кр Диаметр, м Удельный расход топлива кг/(Н ч) на взлетном режиме на крейсерском режиме Расход воздуха кг/с Степень повышения давления Степень двухкоитуриости Температура саза перед турбн ной К Применение (летательные ангара ты)	70 6 1585 1 02 02 73 6,|5 0 1220 Истребители Дассо Бреге «Мираж» F1 «Мираж» 50 «Мираж* 111NG	88 3 1512 1 05 0 21 86 9 0 35 1508 Ис греби гс тн Дассо Бреге «Мираж» 2000 «Мираж* 4000	|4 1 300 06 0 076 2В 6 11 1 1 114 1430 Учебно боевой самолет Дассо Б ре се —Дорнье «Альфа джет»	107 2090 1 73 0 037 0 066 375 26 9 6 1560 Пассажирские самоле ты Макдоннелл Дуглас DC 8 Боинг 7)7 300 и 400 Эрб ас и яда стр и А 320 и Др	96 2 1485 1 055 0 208 94 98 0 36 1548 Истребите 1ь Дассо Брсте «Мираж» 2000	73 6 900 0 66 0 |89 67 ~25 0 2а 0 6 |85<1 Истребитель Дассо Бреге «Рафаль»
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт
525
СНОС — отклонение путевой скорости ЛА
от направления, совпадающего с его про
дольной осью Причиной С ЛА может
быть боковой ветер, а для многодвигат са
молёта также неравномерность тяги двига
телей При иавнгац расчетах С учитыва
ется со знаком « + » при отклонениях путе
вой скорости вправо от продольной оси ЛА
(см Системы координат) и со знаком «—» —
при отклонении влево
СОВЕРШЕННЫЙ ГАЗ В аэродинамике под
С г (термодинамически С г ) понимают
газ» подчиняющийся ур нию Клапейрона
p=qRT (р — давление, о — плотность, R —
газовая постоянная, Т — термодинамич
темп-pa) и имеющий пост удельные теп-
лоёмкости В отечеств лит ре по термоди
намике такой газ наз идеальным, в аэро
динамике под идеальным газом понимают
газ, в к ром отсутствуют трение и тепло
проводность (см Идеальная жидкость)
СОВМЕЩЕННОЕ УПРАВЛЕНИЕ режим
поперем или одноврем управления само
лётом лётчиком и системой автоматич управ
ления (САУ) С у часто отождествляет
ся с «управлением через САУ посредством
штурвала» С у подразделяется на две
фазы маневрирования и стабилизации В
фазе маневрирования управление самолетом
осуществляет лётчик через обычные рычаги
управления с сохранением традиц стереотн
па пилотирования В фазе стабилизации
управление самолётом осуществляет САУ,
к рая стабилизирует параметры движения
самолета — обычно углы тангажа и
крена, а также курс, имевшие место
в конце фазы маневрирования Переход из
одной фазы С у в др осуществляется
раздельно для продольного и поперечного
каналов управления на основе анализа воз
действия лётчика на рычаги управления, т е
по сигналам усилий, прикладываемых лет
чнком к рычагам, или по сигналам пере
мещеиня рычагов Тип используемого сиг
нала зависит от схемы САУ при отработ
ке управляющих сигналов САУ, подавае
мых на органы управления, на рычагах уп-
равления (т е при перемещении рычагов
по сигналам САУ) используется сигнал
усилия, при отсутствии отработки — сигнал
перемещения Наибольшее распространение
получил переход из фазы в фазу по порого-
вым значениям при превышении пороговых
значений сигналов усилий или перемещений
вырабатывается признак фазы маневриро
вания, при уменьшении сигналов ниже по
роговых — фазы стабилизации Обычно на
переход в фазу стабилизации задается
задержка по времени нли проводится до
полнит анализ затухания переходных про
цессов самолета по параметрам, стабнлнзн
руемым САУ в фазе стабилизации
Наибольшее распространение С у полу
чило на магистральных пасс самолётах,
почти весь полёт к рых проходит под уп
равлением САУ С у в этом случае
упрощает процедуру взаимодействия лет
чика с САУ. обеспечивая ему возможность
516 СНОС
оперативного вмешательства в управле-
ние самолётом прн работающей САУ,
упрощает процесс пилотирования
Ю Ф Ше иохин
СОГЛАШЕНИЯ О ВОЗДУШНОМ СООБ-
ЩЕНИИ — договоры между двумя гос вами
по поводу условий возд перевозок Полё-
ты иностр возд судов в возд простраи
Стве СССР регулировались Воздушным ко
дексом СССР, предусматривавшим, что они
осуществляются на основании и в соот
ветствин с условиями междунар догово-
ров СССР По состоянию на 1 я ив 1990
Сов Союзом таких соглашений было зак
лючено 102
Сове определяют прежде всего права
на полёты, ими устанавливаются «договор
ные линии», к-рые каждое гос-во разре
шает эксплуатировать авиапредприятию
транспортному назначенному др гос-вом, и
перечень коммерч прав («свобод воздуха»)
на осуществление перевозок по этим ли-’
ниям Договорные линии могут включать
пункты посадки на своей территории, про-
межуточные пункты в Странах на марш
руте полёта, на территории партнера по сог-
лашению и в третьих странах — за преде
ламн этой территории
Сове содержат также условия,
соблюдение к-рых необходимо для нача-
ла эксплуатации договорных линий, поло-
жения об освобождении от обложения та
моженнымн пошлинами возд судов, топли
ва, имущества и оборудования, лредназна
ценных для эксплуатации договорных ли
ний, и о распространении на возд суда, эки-
пажи, пассажиров и грузы законов и правил
страны, на территории к рой они находятся
Сове регламентируют вопросы бортовой
документации возд судов и свидетельств чле
нов экипажей, к-рые взаимно признаются
действительными на территории обеих сто-
рон договора, определяют порядок рассле
дования авиационного происшествия, обес-
печения безопасности полётов согласования
тарифов на воздушные перевозки и рас
пределения объёмов перевозок, предусмат-
ривают создание на взаимной основе пред
ставнтельств иностранных авиатрансп
предприятий н др
Попытка создать типовое Сове бы
ла предпринята иа Чикагской конференции
1944, иа к рой был утвержден его типовой
образец Он был расширен и уточнён в
«Страсбургском проекте», одобренном ИКАО
в 1959 Большое влияние на практику
заключения Сове имело также сог-
лашение 1946 между США и Великобри
танией, известное как Бермуды 1 (замене
но соглашением 1977 — Бермуды 2)
СССР при заключении Сове учи
тывал положения указанных типовых проек
тов Вместе с тем исходя нз принципов
взаимной выгоды и уважения интересов
сторон, при выработке конкретных ус
ловий соглашении СССР вносил в них
соответствующие изменения и дополнения
В С I р 1 )ньн
«СОКО» (SOKO) —авиастроит пр тие
Югославии Образовано в 1951 Совм с
рум пр тнем И Ав «Крайова» разработа
ло и производило истребитель бомбардиров-
щик J 22 «Орао» (в Румынии имеет обоз
начение 1AR 93, см рис в табл XXXVII)
Выпускало уч -тренировочный и легкий
ударный самолёт G-4 «Супер Галеб» с ТРД
(первый полёт в 1978), по лицензии —
франц вертолет Аэроспасьяль SA 342
«Газель»
СОКОЛОВСКИЙ Олег Викторович (1916—
49)—сов лётчик-испытатель, капитан
Окончил Борисоглебскую школу воен лет-
чиков (1940) и остался в ней лётчиком
инструктором Участник Вел Отечеств вой
ны С 1944 ком авиаотряда Руставской
школы воен лётчиков С 1945 ком звена
Высш офицерской авиац школы возд боя
ВВС С 1947 зам ком эскадрильи Высш
офицерских лётио-тактнч курсов ВВС С
1948 на нспытат работе Провёл завод
ские испытания реактивного истребителя
ЛА-176 26 дек 1948 впервые в СССР дос
тиг на ЛА-176 скорости, равной ско
рости звука Погнб при испытании самолё
та Награждён орденом Красного Знамени,
медалями
СОЛНЕЧНЫЙ САМОЛЕТ - термин, упот
ребляемый применительно к самолёту, сило
вая установка к рого использует световую
энергию солнечного излучений и состоит из
фотоэлектрич генератора (солнечных ба
тВрей), электродвигателя и приводимого нм
во вращение воздушного винта В 70 х гг
был создан ряд лёгких эксперим С с , из
к рых выделялся «Солар Челленджер» амер
конструктора П Мак-Криди (рис в табл
XXXVI11) Дл самолета 8,84 м, размах
крыла 14,3 м, взлетная масса (включая
пилота) 15b кг Солнечные батареи, рас
положенные на верх пов сти крыла н ста
билизатора, занимают 68% площади само
лета в плане и развивают в наиболее
благоприятных условиях освещенности мощ
иость на уровне моря 2,55 кВт Масса си
ловой установки в целом ок 30 кг В ню
ле 1981 на этом С с совершён перелет
Париж — Лондон (протяжённость маршрута
368 км, ср скорость 68,5 км/ч, макс вы
епта полета 3570 м)
В беспилотном варианте и при иали
чин на борту аккумуляторов для накоп
ления энергии, вырабатываемой в светлое
время суток С с способен выполнять
полёты продолжительностью в иеск ме
сяцев на больших высотах в целях кар
тОграфнровання местности, ведения разл ро
да наблюдений и решения др специфич
задач
СОЛОВЬЁВ Евгений Степанович (1931 —
78)—сов лётчик испытатель, засл лётчик
испытатель СССР (1973), Герой Сов
Союза (1966) Окончил Чугуевское (Харь
ковское) высшее авиац уч ще лётчиков
(1952) Работал летчиком инструкто
ром, служил в частях ВВС В 1958 окон
чил школу летчиков испытателей и работал
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
лётчиком-испытателем в ЛИИ, с 1959 в
ОКБ П О Сухого, где был одним
из ведущих лётчиков испытателей Участ
вовал в испытаниях более 60 типов само-
летов, в т ч Су, Як, МиГ, Ил, Ту и Ан
Погиб при выполнении испытат полета
Награжден орденами Ленина, Октябрьской
Революции, Красного Знамени, Трудового
Красного Знамени, медалями
СОЛОВЬЕВ Павел Александрович (р
1917)—сов конструктор авиац двигателей,
чл корр АН СССР (1981), проф (I960),
засл деятель науки и техники РСФСР
(1973), Герой Соц Труда (1966) Окончил
Рыбинский авиац ин т (1940) В 1940 -
53 работал в ОКБ А Д Швецова С
1953 гл конструктор этого ОКБ, в 1981 —
89 ген конструктор Под рук С разра-
ботаны первый сов вертолётный ГТД
Д-25В. первый сов ТРДД Д-20П, высоко
экономичные ТРДД Д-ЗОКУ, Д ЗОКП, ПС 90
Деп ВС СССР в 1970—89 Ленинская пр
(1978), Гос пр СССР (1968) Награжден
4 орденами Ленина, орденами Октябрьской
Революции, Трудового Красного Знамени,
Красной Звезды медалями См ст АШ
«СОНДЕРС-РО», «С а у н д е р с Ро» (Saun-
ders-Roe), — авиац фирма Великобритании
Образована в 1928, в 1959 вошла в состав
фирмы «Уэстленд» Специализировалась на
произ ве летающих лодок Построила пер
вую в мире реактивную летающую лод-
ку SR А/1 (первый полёт в 1947), пасс
летающую лодку «Принцесса» на 220 мест
(1952), эксперим истребитель-перехватчик
с комбиниров силовой установкой (ТРД и
ЖРД) SR 53 (1957) В 50-х гг вела произ-во
вертолетов «Скитер» (1948), разработала
вертолет «Уосп»/«Скаут» (1959, см рис в
табл ХХХП)
СООСНЫЙ ВИНТ — два возд (несу-
щих) винта, расположенных непосредственно
один за другим на соосных валах и вра
щаюшихся в противоположных направ
лениях (см рис ) У С в при больших от-
Соосныи впит сачоаета Ан 22 «Ан геи»
носит поступях винта потери мощности,
вызываемые закручиванием возд среды,
меньше, чем у невзаимодействующих винтов
(объясняется тем, что второй винт сни-
жает закручивание, вызываемое первым
винтом) Применение С в позволяет благо-
даря увеличению общего числа лопастей
снимать большую мощность с двигателя, тем
самым повышая полный кпд силовой ус-
тановки С в иа вертолете позволяет, кро
ме того, отказаться от установки рулевого
винта
СОПВИЧ, Сопуит (Sopwilh), Томас Ок
тейв Мёрдок (1888—1989)— один из пионе
ров авиации в Великобритании В 1910 по
лучил свидетельство пилота и стал видным
летчиком спортсменом и испытателем В 19)2
основал летную школу но с 1913 сосредо
точился на разработке и произ ве само-
летов, создав свою фирму в Кингстоне
он Темс (см «Сопвич») В 1914 его би
план «Таблоид», переоборудованный в
гидросамолет, выиграл Шнейдера кубок
В годы 1-й мировой войны фирма в больших
кол-вах выпускала истребители С 1920 С
возглавлял фирму «локер» (новое назв
фирмы «Солвич», данное в честь её лет
чика-испытателя Г Хокера), а впоследст-
вии (с 1935)— концерн «Хокер Сидли»
«СОПВИЧ» (Sopwilh Aviation Со)—само
летостроит фирма Великобритании Создана
в 1913 Т О М Сопвичем, в 1920 назв фирмы
изменено на «Хокер» Известна гл обр
своими истребителями времен 1 и мировой
войны Разработала и выпускала воен
самолеты, в т ч разведчик и легкий бом
бардировщнк «Таблоид» (первый полет в
1913), истреби гель-гидросамолет «Вэби»
(1914), истребители * 11/г-Страттер» (1915,
выпущено 5720), «Пап» (1916, построено
1770), «Трайплейи» («Трнплан», 1916, см
рис в табл VIII) «Кэмел» (1917, построено
ок 5500, летчики этих самолётов сбили
1294 самолета противника, см рис в табл
V111), «Снайп» (1918, построено ок 1,5
тыс, после войны был стандартным ист-
ребителем ВВС Великобритании), палубный
торпедоносец «Куку» (1918)
СОПЛО — профилированный канал (на-
садок), служащий для разгона рабочей сре
ды (газа, жидкости) посредством преобра
зования ее внутр (тепловой) энергии и
потенциальной энергии давления в кинети
ческую Как конструктивный элемент С
используется в разл техн устройствах
турбинах (см Сопловой аппарат турбины),
реактивных двигателях (см Реактивное
сопло), аэродинамических трубах, эжекто-
рах. форсунках топливных и т д Для полу
чения сверхзвук скорости в газовом С
площадь его сечения по длине должна
сначала уменьшаться, а затем возрастать
(см Лаваля сопло)
СОПЛОВОЙ АППАРАТ ТУРБИНЫ—ло
паточный венец, ограниченный пов-стями,
образованными полками по торцам лопаток,
неподвижно закрепленный в корпусе тур
бины (см рнс ) В С а т происходит
расширение газа, при к ром потенц энер
гия сжатого горячего газа преобразует-
ся в кинетическую, поэтому его давле
ние и темп ра уменьшаются, а скорость по
тока увеличивается Кроме того, газовый по
ток закручивается по направлению вра-
щения рабочего колеса Межлопаточные
каналы соплового аппарата турбины име
ют уменьшающуюся по потоку газа пло-
щадь проходного сечения на выходе из
каналов поток, как правило, достигает око
ло или сверхзвук скорости Газодииамич
эффективность работы С а т оценивается
коэф скорости (отношение действит ско
рости истечения газа из С а т к адиаба
тич скорости), равным 0,96—0,98	В
совр высокотемпературных газовых тур
бииах лопатки и торцовые пов сти С а т
охлаждаются изнутри воздухом. Причем
наиболее интенсивно — сопловой аппарат
первой ступени Утечки охлаждающего воз
духа по стыкам торцовых полок сопловых
лопаток ухудшают тепловое состояние ло
латок и снижают газодинамнч эффектив
ность С а т Уплотнения на его внутр
торцевых пов-стях препятствуют перете
канию газа под лопаточными венцами
Во мн конструкциях С а т через по
лые сопловые лопатки проходят силовые
стойки опоры турбины н коммуникации
масляной системы Лопатки С а т изго-
товляются из жаропрочных жаростойких
Конструктивная схема соплового аппарата турби-
ны I — наружный корпус турбины, 2 — силовая
шпилька 3 — сопловая лопатка, 4 — торцовые
полки т внутренний корпус турбины 6—жа
рован труба камеры Сгорания
сплавов методом литья по выплавляемым
моделям
Лит Абианц В X, Теория авиационных гэзо
аых турбни 3 изд М, 1979 Б А Пономарев
СОПРОТИВЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕС-
КОЕ — проекция главного вектора аэроди
намич сил (см Аэродинамические силы
и моменты), приложенных к обтекаемой
пов сти тела, на направление его движения
Термин «сопротивление» первоначально
(вплоть до нач 20 в ) употреблялся для
обозначения гл вектора аэродинамич сил,
а его проекция на направление потока
наз лобовым сопротивлением Проб-
лема С а — одна из гл проблем аэроди-
намики
При движении тела с его стороны на
среду (жидкость, газ) действует сила, к-рая,
согласно закону Ньютона, равна по зна-
чению и противоположна по направлению
С а , эта сила, в отличие от подъемной
силы, совершает работу и сообщает жид-
кости (газу) определ энергию, к рая рас-
сеивается в вязкой среде С а , в ко-
нечном счёте, обусловлено действием сил
трения и процессами диссипации механич
(кинетич ) энергии движения среды, т е не-
обратимыми процессами перехода механич
энергии в тепловую
С а X состоит из сопротивления давле
ни я XD, представляющего собой интеграл
по обтекаемой пов сти проекции нормаль-
ных напряжений на направление движения
и сопротивления трения Xw, представляюще-
го собой интеграл по обтекаемой пов сти про-
екции касат напряжений на то же на-
правление Сопротивление трения (СТ) за-
висит от характера движения среды в по-
верхностном слое (ламинарное, переходное
или турбулентное течение) и Рейнольдса
числа Re, уменьшаясь по мере роста зна-
чения Re
С а и его составляющие можно не
посредственно определить эксперим путём
значение X определяется, напр , по резуль
тэтам весовых измерений при испытаниях
в аэродинамических трубах, значение XD
вычисляется по распределению давления,
измеренного с помощью дренажных отвер
стий на обтекаемой пов-сти, а значение
XW=X —XD Обе составляющие С а свя-
заны друг с другом и зависят от мн фак
торов, характеризующих режим движения
тела и его конфигурацию Тем не менее
в аэродинамике выделяются разл компо-
ненты сопротивления давления (СД), по-
скольку в авиации, как правило, приходится
www.vokb-la.spb.ru - CaMO^QE№lQT*|l^ll£HHE 527
иметь дело с движением ЛА при больших
числах Рейнольдса, когда действие сил
трения проявляется существ образом толь-
ко в тонком пограничном слое, примы1
кающем к пов сти тела, а осн внеш по
ток можно считать невязким
Согласно Д Аламбера—Эйлера парадок
су С а любого тела в однородном стаци
онарном потоке идеальной (невязкой) не
сжимаемой жидкости равно нулю Вопре
ки этому в реально наблюдаемых течениях
даже очень маловязкнх жидкостей С а
может быть достаточно велико, напр . С
а сферы, отнесённое к скоростному на-
пору и площади большого круга, есть ве
личина порядка единицы Отметим, что при
нестационарном движении тело обладает С
а , к-рое возникает за счет ускорения нек рой
части окружающей тело среды (см Присое
диненная масса), этот компонент СД имеет
место и при движении в идеальной среде
Поэтому ниже всюду речь будет идти толь
ко о стационарном движении тела
Разрешенне парадокса Д’Аламбера —
Эйлера было дано в 1904 Л Прандтлем, уста-
новившим, что сколь угодно малая вяз
кость среды при определ условиях может
приводить к полной перестройке течения по
сравнению с теоретич картиной, соответст
вующей безотрывному движению идеальной
жидкости Причиной такой перестройки, сос-
тоящей в переходе от безотрывной формы об
текания к отрывной, является действие сил
внутр трения в пограничном слое
Рассмотрим крыло бесконечного размаха
(профиль) в потоке несжимаемой вязкой
жидкости При движении профиля вблизи
его пов сти образуется пограничный слой
к-рый определяет СТ профиля Наличие
пограничного слоя приводит к оттеснению
струек тока от пов сти профиля и обра
зованию за ним следа аэродинамического
В результате обтекается как бы новый кон
тур. состоящий нз утолщённого тела и вяз
кого следа за ним Вдоль такого контура
поток тормозится меньше, и давление в
кормовой части профиля не восстанавлива-
ется до значения, соответствующего обтека
нию его невязким потоком Устанавливаю
щееся прн этом распределение давления
Рнс. I. Зависимость коэффициента с, аэродина
мнческого сопротивления и вкладов в него со пр о
тивлений трения I и давления (формы) 2 для
симметричного профиля Жуковского от его отно
снтельной толщины — с (в процентах САХ) при
нулевом утле атаки
Рис 2 Сравнительные размеры профиля I и цн
лнндра 2 при одинаковом значении лрофндьного
сопротивюиин (Re — 4 IО51
Рис 3 Зависимость коэффициента аэродииачн
ческого сопротивтения с, поперечно обтекаемого
инлнндра от числа Рениотьдсз I —точка отрыва
тамннарното потраннчното Стоя 2 — точка отрыва
турбулентного пограничного слоя, — скорость
набегающего потоки
на пов сти профиля определяет СД, зна
чеиие к рого зависит от толщины и формы
контура профиля поэтому его часто наз
сопротивлением формы (СФ) Сумма
сопротивлений формы и трения представ
ляет собой профильное сопротивление (ПС),
к-рое в данном случае совпадает с С а
У относительно тонких профилей с ост-
рок задней кромкой (хорошо обтекаемые
профили), к рые на малых углах атаки об-
текаются практически без отрыва потока
н к-рые нашли широкое применение в ави-
ации. СФ составляет небольшую часть
ПС (рнс i), при возрастании числа Рей
нольдса ПС уменьшается За плохо обтека
емыми телами образуется область развитого
отрывного течения, что обусловливает СД.
намного большее СТ В качестве приме
ра на рис 2 в одном масштабе пока-
заны хорошо обтекаемый профиль и круго
вон цнлнидр. обладающие одинаковым С а
При больших числах Рейнольдса лами
нарное течение нз-за неустойчивости пе-
реходит в турбулентное Турбулентный по
граничный слой по сравнению с ламинарным
может выдержать большие перепады дав
ления Это приводит к смещению точки от
рыва пограничного слоя вниз по потоку
(рис 3), сокращению поперечного размера
срывной зоны и резкому уменьшению ПС.
Рнс. 4. Зависимость коэффициента аэ родя на ми
ческого сопротивления с, от числа	для
профи тя с относите тьиои то i щи нон 9% при hv ie
аоч vrie атаки и вк талон в него вогнового
сопротивгении I, сопротивгения формы 2 и со
противления трения j Жирная тнния нал Про
фн |ем замыкающнн скачок vллотнення нз штрн
ХОВОН .1HHHH М — I
хотя СТ прн этом возрастает (см Кри
зис сопротивления)
Для крыльев конечного размаха, а также
для любых пространств тел конечных раз
меров наряду с рассмотренным выше име
ется и др механизм образования сопро
тивлення. поэтому при распространении
понятий «сопротивление форм» и «профиль
ное сопротивление» на пространств случай
обычно определяют нх для условий об
текания при нулевой подъёмной силе (коэф
подъёмной с илы с#=0) При нали’чии подъём
ной силы (с^^ьО) образующаяся за телом
вихревая пелена вызывает появление индук
тивного сопротивления (ИС), являющегося
частью СД (коэф ИС с„ пропорционален с?)
Механизм возникновения ИС связан с тем,
что непрерывно порождаемая телом вихре
вая пелена индуцирует движение всё новых
масс среды, т е имеет место непрерывное уве
личение кннетнч энергии потока, а это воз
можно только при работе силы сопротнвле
иия отличной от нуля Этот механизм ИС
может быть объяснён в рамках теории иде
альной жидкости, хотя следует помнить, что
в действительности генерация завнхренно
сти на пов сти тела и ее диссипация в потоке
обусловлены действием вязкости среды
При больших дозвук скоростях полёта
начинает проявляться сжимаемость воздуха,
н при нек-ром критич Маха числе Мф на
обтекаемой пов сти тела скорость потока
достигает скорости, равной местной скоро-
сти звука Прн числах Маха МОО>МФ около
тела образуются местные зоны сверхзвук
течения, к рые замыкаются узкими области
ми с большими градиентами газодинамич
переменных — скачками уплотнения В этих
скачках существенно действие вязкости и теп
лопроводности, в результате чего происходит
необратимый переход части кинетич энер-
гии в тепловую что обусловливает появ
ление волнового сопротивления, являюше
гося частью СД В рамках идеального газа
этот механизм образования сопротивления
воспроизводится в теории ударных волн За
мыкающие скачки уплотнения часто вызы-
вают отрыв пограничного слоя, что приводит
к дополнит возрастанию СД (рис 4) При
сверх н гиперзвук скоростях полёта волно
вое сопротивление также обусловлено обра
зованием ударных волн, в к-рых происходит
диссипация механич энергии Тела, движу-
щиеся со сверх и гиперзвук скоростями, час
то имеют затупл кормовую часть, к рая обте
кается со срывом потока что обусловливает
дополнит увеличение СД, эту часть СД
обычно рассматривают отдельно н назы-
вают донным сопротивлением
При движении реальных ЛА потоки воз
духа, обтекающие его отд элементы, вза
имодействуют между собой, т е имеет ме-
сто интерференция аэродинамическая, к рая
также приводит к изменению СД, эта часть
СД называется сопротивлением ин-
терференции Кроме того. ЛА на своей
пов Сти имеют разл рода надстройки, выс
тупы, неровности и щели, к-рые связаны
с конструкцией и технологией изготовления
н неизбежно обусловливают появление вред-
ного сопротивления На режиме движения с
нулевой подъёмной силон оно может дости
гать 15% С а
При равномерном прямолинейном движе
нии ЛА С а определяет потребную тягу
двигателей, поэтому для увеличения ско"
рости и дальности полёта стремятся его
уменьшить Наибольший эффект достигает-
ся при снижении того вида сопротнвле
ния, к рое является наибольшим для рас-
сматриваемого режима полета Напр , для
летающего с малыми дозвук скоростями
самолета с крылом обычного удлинения,
в первую очередь необходимо уменьшить
ПС и ИС ПС можно снизить либо пу
528 СОПРОТИВЛЕНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тём уменьшения толщины крыла н фюзе
ляжа (снижение СД), либо путём улуч
шения отделки пов-стн ЛА (снижение СТ),
а ИС — путём увеличения удлинения крыла
Прн транс и сверхзвук скоростях С а
снижается путём использования стрело-
видных крыльев и оперения, уменьшения от
носнт толщин крыльев, оперения и фюзеля-
жа, а также рациональной компоновкой
ЛА в целом с применением площадей пра-
вила
В нек рых случаях для уменьшения ско-
рости полета, напр прн входе гиперзвук
ЛА в плотные слои атмосферы, прибе-
гают к увеличению С а , что достигает
ся либо увеличением площади лобоаой
нов сти, либо выходом на большие углы
атаки
Лит Бэтчелор Дж, Введение в динамику
жидкости, пер с англ . М . 1973, Петрой К П,
Аэродинамика ракет, М , 1477. М и к е л а д з е В Г
Титов В М Основные геометрические н
аэродинамические характеристики самолетов и ра
кет М, 1982, Лойцянскнй Л Г, Механн
ка жидкости и газа 6 изд М , 1987
В А Башкин В В Сычев
СОПРОТИВЛЕНИЕ ТРЕНИЯ — проекция
касат напряжений, приложенных к обте-
каемой пов-стн тела, на направление его
движения С т есть составная часть сопро-
тивления аэродинамического (СА) и обус
ловлено проявлением действия сил внутр
трения (вязкости), при движении тела в иде-
альной среде (см Идеальная жидкость)
оно отсутствует Сти его доля в СА
зависят от параметров движеиня, формы
тела, характера обтекания, режима те
чения среды (ламинарное, переходное или
турбулентное) и т п Так, напр , при без-
отрывном обтекании потоком несжимаемой
жидкости тонкого профиля крыла с затупл
передней н острой задней кромками под
малым углом атаки С т вносит осн
вклад в СА, поскольку в потоке идеаль-
ной жидкости его сопротивление равно
нулю (Д Аламбера — Эйлера парадокс) В
вязкой среде наряду с С т нз-за вытесня-
ющего действия вязкости появляется так-
же сопротивление давления (СД), крое
при больших Рейнольдса числах пропор-
ционально толщине вытеснения погранично-
го слоя Аналогичная картниа имеет место
в дозвук потоке сжимаемой среды Для
крыла конечного размаха доля С т нес
колько уменьшается из за наличия индук-
тивного сопротивления Прн транс- и сверх-
звук скоростях движения прн обтеканнн
такого профиля образуются ударные волны,
в к-рых происходит диссипация энергии,
обусловливающая значит волновое сопро-
тивление (ВС), являющееся частью СД,
вследствие этого с увеличением Маха числа
набегающего потока вклад С т в СА про-
филя быстро уменьшается, при сверхзвук
скоростях нм можно пренебречь по срав
неиию с СД Но если при сверхзвук
скоростях у профиля сделать переднюю
кромку острой, то его ВС резко умень
шится н С т будет сравнимо с СД Для
плохо обтекаемых тел, напр для сферы,
при всех скоростях движения СД намного
превышает С т , при этом характер течения
среды в пристеночном слое оказывает замет-
ное влияние на СД из за разного положения
точки отрыва потока (см Кризис сопротивле-
ния) В силу сказанного для дозвук самоле
тов С т играет существенную роль По
скольку движение самолетов происходит при
больших числах Рейнольдса и на боль
шей части обтекаемой пов-сти в погранич
ном слое реализуется турбулентный режим
течения, то для уменьшения С т при-
меняются разл методы, направленные на уве
личенне области течения с ламинарным
режимом (см Ламинарный профиль, Лами
наризация пограничного слоя)
Для сверхзвук самолётов, и в особенности
для ЛА, спускаемых с орбиты, С т от
носительно мало по сравнению с СД,
поэтому здесь осн внимание уделяется
снижению ВС Хотя Сти мало, но с ним
связано проявление вязкости среды и,
следовательно, аэродинамическое нагрева
ние ЛА (подводимая к обтекаемой
пов сти Л А тепловая энергия пропорциональ-
на С т )
При больших числах Рейнольдса С т
обычно рассчитывается в рамках теории
пограничного слоя При очень больших
сверхзвук скоростях движения становнт
ся существенным учёт взаимодействия по-
граничного слоя с внеш -невязким пото-
ком, иногда расчет С т , а также н аэро
динамич нагревания проводится на осно-
ве полных Навье—Стокса уравнений нли
ур-ний Навье—Стокса, в к рых отброшены
нек рые члены для облегчения чнсл анализа
задачи Для определения С т применяют
ся также эксперим методы исследования
В аэродинамич расчетах широко исполь
зуется безразмерный суммарный коэ ффи-
циент С т Cf, равный отношению сум-
марной силы С т Xw к характерному
скоростному напору q и характерной пло-
щади S Cf— Xw/qS	В А Башкин
СОПРОТИВЛЕНИЕ УСТАЛОСТИ авиа-
ционных конструкций — способность
конструкции ЛА сопротивляться повреж-
дающему действию переменных повторяю
щнхся нагрузок (напряжений) С у харак-
теризуется цнклич долговечностью (числа-
ми циклов нагружения, полетов, часов
налета нт п ), соответствующей определ
комбинации перем нагрузок, или уровнем
иагруженностн, соответствующем определ
циклнч долговечности См Усталость а в иа-
цнонных конструкций
СОТОВАЯ КОНСТРУКЦИЯ - многослой
ная конструкция, состоящая нз двух обши-
вок — несущих слоев, соединённых сотовым
заполнителем и окантованных по перимет
ру элементамн каркаса (рис I) Назв
«сотовый» заполнитель получил за наиболее
распространенную шестигранную структуру,
сходную с пчелиными сотами С т при-
меняются в осн в авна- и ракетостроении
и предназначены для восприятия и переда
чи распредел нагрузок, действующих на
элементы конструкции ЛА С к выпол-
няют также и спец ф ции звукоизоляц ,
демпфирующие, теплозащитные, радиопроз-
рачные, аэродинамич (гладкость обшивки),
декоративные и др С к используются для
изготовления след элементов ЛА фюзе-
ляжа, оперения, крыла (в т ч носовые и
хвостовые части крыла, закрылки, тормоз
ные щиткн, рули, лонжероны, нервюры), об
текателен антенн, воздухозаборников, пе-
регородок, панелей пола, стеллажей, бага-
жных полок, кресел, декоративных пане
лей, дверей, лопастей несущего вннта верто-
лётов и др
Принципы работы С к прн нагружении
жесткий на сдвиг н легкий сотовый за
полннтель воспринимает поперечный сдвиг
и предохраняет тонкие несущие слои от
потери устойчивости прн продольном ежа
тии, обеспечивая в то же время нх совм
работу Несущие слон воспринимают рас
тяжение сжатие, сдвиг в плоскости слоев
и поперечный изгиб и предохраняют от внеш
воздействия сотовый заполнитель Такое
взаимодействие элементов С к обеспе-
чивает большую жесткость и высокую не-
сущую способность С к прн малой мае
се С к по принципу работы относятся
к слоистым (трёхслонным) конструкциям,
а по конструктивному исполнению заполни
теля (в виде сотовых ячеек) являются
ячеистыми конструкциями С к различают
по форме в плане — прямоугольные, паралле-
Рис. 1. Сотовая конструкция I — несущие слои,
2 — сотовый заполнитель, 3 — элементы каркаса
Рнс 2 Формы ячеек заполнителя I — четырех
граиные соты, 2 — шестигранные соты, 3 — шах
четные соты, 4 — гибкие соты
Рис 3 Схема изготовлении сотового запотинтеля
а профилирование, б— растяжка
Рис 4 Трехстопные паиети крыла самолета «Мое
КИТО*
34 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими^^Л^Й^^ №.9
лограммные, трапециевидные, круглые, по
толщине — пост толщины и переменной, по
структуре поперечного сечения — снимет
рнчного строения и несимметричного, по кри-
визне пов-сти — плоские, пологие криволи-
нейные панели, оболочки; по материалам
несущих слоёв — металлич . неметаллич.,
композиционные, комбинированные, по фор-
ме ячеек сотового заполнителя — четырех-
гранные. шестигранные, шахматные, специ-
альные гибкие формы (рис. 2), по Типу соеди
нения обшивок с сотовым заполните-
лем ~~ клеёные, паяные, сварные. На рис.
3 показана схема изготовления сотового
заполнителя.
В 1940-е гг. тонкие фанерные обшивки
крыла и фюзеляжа со сплошным и сото-
вым заполнением были использованы в
конструкции англ, самолёта Де Хэвилленд
«Москито» (рис. 4). В 1944 после появ-
ления фенольного клея «ридакс» были из-
готовлены первые цельнометаллич клеёные
слоистые панели с сотовым (ячеистым)
заполнителем
В начале 50-х гг С к. из лёгких
сплавов начинают использоваться в са-
молётах американских фирм. Фирма «Авро»
(Великобритания) построила эксперим.
самолёт «Авро-720», в к-ром масса С. к.
составляла около 85% массы всей конструк-
ции. С кон. 50-х гг. С к. начали приме-
няться в конструкциях лопастей несущих
винтов вертолётов, в дальнейшем — в др.
элементах ЛА.	Ю А Гладков
СОХРАНЕНИЯ ЗАКОНЫ в аэро- и
гидродинамике-фундам законы ме-
ханики, сформулированные для движущей-
ся сплошной среды и выражающие собой
законы сохранения массы, импульса и энер-
гии. Для произвольного объёма т жидкости
(газа), ограниченного замкнутой пов-стью
S, С. з. в интегральной форме записы-
ваются след, образом:
S	т
(закон сохранения массы)
s	г
(закон сохранения импульса).
№H£+’"v)M№e+‘!FV>,,T“
(закон сохранения энергии)
Здесь q плотность, Г — темп-pa, е -- ин
тенсивность внутр, источников энергии, к —
теплопроводность, t — время, D/Dt — т. н
полная, или субстанциональная, производ-
ная, е -- внутр, энергия, V, р„, F — скорость,
поверхностная сила и массовая сила соответ-
ственно, п — внеш нормаль к пов-сти S. Если
поверхностные интегралы с помощью ф-лы
Грина выразить через объемные и восполь-
зоваться связью вектора поверхностной
силы с давлением гидродинамическим и тен-
зором скоростей деформаций, то из ин-
тегральных С з выводятся диф формы их
записи: неразрывности уравнение. павье —
Стокса уравнения и энергии уравнение С з ,
записанные как в интегральной, так и диф
ференциальной форме, служат основой для
теоретич- исследования аэрогидродинамич
задач.
Лит . Лойця некий Л Г. Механика жидкости
и газа, 6 изд , М , 1987.	В 4 Башкин
«СПАД» (SPAD. Societe pour L'Aviation
et Ses Deriveesj — самолётостроит. фирма
Франции. Осн в 1910 под назв. «Депер-
дюссен» (Societe pour les Appareils Deper-
dussin) В 1914 слилась с фирмой Л Блерио,
к-рая до сер. 30-х Гг употребляла аббре-
виатуру СПАД в обозначении мн своих са-
молётов. См рис в табл. VIII.
«СПЕЙС ШАТТЛ» (аигл Space Shuttle —
космич. челнок)-- пилотируемый транспорт-
ный космич. корабль многоразового исполь-
зования. созданный в США (рнс в табл.
XXXVIII). Обеспечивает вывод космич.
объектов иа низкие геоцентрич. орбиты
(выс. 200 — 500 км), возвращение объек-
тов на Землю, ремонт и обслуживание
спутников, проведение экспериментов и др.
операций на орбите Является осн. компо-
нентом «космической транспортной систе-
мы», включающей т и. межорбитальные
буксиры для перевода объектов с низкой
на более высокую геоцентрич. Орбиту Старт
«С. ш.» вертикальный, схема двухступен-
чатая, при старте включаются двигатели
обеих ступеней Первая ступень — два РДТТ
(ускорители), к-рые после отделения спус-
каются в океан на парашютах и затем
после восстановления используются повтор-
но (до 20 раз). Вторая (орбитальная)
ступень — пилотируемая крылатая (дл. 37,3
м, выс. по килю |7,3 м, размах крыла
23,8 м. крыло с двойной стреловидностью) —
разработана фирмой «.Рокуэлл», после схода
с орбиты совершает планирующий полёт и
«самолетную» посадку на спец, полосу боль-
шой длины. Управление при спуске газодина-
мическое (в верх, слоях атмосферы) и обы-
чное аэродинамич. (в плотных слоях). Ре-
сурс — 100 полётов. При старте первая и вто-
рая ступени состыкованы с несохраняемым
топливным баком, содержащим жидкое
Старт «Спенс шаттла»
топливо для осн. двигат установки (три кн-
слородно-водородных ЖРД) второй ступени
Офиц начало разработки 1972, первый ко-
смич- полёт в 1981. К 1992 построено 5 орбит,
ступеней: «Колумбия», «Челленджер».
«Дискавери», «Атлантис» и «Индевор».
Часть запланиров. полётов воен назначения
28 янв. 1986 «Челленджер» потерпел ката-
строфу при старте. Экипаж, состоящий из
7 чел , погиб. В том же году принято реше-
ние о постройке ещё одной орбит ступе-
ни Полёты возобновились в сент 1988 Оси.
данные корабля, выс в стартовом поло-
жении 56 м, стартовая масса ок. 2000 т,
общая Стартовая тяга 34.4 МН, макс
полезный груз 29,5 т (при выводе на
Орбиту) и 14,5 т {при возвращении на Зем-
лю), габариты грузового отсека 18,3x4.6 м,
макс, продолжительность полёта 30 сут , эки-
паж до 7 чел	Ю Я Шилов
СПЕКТР ПОТОКА — картина обтекания
тела жидкостью или газом, получаемая ме
тодами визуализации течений. С помощью
С- п обнаруживаются особенности обтека-
ния тела (срывы потока, вихри, скачки
уплотнения и волны разрежения), выяс-
няются дефекты формы ЛА. нарушающие
плавное обтекание, и находятся его раци-
ональные формы, определяются углы атаки
ЛА и углы Отклонения органов управления,
при к-рых наступает отрыв потока; на ос-
нове С. п. создают расчётные схемы течения.
СПЕКТРАЛЬНЫЕ МЕТОДЫ ИССЛЕДО-
ВАНИЯ — методы, использующие спект-
ральные приборы и установки, обеспечи-
вающие в аэродинамическом эксперименте
качеств- и количеств, анализ состава и сос-
тояния газового потока, бесконтактное и
безынерционное измерение в заданных точ
ках поля течения локальных значений осн.
газодинамнч. переменных: темп-ры. плотнос-
ти (концентрации частиц), давления, ско-
рости, а также поля темп-ры пов-сти нагре-
тых тел и их оптич. хар-к (излучат способ-
ность и др ). С. м. и. базируются на ис-
пользовании собств. излучения атомов и мо-
лекул Исследуемого в-ва — спонтанного (са-
мопроизвольного) или вынужденного воз-
действием внеш, источников -- либо погло-
щения внеш, излучения атомами или моле-
кулами. В осн С. м. и. лежат известные
физ законы, выражающие зависимость ин-
тенсивности и спектрального распределения
излучения объектов (газа, модели) от его
состава и состояния, напр закон тепло-
вого излучения Кирхгофа, закон излучения
абсолютно чёрного тела Стефана — Больц-
мана, закон смещения Вина и др Процесс
практич. реализации С м. и. заключается в
следующем излучение исследуемого объек-
та. воспринимаемое оптич. (спектральным)
прибором, развертывается в спектр, состав
изучаемой газовой среды или модели опреде-
ляется по присутствующим в спектре атом-
ным линиям и мол. полосам, соответству-
ющим разл хим. элементам и соедине
пням; параметры среды или объекта оп
ределяются по абсолютной или относит,
интенсивности спектральных линий, по их
уширению и смещению. При реализации
С. м. и. используются спектральные при-
боры. работающие в разл областях спект-
ра (от УФ до ПК), самого разного наз-
начения (спектрографы, спектрометры, ин-
терферометры Фабри —Перо и др ). Погреш-
ность определения исследуемых параметров
в зависимости от условий эксперимента
изменяется от 2 — 3% до 10—15%.
С. м. и в класенч исполнении приме-
няются в аэродинамич трубах с гипер-
звук. течением и в установках с плазменны-
ми струями, где наблюдается свечение
газа и нагретой модели. Методы т. н ла
шрной спектроскопии могут применяться
также в аэродинамич трубах со сверх-,
530 СОХРАНЕНИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
транс и дозвук течениями С м и час
то сочетаются с др оптическими методами
исследования течений	В А Яковлев
СПЕЧЕННЫЕ МАТЕРИАЛЫ — см в ст
Порошковые материалы
СПИРАЛЬ (первоисточник греч sperra —
виток) — фигура пилотажа движение ЛА по
отвесной винтовои динии (см рис ) Может
быть восходящей и нисходящей С при
выполнении к рой скорость крен, угол
наклона траектории постоянны и нет сколь
жения наз правильной, по крену раз
дичают пологую (мелкую) и крутую
(глубокую) С Правильная С без тяги
двигателя при к рой за один виток теряет
ся наименьшая высота наз наивыгод
и е й ш е й
СПИРАЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ — стрем
ление ЛА уменьшить угол крена до нуля без
вмешательства летчика С у — составная
часть боковой устойчивости — определяется
малым действие корнем (т н спираль
иым корнем) характеристического уравнения
линеаризов ур ний четвертого порядка бо
кового возмущенного движения В зависи
мости от знака спирального корня спи
ральное движение может быть устойчивым
либо неустойчивым В случае устойчивого
спирального движения угол креиа без вме
шательства летчика медленно уменьшается
в случае неустойчивого — медленно увели
чивается
В условиях нормального пилотирования
при хорошем визуальном контроле линии
горизонта и исправных пилотажно навигац
приборах медленно развивающееся спи
ральное движение (как устойчивое так и
неустойчивое) легко контролируется и кор
ректируется летчиком На практике допу
скается спиральная неустойчивость само
лета если время удвоения нач угла крена
не менее определ значения (20—40 с)
При отказах пилотажно навигац прибо
ров в условиях плохой видимости спираль
ная неустойчивость приводит к незаметному
для летчика снижению самолета по спи
ральиой траектории и возникновению опас
ной ситуации связанной как с потерей
высоты так и с появлением предпосылок
к сваливанию и попаданию и штопор Ав
томатизация ручного управления с использо
ванием системы улучшения устойчивости и
управляемости позволяет целенаправленно
влиять на С у самолета
Лит Бюш гене Г < Ctvahcs Р В Аэ
ро тина мн ка самотета Динамика продольного и бо
кового движения М 1979	В И Кобзев
СПИРИН Иван Тимофеевич (1898—1960) —
сов воен и полярный навигатор геи
лейтенант авиации (1943) проф д р геогр
наук (1938) Герой Сов Союза (1937) Участ
ник Гражд и Вел Отечеств войн Окон
чил Качинскую воен авнац школу (1922)
Высш воен академию (1950 позже Воен
академия Генштаба Вооруженных Сил
СССР) В 1934 в составе экипажа М М Гро
мова установил мировой рекорд дальности
полета (12 411 км) Участвовал в высад
ке И Д Папанина и его группы на Сев по
люс в качестве флаг штурмана экспедиции
(1937) поисках пропавшего самолета
С А Леваневского (1937—38) Занимал
ся теоретич обоснованием методов само
летовождения в Антарктике разрабатывал
навигац приборы Награжден 3 орденами
Ленина 2 орденами Красного Знамени орде
нами Отечественной войны 1 и степ Трудо
вого Красного Знамени 2 орденами Красной
Звезды медалями Портрет см на стр 526
Соч ЗаКнски военного летчика М 1939
На Северный полюс М 1952
СПЛОШНАЯ СРЕДА — непрерывная суб
станция сколь угодно малая часть к рои
обладает свойствами целого В С с все
хар ки в ва (плотность скорость и др )
являются непрерывными ф пнями прост
ранств координат и времени всюду кроме
особых линий и пов стей т е пренебре
гается атомным (мол ) строением в ва Мо
дель С с используется напр при изу
чении явлений в газах, когда характер
ные линейные масштабы Значительно боть
ше среднего свободного пробега молекул в
газе Это условие выполняется в большим
стве случаев движения ЛА в атмосфере Мо
дель С с широко используется при изу
чеиии процессов и явлений в жидкостях
газах и твердых телах (см Механика сплош
ных сред)
СПОЙЛЕР — употребляемое в иностр лит
ре назв гасителя подъемной силы (см в ст
Интерцептор)
СПОРТИВНЫЙ ВЕРТОЛЕТ — предназиа
чается для обучения тренировки и сорев
нований спортсменов (экипажей) в выполне
нии спец упражнений (см Вертолетный
спорт) С в способен совершать полет на
малой высоте с выполнением заданных эволю
ций и осуществлять свободный пилотаж в
крайне огранич пространстве Важнейшие
требования к С в — небольшой вес высокие
летно техн хар ки и энерговооруженность
хороший обзор и простота управления
До 1987 специальные С в в СССР серийно
не строились Спортсмены соревновались
на легких вертолетах предназначенных для
решения разл нар хоз задач В 1948 в ОКБ
руководимом М Л Милем был разработан
легкий трехместный вертолет Ми I Сов лет
чики многократно устанавливали на нем ре
корды утверждавшиеся в качестве мировых
для вертолетов этою класса В 1961 на базе
Ми 1 создан легкий вертолет Ми 2 На вер
толетах Ми I и Ми 2 сов спортсмены участ
вовали в чемпионате мира 1978 и завоева ш
38 медалей из 42 В 1987 создай С в Ми 34
к рый призван стать массовым для подго
товки спортсменов в аэроклубах
За рубежом специально С в также н
создавались На междунар состязаниях ис
пользовались легкие воен вертолеты или
вертолеты, изготовленные по частному зака
зу Из совр зарубежных С в наиболее рас
пространсны «Линкс» (Великобритания)
ВК Н7 (ФРГ) R 22 и ОН 6А (США)
SA3I5 SA317 AS355 (Франция)
I П Поляков
СПОРТИВНЫЙ САМОЛЕТ — предназнача
ется для обучения тренировки и соревно
вании летчиков спортсменов (см Самолет
ный спорт) Важнейшие особенности С с —
небольшой вес высокие аэродинамич и пн
лотажные качества простота управления
возможность длит полета с большими по
дожит и отри цат перегрузками
Первыми Сев СССР были одномест
нын моноплан АНТ 1 (см Ту) А Н Тупо
лева (1923) и двухместный биплан АИР I
А С Яковлева (1927) В довоен период
для подготовки спортсменов в орг циях Осо
авиахима использовались АИР 4 АИР 6
АИР 14 УТ I Яковлева Г 22 Г 23 В К Гри
бовского У 2 Н Н Поликарпова и др лег
комоторные самолеты В послевоенные осо
беино в 60 е годы в связи с решениями
ФАИ (I960) о проведении чемпионатов мн
ра по высшему пилотажу стали создаваться
более скоростные машины обладающие хо
рошимн летными качествами На 2 м (1962)
и 3 м (1964) чемпионатах мира репутацию
отличного пилотажного самолета завоевал
Як 18П Его дальнейшим развитием стал
Як 18ПМ на к ром на 4 м чемпионате мира
(1966) сов летчики спортсмены завоевали
все золотые серебряные и бронзовые медали
как в мужском так и в женском зачетах
а Як 18ПМ быт признан лучшим С с
Рис 2 < у 2ЬМ
Рис 3 Питтс SIT
34*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт eCflOFJMBHWH 531
Рис. 4. KAF1-20LS,
Рис. 5. Экстра-230.
Рис. 6. 3.
В связи с бурным развитием реактивной
авиации был» созданы С. с. с реактивны-
ми двигателями: двухместный учебный Як-30
и одноместный Як-32 — цельнометаллич. мо-
ноплан с низким расположением крыла, ос-
нащённый лёгким катапультным креслом.
Эксплуатац, перегрузки от + 8 до —4. На
Як-32 лётчицы Р Шнхииа и Г- Корчуганова в
1965 установили два мировых рекорда скоро-
сти. С 1973 в аэроклубы страны стали посту-
пать одноместные пилотажные машины Як 50
(с ПД). На них на 8 м чемпионате мира
(1974) советская команда завоевала 23 ме-
дали из 30. На базе Як 50 был разработан
двухместный Як-52 для обучения спортсме-
нов, но Эти С. с. имели недостаточный ресурс
иограннч. прочность конструкции. В 1981 был
создан более совершенный Як 55 (рис. 1).
Для получения лучших данных при выпол-
нении фигур обратного пилотажа профиль
его крыла сделан симметричным Близка к
полной симметрии н вся аэродинамич схема
Як-55: среднепланное крыло расположено по
оси вектора тяги двигателя, а горизонталь-
ное оперение — практически в следе крыла.
Компоновка машины позволила улучшить его
штопорные хар-ки. Перегрузки ±9. В 1984
на 12-м чемпионате мира X. X, Макагонова
на Як-55 завоевала звание абс. чемпионки
мира по высш, пилотажу.
В 1985 в ОКБ им. П, О. Сухого создан
новый спортивный пилотажный самолёт
Су-26М (конструктор М. П_ Симонов) — рис
2. Гл. отличит, особенность машины -су-
532 СРЕДНЕПЛАН
шествеино меньшие по сравнению с самолё-
тами Як размеры, что значительно улучшило
манёвренность и управляемость, повысило
скорость и позволило выполнять комплексы
фигур высш, пилотажа более динамично и
чётко Конструкция Су-26М выполнена воен,
из угле- и стеклопластиков (первый опыт
в мировом стр-ве С. с ), что увеличивает
ресурс и прочность самолёта. Для Су-26М
разрешены перегрузки от +11 до —9.
Из совр. зарубежных С, с. наиболее рас-
пространены бипланы семейства «Питтс»,
США (рис, 3), моноплаиы семейства КАП,
Франция (рис. 4), Экстра-230, ФРГ (рнс.
5), Злин-50, Чехословакия (рис 6).
Лит - Яковлеве А, Спортивные самолеты, М ,
1981.	Р П Поляков.
СРЕДНЕПЛАН — см. в ст Моноплан.
СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОР-
ДА (САХ) —- см. в ст. Хорда.
СРЕТЕНСКИЙ Леонид Николаевич (1902—
73) - сов. учёный в области гндро- и аэро-
механики и математики, чл -корр. АН СССР
(1939). Окончил МГУ (1923), работал в
Йн-те математики в механики МГУ (1923—
29), Гидрометеорол. ин-те (1930—34), ЦАГИ
(1931—41), Ин-те теоретич, геофизики АН
СССР (1941—45), Мор гидрофиз. ии-те АН
СССР (1951—62), В 1949—53 вице-прези-
дент Моск, матем. об-ва. Осн. труды по гндро-
и аэромеханике, газовой динамике, геофизи-
ке, теоретич. механике. Награждён 2 ордена-
ми Ленина, орденом Трудового Красного Зна-
мени, Портрет см. на стр. 539.
Соч.: Теория волновых движений жидкости, 2
изд., М._ 1977.
СРЫВ ПОТОКА, отрыв потока, одно из
наиболее распространённых явлений в меха-
нике жидкости и газа. Оно может иаблю-
датьси при обтекании крыла самолёта и его
хвостового оперении, около кормовой части
фюзеляжа, в диффузорах и т. д. С п. состоит
в том, что взамен гладкого обтекания тела
(рис_, о) реализуется поток, содержащий
область возвратно-вихревого течения (рис.,
б), к-рая может быть замкнутой или откры-
той. Обычно передняя часть тела обтекается
гладко, а вихревая область расположена око-
ло его задней части. Характерным для этой
области является такое течение жидкости
(газа), в к-ром частицы движутся не только
в направлении осн. потока (потока вне обла-
сти возвратно-вихревого течения), но и в
противоположном направлении- С п. при об-
Обтеканне крыла: а - безотрывное; б — с отры-
вом потока
текании элементов ЛА (таких, напр., как
крыло самолёта) крайне нежелателен, по-
скольку его появление приводит к значит
росту сопротивления аэродинамического и.
как правило, к снижению подъёмной силы.
Используются разл. методы улучшения
формы крыльев с целью затягивания отрыва
потока — приближения точки отрыва к зад-
ней кромке крыла. Тем самым достигается
уменьшение влияния С. п, на аэродинамич.
хар-ки крыла, Исключением является, напр.,
треугольное крыло малого удлинения, при
обтекании к-рого С. п. с передних кромок
сопровождается образованием иад его верх,
пов-стью двух вихревых жгутов (см. рнс.
к ст. Вихря разрушение. Крыла теория), чТо
приводит к снижению давления иад ней и,
следовательно, к увеличению подъёмной си-
лы. См. также Вихревое течение, Отрывное
течение. Отрыв пограничного слоя.
СРЫВНОЕ ТЕЧЕНИЕ — то же, что отрыв-
ное течение.
С РЫВ НОЙ ФЛАТТЕР — флаттер упругой
несущей поверхности со значит, преоблада-
нием крутильных форм колебаний над нзгнб-
ными, возбуждающийся вследствие гистере-
зиса аэродинамич. сил и моментов при дина-
мич. срыве потока. Гистерезис возникает при
Зависимости коэффициента подъёмной силы с*
от угла атаки прн его динамическом (1) и ста-
тическом (2) изменениях
динамич- изменении угла атаки а лишь в
области, прилегающей к критич. углу атаки
акр, в к-рой происходит запаздывание срыва
и присоединения потока по сравнению со
стационарным (статич.) случаем (см. рис.).
Особенно серьёзную проблему С. ф. пред-
ставляет для несущих пов-стей со сравни-
тельно небольшими хордами', для лопастей
возд», несущих и рулевых винтов, лопаток
турбин, компрессоров, вентиляторов,
СТАБИЛИЗАТОР (заднее горизонтальное
оперение) — аэродинамич. пов-сть, предназ-
наченная для обеспечения продольной устой-
чивости, продольной управляемости ЛА.
Иногда С. наз. часть горизонтального опере-
ния без руля высоты. С, самолёта распола-
гается на хвостовой части фюзеляжа или
на киле (см. рис.) и обычно выполняется
неподвижным. При этом продольная управля-
емость (балансировка и осуществление ма-
нёвра) обеспечивается рулём высоты. Прн
переходе от до- к сверхзвук, скоростям полёта
эффективность руля высоты (см. Эффектив-
ность органов управления^ существенно
уменьшается, поэтому на маневренных сверх-
звук. самолётах применяют целиком уп-
равляемый С. В этом случае С, исполь-
зуется для обеспечения как манёвра, так и
балансировки ЛА. Перекладка С, осуществ-
ляется электрич. или гидромеханич. система-
ми. связывающими С. с рычагом управления
продольным движением (штурвалом или
ручкой управления). Скорость перекладки С.
достигает 20—40°/с.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
a
На тяжёлых неманёвренных самолётах,
имеющих большой диапазон эксплуатац цен
тровок и высокую эффективность механиза-
ции крыла, для обеспечения балансировки на
взлётно посадочных режимах возникает не
обходимость использования дискретно-пере-
ставляемого или тркммируемого С Диск
ретио переставляемый С — подвнж
ный С , отклоняемый лётчиком илн автома-
тически на фиксиров углы Триммируе
м ы й С используется для продольной балан
сировки самолёта и снятия усилий с рычага
управления Такой С отклоняется лётчиком
на любой угол в пределах рабочего днапа
зона через спец кнопку управления Ско-
рость отклонения триммируемого С неболь
шая 0,3—0,5°/с Применение триммируемо
го С для балансировки ЛА позволяет на всех
режимах полёта использовать весь диапазон
возможных углов отклонения руля высоты
для манёвра и парирования возмущений, что
повышает безопасность полёта и расширяет
эксплуатац возможности самолета Вследст
вне этого такая схема управления продоль-
ным движением получила наибольшее рас
пространеиие на пасс самолётах
На сверхзвук манёвренных самолётах
цельноповоротнын С может использоваться
и для управления по крену, для чего его
консоли отклоняются от балансировочного
положения в противоположные стороны
(дифференциальный стабилиза
тор)	АГ Обрубов
СТАБИЛИЗАЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АП-
ПАРАТА — выдерживание постоянного во
времени значения к л параметра (скорость,
высота и т п ), характеризующего режим
полёта, прн действии возмущений С л а
может осуществляться вручную (летчиком),
системой автоматич управления (САУ) или
автопилотом В совр САу пилотируемых ЛА
используются след осн режимы С л а
стабилизация курса, углов крена и тангажа
стабилизация возд скорости (Afaxo числа
полёта), стабилизация высоты (вертик ско
рости) полёта Возможна также стабилиза
ция др параметров и их комбинаций В зави
симостн от класса и назначения пилотнруе
мого ЛА в САУ могут быть реализованы
те или иные режимы стабилизации, включае
мые по желанию лётчика либо автомати
чески (см Совмещенное управление) Бес
пилотные ЛА, как правило автоматически
стабилизируются по курсу, углам тангажа
и крена Иногда заданной является програм
мная зависимость параметра полёта от време
ни илн от др параметра В этом случае
режим С л а по смыслу приближается
к режиму автоматич управления
Лит Кузовков Н Т Система стабилизации
летательных аппаратов. М 1976
Стабилизаторы на фюзеляже (а) и киле (б) са
молёта 1 - стабилизатор 2 - руль высоты
СТАБИЛИЗАЦИЯ ПЛАМЕНИ — фиксация
зоны горения топлива в камере сгорания
ВРД Т к ср скорость потока топливовозд
смеси в осн и форсажных камерах сгорания
намного превышает скорость распростране
ння пламени по этой смеси, то С п тре
бует формирования в камере локальных зон
с пониж скоростью Как правило, это зоны
сциркуляц течением Они создаются в потоке
плохо обтекаемыми телами — стабилизато
рами, а также вдувом закрученных или вте
кающих под углом струй воздуха нли топ-
ливовозд смеси Инициированное электрич
искрой (илн др источником) пламя при оп-
редел условиях держится в таких зонах бла-
годаря пониж скорости течения и циркуля
ции горячих продуктов горения от ниже рас
положенной части пламени к месту его Ста
билизации С п возможна в нек ром диа
пазоне изменения концентрации топлива в
смеси (коэффициента избытка воздуха а)
Прн увеличении или уменьшении расхода топ
лива в камере,-выводящем значение а за
пределы диапазона устойчивого горения,
происходит срыв пламени Этот диапазон су
жается по мере увеличения скорости и и сте-
пени турбулентности в потока смеси в камере
(см рис), а также при понижении давле
ння р и темп-ры Т смеси и уменьшении раз
Пределы Стабилизации пламени в потоке yr.1t
водородно воздушной смеси стабилизатором в фор
ме диска
I -</=20 мм р«100 кПа 7 = 473 К, е = 12%,
2 -</ = 254	мм	ЮО	кПа	7 = 305	К	с — 4%
3 — </ = 20 мм р=Ю0 кПа 7 = 473 К	к = 45%
4	</=25,4	мм	р = 33 7	кПа	7 —305	К.	е = 4%
5 -</ = 6 35	мм	р=Ю0	кПа	Г-305	К	г = 4%
мера циркуляц зоны (или стабилизатора)
d При достижении нек рых критич значе-
ний этих параметров С п становится не-
возможной при любых значениях сс
СТАЛ Ь в а в и а с т р о е н и и С присущ ком-
плекс ценных свойств, обусловивших приме-
нение её в качестве конструкц материала
в авиастроении высокая уд прочность, ра-
ботоспособность при высоких и низких темп-
рах, а также при действии агрессивных сред,
хорошая технологичность
Идею использования С для создания ЛА
впервые высказал ещё К Э Циолковский,
к-рый в течение мн лет разрабатывал кон-
струкцию цельнометаллич дирижабля из
гофрнров стальных листов В 1928 в Военно-
возд академии РККА им проф Н Е Жуков-
ского (ныне ВВИА) по инициативе нач лабо-
ратории сварки П Н Львова и нач кафедры
самолётостроения С Г Козлова была сфор-
мирована группа по освоению произ ва ка-
честв С н применению нх в конструкциях
самолётов Было налажено пронз-во горячего
(листы) и холодного (фольга) проката нз
нержавеющих С Энерж-6, а в дальнейшем —
С марок Я-1, Я 2 н ЭП 100, получивших
широкое распространение в авиастроении В
30 х гг под назв <Сталь» было выпушено
неск опытных и серийных самолётов, в к-рых
осн конструкц материалом в силовых эле-
ментах служили нержавеющая С или трубы
из хромомолибденовой С
В 1939—40 в ОКБ А С Яковлева и А И
Микояна были созданы самолёты со сварным
каркасом из стальных труб Для изготовле-
ния труб была применена разработанная
И И Сидориным, Г В Акимовым и П П Ши-
шковым С марки ЗОХГСА (хромансиль), ле-
гированная кремнием и не содержащая, в от-
личие от зарубежных аналогичных С , молиб-
дена В годы Вел Отечеств войны на само-
лётах штурмовой авиации широко использо-
валась разработанная под рук С Т Киш-
кина и Н М Склярова броневая С (см
Броня авиационная) Высокопрочные С с
пределом прочности 1600 МПа впервые при-
менены в авиастроении в СССР в нач 50 х гг ,
когда Кишкиным и И И Гузманом была
разработана С марки 30ХГСН2А
В совр авиастроении С используется для
изготовления деталей планёра, двигателя,
топлнвно регулирующей аппаратуры, прнбо
ров и т д Для изготовления деталей пла-
нёра в зависимости от условий работы и
эксплуатации применяются С разл классов
среднелегнров , высоколегнров мартенситно-
стареющие, коррознониостойкне аустенитно-
го, мартенситного и переходного аустеннтно-
мартенситного классов
Среднелегиров конструкц С служат для
изготовления деталей шасси, лонжеронов,
крепежа, детален центроплана и т д Проч-
ность этих С составляет 900—1900 МПа,
обеспечивается содержанием углерода в пре
делах 0,2—0,4% и терм и ч обработкой, сос
тоящей в закалке и отпуске при темп рах
200—300°С (на прочность более 1400 МПа)
или 500—620°С (на прочность 900—1200
МПа) Помимо углерода такие С содержат
4—6% (в сумме) таких элементов, как хром,
никель, марганец, кремний, молибден, позво-
ляющих получить при закалке однородную
высокопрочную мартенситную структуру по
всему сечению детали
Из мартенситно-ста реющих высокопроч-
ных С типа 03Н18К9М5Т изготовляют тяже
лонагруженные детали шасси, болты и т д
Эти С легированы 18% никеля, 9% кобаль
та, 5% молибдена и 0,9% титана Такое
легирование прн низком содержании углеро
да (<0,03%) позволяет получить после зака-
лки мартенсит, отличающийся высокой плас
тичностью, но низкой прочностью В закалён
ном состоянии С хорошо обрабатываются
резанием и легко подвергаются пластич де
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими ру^кЛАг^Ц
формации С упрочняются до 1700—2100
МПа путём старения при темп рах 480—
550“ С
Коррозионностонкие С применяются для
изготовления деталей, на к-рые по технол
причинам невозможно нанесение лакокрасоч
пых и гальванич покрытий или покрытия не
обеспечивают на среднелегнров С надеж
ной защиты от корроз воздействия атмо-
сферы Высокое сопротивление коррозии оп
ределяется легированием этих С хромом
(10—20%), а также молибденом, ниобием,
титаном Для получения необходимой струк
туры и заданного уровня прочности С допол
нительио легируют никелем, марганцем, уг
леродом, азотом Класс С определяется
структурой, получаемой после закалки, и за-
висит от соотношения легирующих элементов
Высоколегиров С аустенитного класса ти
па 12Х18Н10Т содержат значительное кол во
хрома (18%) и никеля (10%) и после за-
калки имеют аустенитную структуру Из та-
ких С изготовляют детали, прн произ ве
к рых требуется высокая технол пластич
ность (стрингеры, патрубки и т д 1 Аусте
ннтиые С характеризуются небольшой проч
ностью (500 — 800 МПа) и невысокой рабо
тоспособностью при жёстких условиях кор
роз воздействия атмосферы н мор среды
С переходного аустенитно мартенситного
класса (07XI6H6, I3X15H4AM3 и др ) леги-
рованы по сравнению с аустенитными С мень-
шим кол-вом никеля (4—7%) и хрома
(15—17%) После закалки эти С имеют пре
им аустенитную Структуру и в таком состоя
нии характеризуются высокой технол плас
тичностью Упрочнение деталей (до 1200—
1700 МПа) достигается после закалки обра-
боткой холодом, прн к-рой происходит пере-
ход аустеиита низкой прочности в высоко-
прочный мартенсит После обработки холо-
дом сохраняется 15—30% остаточного аусте-
нита, что обеспечивает высокую вязкость С
Окончат термообработка G этого класса —
отпуск при темп рах 200—450°С Из С пере
ходного класса изготовляют ответств сило
вые детали больших сечений, листовые де-
тали сложной формы и т А
Слабостареющие С мартенситного класса
(08Х15Н5Д2Т, 06X14Н6Д2МБТ) применяют-
ся для изготовления сложных сварных кон
струкций (лонжероны, рамы) и элементов
обшивки, работающих во всех климатнч ус
ловиях Эти С после закалки имеют мар
теиситиую структуру с нек рым кол-вом оста-
точного аустенита С подвергаются старе
нию при темп-рах 410— 525°С и имеют проч
ность примерно 1300 М'Па, обеспечиваемую
легированием углеродом (0,07%) и медью
(2%), к рая вызывает дисперсионное упроч
нение (см Дисперсноупричненные материи
лы) Низкоуглеродистые С хорошо сварнва
ются и ие требуют после сварки термин
обработки
С для деталей двигателя работают при
повыш темп-рах, сохраняя в этих условиях
высокую прочность и хорошее сопротивление
окислению пов сти Жаропрочные С мартен-
ситного класса (типа 1Х12Н2ВМФ) легнро
ваны такими элементами, как хром никель,
углерод, азот вольфрам, молибден, ниобий,
ванадий, обеспечивающими окалиностой-
кость, мартенситное состояние матрицы и ее
карбонитридное упрочнение Эти С после за
калКи подвергают отпуску при 350—720°С,
работоспособны до темп р 550—650°С Для
работы при 650- 800°С применяют высоко
легиров аустенитные С типа Х12Н20ТЗМР,
упрочняющиеся при старении
Все перечисленные С используются в авиа
строении в деформиров виде Кроме то
го, для изготовления разл деталей планёра,
двигателя и агрегатов разработаны спец
литейные С	среднелегированные (ти
па 35ХГСЛ)	и нержавеющие (типа
534 «СТАЛЬ»
07Х14Н5Д2МБЛ), эти С термообрабатыва
ются на уровень прочности Ю00—1200 МПа
Применение литейных С в авиастроении по-
зволяет снизить трудоемкость механич об
работки и сократить расход металла
Лит П о г а к Я VI Высокопрочные с гл и М
1972	А Ф Петраков Г С Кривоногое
«СТАЛЬ» — иазв ряда самолётов ЗО-х гг ,
в силовой конструкции к-рых использовалась
сталь Самолёты этой марки создавались под
рук А И Путилова («С-2 -3, -11») и
Р Л Бартини («С 6 -7, 8») Самолеты
«С -2» (рис в табл XII) с четырёхместной
пасс кабиной и «С -3» (на 6 пасс мест) бы
ли приняты в эксплуатацию Оригинальный
эксперим самолёт «С -6» (рис в табл XII)
с испарит охлаждением двигателя (при ис
пользовании крыла с двойной обшивкой в
качестве конденсатора пара) и одноколесным
убирающимся шасси по макс скорости (420
км/ч) значительно превосходил др отечеств
самолёты того периода (1933), а самолёт
«С -7» послужил прототипом дальнего бом-
бардировщика Ер-2
СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА см в ст
Международная стандартная атмосфера
СТАНТОНА ЧИСЛО, Стэнтона число
[по имени англ учёного Т Стантона (Th
Slanlon)], — безразмерный параметр St,
равный отношению местного теплового пото-
ка qw к произведению характерных плотности
скорости И* газа и разности характерных
энтальпий I,—(г, — адиабатич энтальпия
газа, — энтальпия газа на обтекаемой
пов стн)
Характеризует интенсивность теплообмена
газа с пов стью обтекаемого тела В рамках
теории пограничного слоя в качестве харак-
терных величин V* обычно используются
их значения Qe, Ve на внеш границе слоя
С ч зависит от формы тела и др опреде
ляющих параметров задачи и находится либо
в результате интегрирования ур ннй погра-
ничного слоя, либо экспериментально В част-
ности, для плоской пластины, обтекаемой под
нулевым углом атаки потоком с дозвук ско
ростью при ламинарном течении в погранич-
ном слое, С ч выражается ф-лой St = 0,332х
X Re_|/2Pr-2/3, где Re — Рейнольдса число,
Рг — Прандтля число Вследствие аналогии
между процессами переноса теплоты и кол ва
движения существует простая связь между
С ч и коэф трения с/ 51 = '/гс/Рг-5/3 В аэ
родинамнч расчётах используется также
суммарное С ч Stj, равное отношению
суммарного теплового потока QH к пов-сти
к произведению характерных значений плот
иостн скорости P,*,, разности эитальпий
А; и площади S (индекс ею обозначает пара
метры набегающего потока)
Qw
где в качестве А, может быть, напр , взята
разность между энтальпией торможения иа
бегающего потока и средней энтальпией об-
текаемой ПОВ-СТИ	В Я Баровой
СТАПЕЛЬ — см в ст Сборочная оснастка
СТАТИЧЕСКАЯ ПРОЧНОСТЬа в и аци он
ных конструкций — способность конст
рукцин воспринимать однократно приложен
ные макс внеш силы не разрушаясь и не
получая недопустимых остаточных деформа
ций Осн требования к С п сформулиро-
ваны в Нормах прочности ЛА Работы по
обеспечению С п проводятся иа всех ста
днях создания ЛА и включают проектирова
ние и общий расчет конструкции планера,
эксперим отработку новых конструктивных
и технол решений на моделях и образцах,
выбор и обоснование критериев прочности,
подетальные расчёты и оценку местной проч-
ности элементов и соединений, анализ и под-
тверждение С п натурной конструкции ста
тическими испытаниями
С усложнением авиац конструкций задачи
исследований в области С п расширились
Появление тонкостенных элементов вызвало
необходимость рассмотрения явления потери
устойчивости конструкций, рост скоростей
полета выдвинул на передний план изучение
вопросов жёсткости авнац конструкций, по-
леты на сверхзвук скоростях потребовали
рассмотрения воздействия высоких темп-p н
влияния неравномерного нагревания на проч-
ность, устойчивость и жёсткость конструкции
Возникла необходимость исследования тем-
пературных напряжений, коробления, т н
длит прочности и ползучести материала При
проектировании силовой конструкции ЛА иа
ряду со С п должны быть обеспечены тре
бовання безопасности по условиям аэроуп-
ругости, эксплуатационной живучести и со-
противления усталости
Оси требование к авиац конструкциям —
высокая надёжность при мииим массе —
обусловливает специфику исследований по
обеспечению С п ЛА Для этого проводятся
расчёт и эксперим проверка С п В расчётах
используются методы, позволяющие учиты-
вать большое число факторов, влияющих на
напряженно-деформированное состояние
(НДС), что обеспечивает высокую точность
получаемых результатов
Расчёт С п включает след этапы выбор
расчётной модели, определение её геом и уп
ругих хар к, прнведение действующих внеш
нагрузок к расчётной модели, составление и
решение ур ннй, описывающих расчетную мо-
дель, сравнение получ расчётных данных с
результатами экспериментов, формирование
рекомендаций на проектирование ЛА При
расчетах С п используются оси положе
ния теории упругости и пластичности, теории
пластин и оболочек, строительной механики,
механики разрушения
Расчёты подразделяются на проектировоч-
ные и поверочные На этапе проектирова-
ния, исходя нз внеш нагрузок, определён-
ных по Нормам прочности, обосновывается
выбор рациональной конструктивно-силовой
схемы* конструкц материала, площадей н
толщин осн силовых элементов, оценивается
масса конструкции Для проектировочных
расчётов используют общие сведения о созда
ваемой конструкции и параметрич зависи
мости, полученные на основе статистич дай
ных илн из фуидам соотношений теории по
добия Проектирование силовой конструкции
первоначально производится для ряда опре
деляющих случаев нагружения н ограниче
ний по критич скоростям Рационально
спроектиров конструкция при миним массе
удовлетворяет ограничениям по прочности и
аэроупругостн Выбор рациональной конст
руктивно-силовой схемы и распределения си-
лового материала производится иа основе
матем методов оптимизации
В поверочном расчете при известных кон-
структивно силовой схеме, а также геом
и жёсткостных хар ках выявляется соот
ветствие расчётных напряжений допускае
мым Наибольшие расчётные напряжения
должны соответствовать разрушающим на
грузкам, действующим на разл агрегаты и
зоны конструкции, а также должны быть
меньше или равны допускаемым напряже
ниям Поверочные расчёты условно разделя
ются на две группы определение иапряжёи-
но-деформнров состояния и нахождение до
пускаемых напряжений по условиям проч
ности (с учётом влияния концентраторов
напряжений, свойств материала и др фак-
торов), устойчивости, живучести конструк
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
цнн Допускаемые напряжения для отд аг
регатов и элементов могут учитывать требо
вания усталостной прочности
При определении НДС в качестве расчёт
ных моделей используются тонкостенные
стержни, ферменные системы, пластины, обо-
лочки и конечные элементы Теория тон
костенных стержней базируется на до
лущении о иедеформируемостн поперечного
контура (гипотезе прямых нормалей) В со-
ответствии с этим нагрузки на элементы ЛА
приводятся к осн жёсткости в в if де изгибаю-
щих и крутящих моментов, а также пере
резываюшнх сил При этом ур-ния относи
тельно линейных и угловых перемещений ре-
шаются раздельно При расчёте конструк
нии, моделируемой тонкостенным стержнем,
рассматривается зона свободных деформа-
ций Рассмотрение стеснённых деформаций
сводится к учёту санеуравновешенных на
пряжений
Для определения НДС в скошенных сис-
темах (напр, в стреловидных крыльях),
а также в эонах вырезов и др нерегуляр
ностей используются ур-ния теории обо-
лочек (дискретные, полубезмомеитные и
др ), на основе к-рых работа обшивки на
сдвиг и работа продольных элементов раз-
деляются или форма деформации элемента
заранее предписывается Этот подход нс
пользуется для расчета несущих пов стей,
фюзеляжей, корпусов и т п Результаты рас-
чёта дают представление о распределении
осн сил, однако переменность и деформируе-
мость контура, местное НДС от резкого из
менення площадей силовых элементов и дей
ствия сосредоточенных снл здесь учитывают-
ся приближённо
Для расчётов крыльев малого удлинения
применяется метод пластинной ана-
логии, на основе к-рого упругие хар-ки
крыла представляются эффективными жест
костями эквивалентной пластины При реше-
нии этих задач используется метод Рнтпа с
разл способами задания координатных
ф ций В ряде проектировочных расчётов, прн
решении задач оптимизации конструктивно-
силовой схемы и аэроупругостн ЛА в приме-
няемом усовершенствов методе пластинной
аналогии учитывается влияние деформаций
поперечного сдвига в стенках конструкций
Для расчётов НДС произвольных и нере-
гулярных конструкций используется метод
конечных элементов, когда дискретный
эквивалент конструкции набирается из конеч-
ных элементов с заранее заданными упру-
гими связями между узловыми нагрузками
и перемещениями (записанными в форме мат-
рицы жёсткости и упругости) Элементы со-
единяются между собой в узлах, к к-рым
прикладывается внеш нагрузка Система
ур ний равновесия или совместности Де
формаций может насчитывать неск тысяч не
известных Точность метода зависит от выб-
ранного числа н типов конечных элементов и
способов приведения внеш нагрузок Метод
позволяет автоматизировать расчёт (от под
готовки исходных данных до визуализации
выходной информации), делая его комплекс-
ным, объединяющим во взаимосвяз систему
расчёты внеш нагрузок, проектировочные и
поверочные расчёты, расчёты усталостных
хар к, критич скоростей явлений аэроупру
гости (флаттер, бафтинг и др ) Расчеты фер-
менных систем являются частным случаем
метода конечных элементов
При определении несущей способности ре
шаются задачи по нахождению критич на-
пряжении, общей и местной потери устой-
чивости, разрушающей нагрузки методом
редукционных коэ ФФ ицнентов, по
зволяющнм учесть перераспределение усн
лнй после потери устойчивости и пластиче-
ские деформации нек-рых силовых элементов
Определение несущей способности может
быть связано с решением задачи об остаточ-
ной прочности и живучести конструкции, по
лучившей местные усталостные повреждения
в процессе эксплуатации нли повреждения,
связанные с нарушением технологии, и др
Определение местной прочности сложных
узлов (силовых шпангоутов и нервюр, эле-
ментов и узлов шасси, разл соединений, не-
регулярных зон с концентраторами напряже
ний) основывается иа использовании прост
ранств конечных элементов для определения
НДС Нагрузки, действующие на узлы, в этом
случае определяются из общего расчёта кон
струкции
Для конструкций, работающих в условиях
повыш темп-р, кроме того, проводятся рас
чёты температурных полей и напряжений
Спец методики расчётов созданы для конст-
рукций из композиц материалов
Для оценки прочности необходимо также
знать критерии разрушения конструкция
Эксперим и теоретич исследования Крите
рнев разрушения являются обязательными в
комплексе работ по обеспечению С и авнац
конструкций Сложность силовых схем и кон-
фигураций деталей, большое разнообразие
н сложность режимов их нагружения и уело
внй эксплуатации не позволяют получить до
стоверные результаты прн использовании
только теоретич методов решения задач По
этому исследования по обеспечению С п
авнац конструкций требуют большого объ-
ёма эксперим работ, к-рые проводятся иа
стадии проектирования и постройки ЛА, прн
оценке его эксплуатац хар-к и лётной год-
ности Завершающий этап в исследованиях
С п — анализ достаточности прочности на
турных конструкций и подтверждение её ста-
тическими испытаниями Хар кой, определяю-
щей С и авиац конструкции, служит запас
прочности Сводка запасов прочности для
оси агрегатов и силовых элементов конструк
цнй ЛА, содержащая значения большие или
равные единице по отношению к расчетным
нагрузкам, является подтверждением С п
Для частей ЛА, подверженных значит тем-
пературным воздействиям, запас прочности
определяется с учётом этих воздействий
При анализе С п сравниваются данные
расчётов, полученных на разл физ моделях
и при разл расчётных схемах прн методе
конечных элементов, и данные статич испы-
таний Прн этом оценивается точность ре-
зультатов, выявляются закономерности свя
зей между физ и конструктивными пара-
метрами конструкций, элементов и т д, про-
гнозируется несущая способность при по
вреждениях конструкции и для неисследован-
ных экспериментально случаев нагружения
Спец расчёты проводятся для обоснования
вариантов доработок конструкции, определе-
ния допустимых режимов эксплуатации при
недостаточной прочности отд элементов
Физ модели для расчётов конструкций на
прочность в неск упрощённом Виде исполь
зуются для определения прогибов, эффектив
иых жёсткостей конструкции и решения за-
дач аэроупругости
Лит см при ст Прочность
В Ф Кутьинов В М Фролов
СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ —хар-ка
устойчивости ЛА, определяющая его те идеи
цню к возвращению без вмешательства лет
чнка в исходное положение равновесия под
действием аэродинамич момента (см Аэро-
динамические силы и моменты), вызываемого
отклонением ЛА под действием к -л возму
щення от положения равновесия после пре-
кращения действия возмущения Различают
продольную, путевую (флюгерную) и попе
речную С у , к рые могут обеспечиваться
как средствами аэродинамич компоновки
(т е соответствующим выбором центровки
ЛА, площадей оперения, крыла и т д , см
Аэродинамическая схема Аэродинамическое
демпфирование), так н средствами автома-
тики и характеризуются степенью устойчи-
вости
Продольная С у создаётся за счёт
приращения продольного аэродинамич мо-
мента Мг, к-рое возникает при изменении
угла атаки нли скорости (Маха числа полё-
та Мя), если оно содействует возвращению
в исходный режим балансировки ЛА Мо-
мент Мг является ф-цней ряда переменных*
угла атаки и угла скольжения, М^, угловой
скорости тангажа нт д На продольный
момент ЛА оказывают влияние также его
центровка, режим работы и расположение
двигателей, упругие деформации конструк-
ции, изменение конфигурации ЛА Наиболее
существенно продольная С у изменяется
прн переходе ЛА через скорость звука из-за
смещения его фокуса аэродинамического на-
зад, а также иа больших углах атаки Во
мн задачах в соответствии с представлением
продольного движения в виде двух состав-
ляющих — быстрой, связанной с изменением
перегрузки, и медленной, связанной с изме-
нением скорости,— рассматриваются соот-
ветственно два вида С у устойчивость
по перегрузке и устойчивость по
скорости В первом случае ЛА без вме-
шательства лётчика стремится сохранить нор-
мальную перегрузку исходного режима прн
пост скорости, а во втором — сохранить ско-
рость прн пост нормальной перегрузке Ус-
тойчивость ЛА по перегрузке и скорости оп-
ределяется в условиях полёта с освобождён-
ными и фиксиров органами управления Ус-
тойчивость ЛА с освобождённым управле-
нием без принятия спец мер оказывается,
как правило, меньше, чем с фиксированным
Путевая С у обеспечивается изменени-
ем путевого аэродинамич момента Мв, обус-
ловленным появлением угла скольжения и
стремящимся устранить это скольжение
Путевая С у определяется гл обр формой
поперечного сечения, площадью боковой
пов сти и длиной фюзеляжа ЛА, располо-
жением гондол двигателей, площадью н пле-
чом вертик оперения относительно центра
масс ЛА
Поперечная С у создаётся прираще-
нием поперечного аэродинамич момента Мх,
обусловленным появлением скольжения и
действующим в сторону, противоположную
скольжению Момент Mr зависит от геом.
форм крыла, его стреловидности, сужения
крыла, угла поперечного V крыла и т д
Поперечная устойчивость возрастает с увели-
чением угла стреловидности крыла Одно-
врем проявление путевой и поперечной ус-
тойчивости характеризует устойчивость боко-
вого движения ЛА Существует тесная зави-
симость движений крена и рыскания, к-рые
связаны между собой через угол скольже-
ния. и для обеспечения потребных хар к бо-
ковой устойчивости должно выполняться оп-
редел соотношение между путевой и попе-
речной С у , зависящее от угла атаки, углов
и скоростей крена н скольжения и др ве-
личин Наиболее значителвно поперечная и
путевая С у изменяются на сверхзвук ско-
ростях полёта и больших углах атаки При
больших сверхзвук скоростях для ЛА обычно
характерна путевая неустойчивость
Лит Ое госла вскнй И В Аэродинамика са
моле та. М 1957	Ю Б Дубов
СТАТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ—эксперим
метод исследования напряжённо-деформиро-
ванного состояния и статической прочности
конструкции ЛА С и проводятся для оцен-
ки фактич прочности ЛА путём испытания
конструкции до разрушения Необходимость
С и определяется тем обстоятельством, что
методы проектирования и расчётов ЛА на
прочность используют, как правило, нек-рые
идеализиров расчётные схемы, отличающие-
ся от реальной конструкции Прн С и вое про
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт ci£iTrAiTlrlH£Gii»1E 535
изводятся значения и распределение расчёт-
ных нагрузок, действующих иа ЛА в разл.
случаях нагружения,— при манёврах, при по-
садке и т. п. (см также ст. Нормы проч-
ности); прочностные хар-ки исследуются ме
тодами тензометрии, измерениями перемеще-
ния ряда точек конструкции и др.
Разработка осн. методики С. и. и создание
эксперим. базы для их обеспечения в СССР
были начаты в 20-х гг. Н. И. Мариным,
Г. А. Софроновым, И. И. Сидориным. Впервые
С. и. целого самолёта в СССР были про-
ведены в 1937. Для С. и. натурных само-
лётов были созданы испытат. залы, обору-
дованные т. н. силовыми полом, потолком
н колоннами, где проводились цагружеиня
конструкции ЛА системой сосредоточ сил.
Для воспроизведения распределённых аэро-
динамич. и ниерЦ. нагрузок в 40-х гг. М. П.
Наумов предложил нагружать конструкцию
с помощью наклеенных на её пов-сть пару-
синовых лямок. В 50-х гг- разработан способ
нагружения конструкции с помощью сило-
вых гидравлич. цилиндров (см. рис.). На ис-
пытываемую конструкцию нагрузка прикла-
дывается ступенчато — по 5—10% от расчёт-
ной нагрузки. Наличие большого числа
(120—150) независимых каналов нагружения
(нагружающих систем) в случае применения
автоматнзнров. систем нагружения позволя-
ет повысить точность нагружения и произво-
дить комплексную проверку конструкции при
разл. комбинациях нагрузок одной и той же
системой нагружения. В соответствии с
требованиями Норм прочности ЛА прово-
дится нагружение конструкции нагрузкой до
2/3 расчётной. Прн этом производятся тензо-
метрия и измерение общих деформаций- Пос-
ле снятия нагрузки производится осмотр кон-
Зал статических испытаний НАГИ.
струкции для оонаружения остаточных де
формаций н местных разрушений и анализ на-
пряжённо-деформированного состояния кон-
струкции. Если остаточных деформаций и
местных разрушений не обнаружено, а напря-
жение и деформация не превышают расчёт-
ные значения, проводятся испытания ЛА на-
грузкой, заданной в программе (составляет
80—90% расчётной). После завершения С. н.
на все заданные программой расчётные слу-
чаи для определения несущей способности и
критериев разрушения проводятся испыта-
ния на отд. расчётные случаи до разрушения
конструкции.
Лит Статические испытания на прочность сверх-
звуковых самолётов, М, 1974, Долидзе Д. Е,
Испытание конструкций н сооружений. М_, 1975
В. Ф Мохов
СТАТИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК летател ьно-
го аппарата. Для самолёта С. п.—
наиб, высота, на к-рой при макс, тяге (мощ
ности) силовой установки и при данной мае
се самолёта возможен установившийся полёт
(горизонт, полёт с пост, скоростью). С. п
является точкой максимума границы области
установившихся режимов полёта (см. рис.).
Для дозвук. самолёта эта граница имеет один
максимум (кривая I). Граница области для
сверхзвук, самолёта может иметь один или
два максимума (кривые 2, 3), соответствую-
щие до- и сверхзвук. С. п , между к-рыми
граница опускается в области Маха чисел
полёта MIJO— 1,1 —1,3. С увеличением макс
скорости самолёта сверхзвук. С. п. ста
новится больше дозвукового (кривая 3)
Др. назв. С- п. — теоретический пото-
лок.
С. п. вертолёта—то же, что потолок
висения.
Границы области установившихся полетов до.
звукового (кривая 1) н сверхзвуковых (кривые
2, 3) самолетов Н — высота полёта, V — скорость
полёта; Vmln —граница, обусловленная мнинмаль
ной скоростью полета ^тах — граница, обусловлен
мая максимально допустимым (по условиям проч-
ности конструкции) значением скоростного напора,
Нст (точки) —статический потолок.
См. также ст. Потолок летательного аппа-
рата.
СТАТИЧЕСКИЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ ро-
да тока — полупроводниковое бортовое
устройство, применяемое для преобразова-
ния пост, тока напряжением 27 В в перемен-
ный ток стабильной частоты. Может быть од-
нофазным нли трёхфазиым. Выходная мощн.
от 25 до 1600 В-А. С. п. используется для
аварийного электропитания потребителей пе-
рем. тока при отказе оси. источников электро-
энергии н переходе на электроснабжение от
аккумуляторных батарей. Иногда С. п. при-
меняют для питания оборудования, рассчи-
танного на перем, ток частоты, отличной от
стандартной.
СТАЦИОНАРНОЕ ТЕЧЁНИЕ. устано-
вившееся течение, — течение, в каждой
точке к-рого (в данной системе координат)
газодииамич. переменные не изменяются во
времени. В С. т. движение частиц газа (жид-
кости) происходит вдоль линий тока. Общие
свойства С. т. достаточно подробно изучены,
разработаны методы интегрирования описы-
вающих их ур-ннй, что позволяет проводить
аэродинамич. расчёт ЛА на основных режи-
мах полёта. Эти результаты распространя-
ются на т- н. квазнстацнонарные течения,
в к-рых нестационарные эффекты незначи-
тельны и к-рые соответствуют движению
газа при малых Струхала числах (взлёт,
посадка и др. переходные режимы Движе-
ния ЛА).
«СТЕГлАУ» — обозначение самолётов,
к-рые в 1911—14 строил в своих мастерс-
ких и испытывал в полёте И. И. Стеглау,
выходец из Прибалтики, владелец саиитар-
но-техн. конторы в Петербурге. Его двух-
местный биплан «С» Xs 2 (рис. в табл. V)
с двигателем «Аргус» мощи. 73,5 кВт участ-
вовал в конкурсе воен, отечеств, аэропланов
в 1912 и привлёк внимание рядом новых
техн, решений (фанерная работающая об-
шивка крыла, сварные Х-образные стойки
коробки крыльев и др.).
СТЕКЛО в авнас троении. Самолёты и
вертолёты остекляют однослойными или мно-
гослойными материалами на основе оргаиич.
н силикатных С- В качестве однослойного
(листового) материала для остекления ЛА
применяется только оргаиич. С. Изделия из
него получают вакуумформованнем, пневмо-
формованием и штамповкой в интервале
темп-p между темп-рами стеклования и тер-
мостабильностн. Используется также метод
холодного формования прн темп-ре ниже
темп ры стеклования. Листовое оргаиич. С.
можно подвергать всем видам механич.,об-
работки с помощью инструмента ДЛя креп-
леная Листового оргаиич. С. на ЛА приме-
няются 2 способа, жёсткое (болтовое) и мяг-
кое (безболтовое), посредством т. и. крепёж-
ной ленты.
536 СТАТИЧЕСКИМ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Многослойные материалы изго-
товляют путём склеивания между собой плас-
тин из силикатного или (и) органич. С.,
материалы, представляющие собой комбина-
цию этих С-, наз. оргаиосилнкатиымн или
гетерогенными Различают триплекс (в мате-
риале 3 слоя), пеитоплекс (5 слоёв) и по
лнплекс (более 5 слоёв). Многослойные С-
делят также на силовые (толщина 10^-
100 мм), рассчитанные на эксплуатацию в
условиях ударных и др. нагрузок, и несн-
ловые (толщина 3 — 6 мм). Стекл. пластины
склеивают прн помощи полимерных плёнок,
располагаемых между ними, нли путём за-
ливки между пластинами смесей мономеров,
содержащих инициатор, с последующей их
полимеризацией или поликонденсацией.
Прн изготовлении светофильтрующнх н др,
елец, многослойных С, используют цв. или
металлизнров. стекл. пластины. Многослой-
ные С. часто снабжают встроенными элект-
ронагревателями проволочного или плёноч-
ного типа.
Прн изготовлении гетерогенного много-
слойного С. силикатные пластины обычно
склеивают поливннилбутнральнон плёнкой, а
полученный многослойный силикатный эле-
мент соединяют с пластиной из органич. С
методом заливки. Многослойные силикатные
н органоенлнкатные С, не разлетаются на
осколки при ударе. Силикатные стекл. плас-
тины, входящие в состав многослойного С.,
часто подвергают упрочнению закалкой и
травлением. Разрушение закалённого сили-
катного С. приводит к почти полной потере
прозрачности, т. к. С- покрывается сетью
мелких трещин. Многослойные С. обладают
способностью выдерживать удар птицы прн
её столкновении с ЛА и пулестойкостью.
. Металлизнров. многослойные С. могут слу-
жить защитными экранами от разл. видов
излучений (радиоволн, УФ илн И К излуче-
ния и т. д.). Органич. триплекс с проволоч
ным электрообогревателем широко исполь-
зуется в качестве смотрового С. гермошле-
мов лётчиков. Силикатные н гетерогенные по-
диндексы применяют для остекления воен, са-
молётов и вертолётов,
Б В Перов. М М Гудимов
«СТЕЛС» ТЕХНИКА ( англ. Stealth techno-
logy, °т stealth — скрытность) — тер-
мин, используемый с сер. 70-х гг. для обоз-
начения средств н методов уменьшения ра-
диолокационной (РЛ), И К. оптич. и акустнч.
заметности воен, техники. Применение «С.» т,
предусматривается практически во всех
крупных амер, и зап -европ. программах соз-
дания новых воен, самолётов, В нач. период
развития авиации предпринимались попытки
уменьшить визуальную заметность ЛА при-
менением прозрачных обшивок, но каму-
фляжная окраска оказалась более приемле-
мой. В 60-х гг. в США были разработаны лёг-
кие малошумные самолёты возд. наблюдения.
Однако осн. совр. средством дальнего обна-
ружения ЛА в системах ПВО являются РЛС,
н наибольшее внимание уделяется уменьше-
нию РЛ заметности ЛА. Впервые средства
уменьшения РЛ заметности были использо-
ваны фирмой «Локхид» в кон. 50-х гг, прн
проектирован ин самолёта А-12 и на его ос-
нове разведчика SR-71. Широкомасштабное
применение «С-» т. было предпринято фир-
мами «Локхид» н «Нортроп» в кон. 70-х —
80-х гг. и определило облик разработанных
ими ударного самолёта F-I17A (см. рис.) и
стратегии- бомбардировщика В-2 (см. рис.
прн ст «Нортроп»).
Известны три пути снижения рЛ заметнос-
ти: применение малоотражающих форм, ра-
диопоглощающих материалов (РПМ) и усо-
вершенствованного бортового радиоэлект-
ронного оборудования К малоотражающнм
относятся компоновки ЛА с плавным сопря-
жением, элементов конструкции (в частности,
Ударный самолет F-1I7A.
схема «летающее крыло»), с определённой
ориентацией плоских поверхностей (напр.,
«фасеточная» поверхность) и кромок для
уменьшения числа максимумов эффективной
поверхности рассеяния (ЭПР) и нх вывода
из сектора наиболее вероятного облучения,
с заделанными щелями на внеш, пов-сти,
С внутр, размещением двигателей, с тоннель-
ными или утопленными воздухозаборниками
нли воздухозаборниками с экранами н изог-
нутыми каналами для предотвращения РЛ об-
лучения компрессора двнгатедя, с внутр, нли
конформным размещением подвесного воору-
жения. Существует большое многообразие
РПМ, обеспечивающих поглощение, рассея-
ние и интерференцию энергии электромаги.
волн. На ЛА возможно применение ферро-
магнитных, резонансных, широкополосных н
интерференционных (электрич. экран) радно-
поглощающнх покрытий, Используются кон-
струкционные РПМ н раднопоглощающне
конструкции.
Сложную проблему представляет задача
подавления излучений бортовых радиоэлект-
ронных* систем вследствие того, что любое
радиоэлектронное устройство является ис-
точником излучения н любая антенна переиз-
лучает часть падающей на неё энергии. Реше-
ние заключается в макс, использовании пас-
сивных оптикоэлектронных обзорно-прицель-
ных систем и неизлучаюшнх навигац. систем
(напр., астроинерцнальных систем), РЛС с
малой вероятностью перехвата сигналов (с
поннж. мощностью н временем излучения,
изменяемой рабочей частотой, малым уров-
нем боковых лепестков диаграммы направ-
ленности антенны н т- Д-), в уменьшении
числа бортовых антенн, улучшении обработ-
ки данных, автоматизации обнаружения н
классификации угрожающих объектов про-
тивника, усовершенствовании средств РЭБ.
И К диапазон является единственным (по-
мимо РЛ), в к-ром в совр. условиях возмож-
но надёжное обнаружение целей за предела-
ми визуальной видимости, и снижение ИК
заметности представляет собой второе по
важности направление «С,» т. Различают по
меньшей мере три источника теплового излу-
чения ЛА: элементы двигателя, выхлопные
газы двигателя и подвергшийся аэроднна-
мнч. нагреванию планёр. ИК заметность
снижается экранированием горячих ком-
понентов двигателя (напр., применением
плоского сопла, уменьшающего сектор обзо-
ра внутр, канала двигателя с задней полу-
сферы), охлаждением и изменением напра-
вления выхода газов двигателя, применени-
ем присадок к топливу для уменьшения интен-
сивности ИК излучения или изменения его
спектра. Для предотвращения аэродинамич
нагревания желателен полёт ЛА с дозвук.
.-й'-оу .; \
скоростью. Рекомендуется установка систем
кондиционирования с замкнутым циклом
для предотвращения выделения тепла на-
рушу
Считается, что «С.» т. является наиболее
революц. усовершенствованием в области
воен, авиации после появления реактивных
двигателей и стреловидного крыла. Однако
следует иметь в виду, что дальность РЛ
обнаружения цели пропорциональна корню
четвёртой степени из величины ЭПР цели,
и даже большое снижение ЭПР даёт срав-
нительно малое уменьшение дальности обна-
ружения. Кроме того, использование мало-
отражающнх форм часто требует компромис-
сов в области аэродинамики ЛА. Общий не-
достаток РПМ — относительно невысокая
диапазонность, что обусловливает необходи-
мость многослойных покрытий и приводит
к увеличению массы ЛА. Исследуются разл.
системы обнаружения малозаметных ЛА, в
т. ч- нераднолокационные (акустнч., осн. на
регистрации космич. лучен и магн. поля н
т, д,). Но осн. средством дальнего обнару-
жения в будущем останутся, как полагают,
рЛС. Изучаются РЛС след, типов: сверхшн-
рокополосные, метрового, дециметрового и
миллиметрового диапазона и загоризонтные,
многопознцнонные, космич. и аэростатного
базирования и т. д.
Лит Палий А И.. Радиоэлектронная борьба.
2 изд, ,4.. 1989	М А Левин
СТЕНД ПИЛОТАЖНЫЙ — см. Пилотаж-
ный стенд.
СТЕНДОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ — комплекс
наземных экспериментов, к-рым подвергают-
ся двигатели, бортовые системы и оборудо-
вание и ЛА в целом в ходе подготовки его
к лётным испытаниям-, вид наземных испыта-
ний. В зависимости от характера решаемых
задач С- и. проводятся в лабораториях, анга-
рах, боксах, на специально оборудов. пло-
щадках нлн непосредственно на месте стоян-
ки ЛА на аэродроме.
Обычно С. и. (автономно или в составе
ЛА) подвергаются элементы конструкции
ЛА, силовая установка и её системы (топ-
ливная, масляная, нейтрального газа, пожа-
ротушения, заправки топливом в полёте н
др.), все штатные бортовые системы ЛА
(система управления ЛА, взлётно-посадоч-
ные устройства, электрич., гидравлич. и пнев-
матнч. системы и т Д-). штатное оборудо-
вание ЛА (в т. ч- радиосвязяое, пнлотаж-
но-навигац. н светотехническое).а также все
устанавливаемые на ЛА спец, системы н обо-
ру дованне.
Осн. задачи С- и. ЛА: контрольная провер-
ка работоспособности и надёжности функ-
цией. систем ЛА, его силовой установки и
оборудования; контрольная проверка хар-к
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт с во  СТЕНДОВЫЕ	537
силовой установки по статич тяге и расходу
топлива и калибровка топливомеров, конт
рольная проверка хар-к всех функцией сис
тем ЛА, в т ч и хар-к системы управления
(дииамич хар-к, хар к загрузочных и трнм-
мирующих устройств, трения в проводке уп
равления и т д ) Выполняются также про
верка систем на отказобезопасность (в т ч
систем улучшения устойчивости и управляв
мости ЛА, систем автоматич и совмещён
ного управления, взлётно-посадочных уст
ройств, систем управления механизацией
крыла и возд тормозами), контрольная про
верка н калибровка штатного и спец, бор-
тового оборудования, контрольно-измерит
аппаратуры и нек рых видов зкеперим обо-
рудования Проводится уточнение весовых
хар-к ЛА (взлётной и посадочной масс, по
ложений центра масс при разл вариантах
загрузки ЛА и при разл запасах топлива
в баках, значений моментов инерции ЛА)'
По результатам С и ЛА оценивается го
товность его к полигонным испытаниям (ру
лёжкам, пробежкам, подлётам) и к вылету
первому
Лит Пашковский И М ЛеоновВ А Поп
та веки и Б К Летные испытания самолетов и
обработка рез\ 1ыатов испытании М 1985
И M Пашковский
СТЕНДЫ ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ ДВИГАТЕ-
ЛЕЙ — комплексные техи устройства для
испытаний полноразмерных двигателей в ус-
ловиях моделирования заданных скоростей
н высот полёта С д и д имеют приспо
соблеиия для закрепления двигателя в задан-
ном положении на раме илн динамометрия
платформе, к рые располагаются в боксе или
в термобарокамере, где имитируются уело
вия проведения испытаний
В комплект стенда входят след системы
подачи воздуха из атмосферы или от ком
прессорных машин (или подачи окислителя
от стендовых или трансп ёмкостей), подачи
топлива или спец горючих компонентов, по
дачи масла, воды, гидравлнч смесей, отвода
отработавших газов непосредственно в ат-
мосферу через выпускные каналы с отбой-
ной стенкой, через холодильник газа и шумо
глушитель или в эксгаустериые машины, от-
сасывающие газы и повышающие их давление
до атмосферного Мощность, развиваемая
ПД, ТВД, вертолетным ГТД, измеряется на
стенде гидротормозом, тяга ВРД, РД — тя-
гоизмернт системами Управление технол
процессом испытания двигателя производит-
ся из кабины управления Для определения
оси параметров и хар-к двигателей стенды
оснащаются системами для статич измере-
ний темп-ры, давления, скорости, расхода
жидкости и газа, крутящего момента, часто-
ты вращения, механич колебаний
Наибольшее распространение получили от
крытые стенды, иа к рых производится ими-
тация окружающих условий, близких к ат
мосферным Испытат стенды (рис 1) изоли
рованы от др помещений и имеют всасы-
вающую часть с шумоглушителем I, рабо-
чую часть 2, в к-рой устанавливаются двига
тель и испытат оборудование, выпускную
часть 3 с шумоглушителем Двигатель! (рнс
2) устанавливается на стойки и закрепляется
в силовых узлах корпусов Стойки жёстко
связаны с динамометрич платформой 2,
к рая выполняется в виде сварной рамы и опи-
рается или подвешивается на пластины (шар
инры) 3 Другие концы пластин крепятся к
раме 5 или к подвижным термокомпенсац
опорам Упругие пластины воспринимают вес
платформы, двигателя, вспомогат устройств
и выдерживают боковые усилия Силоизме
рит устройство 4 уравиовешивает и измеряет
тягу и состоит из рычажного редуктора,
весовой головки, датчика усилий (виброчас
тотиого, теизорезисторного нли гидравличес-
кого), показывающего устройства
Рис I Открытый стенд
Рис 2 Рабочая часть иенда с дви/атегем
12	3	4	5	6
Рнс 3 Схема стенда с гидротормозом
На рис 3 приведена схема стенда с гидро
тормозом Двигатель 2 с подмоторными стой
ками укрепляется иа станине 6, и его сво-
бодная турбина 3 или вал соединяется с
гидротормозом 5 (у ТВД при гидротормоз
ных испытаниях гидротормоз соединяется
непосредственно с компрессором) Валы ус
танавливаются соосио с высокой точностью и
соединяются при помощи муфты 4 Воздух
к двигателю поступает через лемнискатный
насадок 1
Тип С д и д определяется в зависимости
от метода моделирования скорости и высоты
полёта Так, кроме рассмотренных испытат
стендов используются стенды с камерой раз-
режения, иа к-рых обеспечиваются испыта
иия двигателей при давлениях на срезе реак
тивного сопла ниже атмосферного, стенды
с наддувом и подогревом воздуха, где дви
гатели испытываются при заданных темп ре
и давлении воздуха, высотно-скоростные
стенды с присоединенным воздухопроводом
или с азродииамич соплом, на к-рых испы-
тываются двигатели с охлаждением или по-
догревом воздуха до заданной темп-ры, при
разл давлении воздуха на входе, а также
при разл давлениях газа на срезе реактив-
ного сопла в т ч и иа неустановившнхся
режимах работы, и с изменением углов ата
ки Для таких стендов необходимы уникаль-
ные системы охлаждения и подогрева возду
ха, компрессорные станции и эксгаустериые
машины, запорные и регулирующие органы,
разнообразные электрич оборудование и
гидравлнч устройства, объединённые в комп
леке высотной станции	Ю 3 Шатин
СТЕПАНЕНКО Иван Никифорович (р 1920)
— сов лётчик, ген майор авиации (1958),
засл воен лётчик СССР (1966), дважды
Герой Сов Союза (1944, 1945) В Сов Армии
с 1940 Окончил Качинскую воен авиац шко-
лу им А Ф Мясникова (1941), Воен ака
демию им М В Фруизе (1949), Высш воен
академию (1957, позже Воен академия Ген
штаба Вооружённых Сил СССР) Участник
Вел Отечеств войны В ходе войны был
лётчиком истребителем, ком звена ком эс
кадрильи истребит авиаполка Совершил 414
боевых вылетов, сбил лично 33 и в составе
группы 8 самолётов противника После войны
на командных должностях в ВВС Награж
дён орденом Ленина, 3 орденами Красного
Знамени, орденом Александра Невского, 2 ор-
денами Отечеств войны 1 й степ , орденом
Отечеств войны 2-й степ , 5 орденами Крас
ной Звезды, орденом «За службу Родине
в Вооруженных Силах СССР» 3 й степ , меда
лями Бронзовый бюст в с Нехайки Черкас
ской обл
Лит К u С Бесстрашный витязь, в кн Отчизны
звезды зокхгые Львов 1977 Васи те н ко Б М
Соко юный в * 1ет в его ки Сокотииын взит 2 изд
Киев 1982
СТЕПАНИЩЕВ Михаил Тихонович (1917—
46) — сов лётчик, майор, дважды Герой Сов
Союза (1944, 1945) В Сов Армии с 1937
Окончил Ворошиловградскую воен авнац
школу (1938) Участник Вел Отечеств вой
ны В ходе войны был летчиком штурмови
ком, ком звена, ком экскадрильи, штурма
ном и зам ком штурмового авиаполка Со
вершил 234 боевых вылета После войны про
должал службу в армии Награждён орде
ном Ленина, 4 орденами Красного Знамени,
орденами Богдана Хмельницкого 3 й степ ,
Александра Невского, Отечеств войны I й
степ , медалями Бронзовый бюст в с Хмели
нец Липецкой обл
Лит Смозьянинов Н Ровесник Октября в
кн Дорогой ставы и бессмертия Воронеж 19Б6
Дрнго С В М Т Степанищев в кн За подвн
том — подвиг Ка шнииграт 1977
СТЕПАНЧЕНОК Василий Андреевич (1901 —
43) — сов летчик испытатель, полковник
Окончил Егорьевскую воен теоретич школу
лётчиков (1924) Борисоглебскую школу
воен лётчиков (1925), Серпуховскую высш
авиац школу стрельбы, бомбометания и возд
боя (1926) С 1926 лётчнк-ииструктор ком
звена Качинской школы воен лётчиков С
1930 ком звена Луганской школы воен лёт
чиков С 1931 иа испытат работе Построил
и облетал авиетку С-1 (1928) Положил нача
ло внедрению высш пилотажа в практику
планёрных полётов, иа 7 м Всесоюзном слете
(1930) на планере «Красная звезда» конст
рукции С П Королёва впервые иа безмо
торном ЛА выполнил петлю Нестерова Про
водил заводские и гос испытания истреби-
телей конструкции А Н Туполева, Н Н По
ликарпова Участвовал в испытании «Звене»
Вахмистрова Погиб в испытат полете На
граждёи орденами Красного Знамени, Оте-
честв войны 2-й степ , 2 орденами Красной
Звезды, медалями
Лит Стефа новски и П М 300 неизвестных
2 изд М 1973
СТЕПАНЯН Нельсон Георгиевич (1913—
44) — сов лётчик, подполковник, дважды Ге
рой Сов Союза (1942, 1945, посмертно)
Окончил авиац школу Гражд возд флота
(1935) Участник Вел Отечеств войны В
ходе войны — в авиации ВМФ, был лётчиком
штурмовиком, ком звена, ком эскадрильи,
ком штурмового авиаполка, к рый совершил
ок 1500 боевых вылетов, потопил св 50 ко
раблей и судов противника С лично север
шил 239 боевых вылетов Погиб в возд бою
Награжден 2 орденами Ленина, 3 орденами
Красного Знамени, медалями Бронзовый
бюст в Ереване
Лит Чатвпв П <. Бзргвгггннк Ч 19ЬК
Петросян X ( Ц 1	< гелиняи в его кн
Крызатщ темя Ереван 1980
СТЕПЕНЬ ДВУХКОНТУРНОСТН — пара
метр рабочего процесса ТРДД (см Па
раметры рабочего процесса двигателя), рав
538 СТЕНДЫ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Л Н Сретенскнн
И Н Степаненко
М Т Степанищев
В А Стеланчеиок
ный отношению расхода воздуха в наруж
контуре к расходу воздуха во внутр контуре
С д является одним из осн параметров,
определяющих уд расход топлива а ТРДД
Повышение С д приводит к снижению уд
расхода топлива, но, как правило, связано
с необходимостью повышения темп ры газа
перед турбиной и сопровождается увеличенн
ем габаритов двигателя Макс С д (до 8)
имеют ТРДД для дозвук трансп самолётов
У ТРДД сверхзвук самолётов С д не пре
вышает 2 В перспективных ТРДД возможны
сверхвысокие значения С д (до 15)
СТЕПЕНЬ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ —
отношение давления р2 за устройством, пред
назначенным для сжатия воздуха или любого
др газа, к давлению pt перед ним n.—p2/pf
Если сжатие осуществляется за счёт затраты
механич работы (компрессор, вентилятор),
то С п д, как правило, определяется отно
шением полных давлений	Если по
вышение давления в потоке происходит за
счёт уменьшения скоростного напора в нём
(воздухозаборник, трубка Пито и др ), отио
шение полных давлений р$/р* характеризует
только уровень потерь в процессе и наз
коэффициентом потерь полного давления б
Поэтому для таких процессов С п д наз
отношение полного р? или ствтич р2 давле
ния иа выходе из устройства к статич дав
леиию р( а потоке перед входом а него
n=pj/p( или я=р2/р( Значение л=р2/р( мо
жет быть определено по формуле
*
где k — показатель адиабаты, М, — Маха
число на входе С п д в компрессорах
авнац ГТД составляет 10—30 В Воздухе
заборниках я может достигать таких же зиа
чений при скоростях полета, в 2,5—3,3 раза
превышающих скорость звука
С М Шляхтенки
СТЕПЕНЬ УСТОЙЧИВОСТИ, запас ус-
тойчивости— количеств характеристика
устойчивости ЛА В зависимости от характе
ра рассматриваемого движения ЛА для оп
ределения С у используют разл соотноше
ния Степень продольной статичес
кой устойчивости dmz/dcv характеризу
ет статическую устойчивость ЛА в прямоли
нейном продольном движении при изменен и
ях углах атаки (mz — коэф продольного мо
мента. Су — коэф подъемной силы, см Аэро
динамические коэффициенты) В общем слу
чае каждому значению приборной скорости и
др хар кам режима полёта (высоте. Маха
числу М) соответствует своя зависимость mz
ат су При линейной зависимости mt от cv С у
раанв mz "=ХТ—XF где Хт и XF — коорди
иаты центра масс и фокуса аэродинамичес-
кого выраженные в долях САХ (отсюда иног
да говорят «запас по Хт», «запас по XF»)*
Степень продольной статической
устойчивости по перегрузке о„ ха
рактеризует продольную статич устойчи
вость ЛА в криволинейном продольном дви
женин, когда угол скольжения ЛА р=0
(напр при аыходе нз пикирования на «гор
ке») При этом о„ = mz“ + m“'/P.	—
коэф момента продольного демпфирования
ц — коэф относит плотности ЛА (<1Ъ=
= ыгЬА/Й, p=2m/oSbA, где шг — скорость
тангажа, бА — САХ крыла. V — скорость ЛА,
m — его масса, q — плотность воздуха, S —
площадь крыла) Степень продольной
статической устойчивости по ско
рост и oF характеризует продольную статич
устойчивость при пост перегрузке пу=I и
Р=0 и определяется значением полной произ
водной dmz/dcy при п!(=1 ov = mz'' + rnzdV /
/Асу или о1/ = /Пг|'+где tnz и
м
— производные тг соответственно по V
и по числу М Со С у по перегрузке и
скорости непосредственно связаны хар ки
продольной управляемости ЛА р", Хп, Pv, X1
Степень путевой (поперечной) ста
тической устойчивости mJ (mJ) ха
рактеризует изменение коэф ту момента
рыскания (коэф mz момента крена) при
изменении угла скольжения (при пост зна
ченин угла крена) и равна производной
дгпу/др (5mx/dp), обычно берущейся при
р=о
ЛА статически устойчив а прямолинейном
илн криволинейном движении по перегрузке
по скорости, в путевом или поперечном дви
жении, если соответствующие им С у отри
цательны
Лит БюппексГ С СтмневР В Азроди
начмка самолета Динамика продольного и боково
го лвижения Ч 1979	ю Б Дубов
СТЕФАНОВСКИЙ Петр Михайлович
(1903—76) — сов летчик испытатель, ген
майор авнацин (1944), Герой Сов Союза
(1948) В Соа Армин с 1925 Окончил Ле
инигр воеи теоретнч школу лётчиков
(1927), Качиискую воен авиац школу лётчи
ков (1929) Работал а НИИ ВВС (1931 -
49) Участник Вел Отечеств войны В ходе
войны был ком истребит авиаполка особого
назначения, составленного из добровольцев
лётчикоа испытателей Сбил лично 4 самолё
та противника Провёл испытания ряда опыт
ных самолетов, в т ч пикирующего бомбар
дировшика Пе 2, дальнего аысотного бом
бардировщнка ТБ 7, реактивных истребите
лей Як 15 и Миг 19 на пилотаж первого стра
тосферного самолёта БОК 1 и др (летал иа
самолётах св 300 типоа) Награжден 3 орде
нами Ленина, 3 орденами Красного Знамени.
2 орденами Отечеств войны 1 й степ . 3 ор
денамн Красной Звезды, медалями
С >ч Триста неизвестных 2 ии Ч 1973
СТЕХИОМЕТРИЧЕСКИЙ СОСТАВ ГОРЮ-
ЧЕЙ СМЕСИ (от греч slotcheion — осноаа,
элемент и metreo — измеряю) — состав сме
си. в к рой окислителя ровно столько, сколько
необходимо для полного окисления горючего
Отношение L теоретически необходимого
кол ва (массы, объема или молярной мае
сы) окислителя, требующегося для полного
окисления горючего к соответствующему
кол ву горючего наз стехиометрнчес
Б С Стечкни
Дж Г Стокс
ким коэффициентом Различают сте
хиометрич коэф Lo— отношение масс окис
лителя и горючего, Ly — отношение их объё
мов, LM — отношение молярных масс Зра
чеиня стехиометрии коэф для иек рых го
рючих (окислитель—воздух) при темп ре
25 °C и давлении 0,1 МПа приведены в
табл С с г с соответствует значение коэф-
Табт — Стехиометрические козффнцнен
ты некоторых горючих
Г орючее		2-Г	L
Водород	34 2	2 43	24
Метан	17 2	9 66	9 5
Пропан	156	24 2	23 8
Бх дан	154	30 8	31 0
Бензин Б 70	14 9	9430	54 2
Реактивные то(|1ива			
ТС 1	14 7	9630	72 7
РТ	14 7	9620	74 7
Т 6	14 6	10300	96 2
фициента избытка воздуха а— 1, и такая
смесь наз стехиометрической Смесь
с п<_1 (избыток горючего) называется б о
гатой при а>1 (избыток окислителя) —
бедной
СТЕЧКНИ Борне Сергеевич (1891 — 1969) —
сов учёный в области гидро н аэромехаин
ки и теплотехники, акад АН СССР (1953,
чл корр 1946). Герой Соц Труда (1961)
Ученик Н Е Жуковского Окончил Орлове
кий кадетский корпус (1908), МВТУ (1918)
Вместе с Жуковским принимал участие в соз-
дании ЦАГИ работал там в 1918 -30 В
послед период работал в ЦИАМ и др орг-
циях Дважды подвергался необоснованным
репрессиям, в 1930—33 и 1937—43 находился
а заключении, работая при этом в спец техн
бюро в системе ОГПУ и НКВД Был одним
из организаторов ВВИА С 1921 проф этой
академии в 1943—54 иач кафедры теории
лопаточных машин и реактивных двигателей,
одновременно зам гл конструктора в ОКБ
А А Микулина (до 1955) Преподавал в
МВТУ (1918—27) в МАИ (1933—37) Зам
пред комиссии по газовым турбинам АН
S3»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим

СССР (1949—61, с 1951 — председатель)
В 1954—62 возглавлял лаб двигателей
(с 1961 — ии т) АН СССР С — создатель
теории теплового расчёта авнац двигателей
и методики построения их хар-к В 1929 опуб
ликовал основополагающую работу «Теория
воздушно реактивного двигателя» Ленине
кая пр (1957), Гос пр СССР (1946) На
граждён 2 орденами Ленина, орденами Трудо
вого Красного Знамени, Красной Звезды, ме
далями
Лит Ч\ев Ф И Стечкин Ч 1979
СТОЙКА ШАССИ — осн силовой элемент
шасси ЛА, воспринимающий и передающий
на конструкцию планёра концентрированные
статич и динамич нагрузки, возникающие
при взлёте и особенно прн посадке ЛА Осн
элементы С ш амортизатор шасси (см
Амортизация шасси}, прн балочной схеме те-
лежки шасси он встроен в С ш , при ры
чажиой — вы несен, тележка шасси, склады
вающийся подкос, воспринимающий нагруз-
ку от лобовых сил (уменьшающийся по дли
не при убирании С ш ), раскосы — стержни,
расположенные по диагонали шарнирного
многоугольника, образованного С ш и под-
косом, и обеспечивающие геом нензменяе
мость этого многоугольника, траверса — эле
мент крепления стойки к крылу нли фюзеля-
жу (прн подкосной С ш связь с ЛА осу
ществляется с помощью подкосов), механизм
ориентации С ш , предназначенный для раз
ворота стойки при её убирании или выпуске,
узел у ииж основания С ш для крепления
оси колёс или тележки к С ш , замки, обес-
печивающие фиксацию С ш в выпущенном
и убранном положениях, цилиндры мехаинЗ
ма выпуска и убирания шасси Консольная
конструкция С ш , отличающаяся большой
жёсткостью, исключает необходимость задне
го подкоса При рычажной и полурычажной
Схемах к С ш относятся также рычаги,
иа к рых крепятся колеса Передняя С ш
включает цилиндры демпфера шимми ЛА —
устройство, защищающее ЛА от вибрации
колёс, и рулёжное устройство (с гндроци
лиидром), предназначенное для поворота пе
редней С ш при движении (рулении) ЛА
по земле, разбеге перед взлётом и пробеге
после посадки
В нач период развития авиации С ш прн
полёте самолёта находились в воЗд потоке и
являлись одним из оси источников аэроди
намич сопротивления Для его снижения сна-
чала стали устанавливать обтекатели иа ко-
лёса н С ш , а в 30-х гг прн создании ско-
ростных самолётов началось широкое при-
менение убирающегося шасси, хотя это и
связано С увеличением массы и усложне-
нием конструкции шасси
Кинематика убирания С ш весьма раз
нообразна На большинстве отечеств и за
рубежных пасс самолётов они убираются
вдоль по размаху крыла в сторону фюзеляжа,
на самолётах семейства Ту, как правило,—
назад по потоку в спец обтекатели прн
этом тележка шасси поворачивается на 180°
так, что передние колёса оказываются
сзади Такая компоновка предельно умень
шает размеры обтекателя В М Шейнин
СТОК гидродинамический — см в ст
Источники и стоки
СТОКС (Stokes) Джордж Габрнел (1819-
1903)—англ физик, чл (с 1851) и президент
(1885—90) Лондонского королевского об ва,
чл многих иностр академий, вт ч Воен мед
академии в Петербурге Окончил Кембридже
кий уи т (1841) Исследовал волновые про
цессы в разл Средах, изучал стационарное
движение несжимаемой жидкости с учётом
трения и движение твёрдого шара в вязкой
жидкости (см Навье — Стокса уравнения
Стокса формула сопротивления сфе-
ры) Портрет см иа стр 539
Соч Mathematical and physical papers v I—5
Camb 1880 1905
СТОКСА ФОРМУЛА сопротивления
сферы — формула, определяющая силу со
противления X сферы диаметра d, движущей-
ся в покоящейся вязкой несжимаемой жид-
кости с пост скоростью при малых Рей
нольдса числах RecJ X=3npdK«j, или в
безразмерном виде (см Аэродинамические
коэффициенты)
X _ 24
Сх~ 'М^а/г)2
где ц — плотность жидкости, р — динамич
вязкость. Ci — коэф сопротивления В от л и
чие от известного результата для умеренных
н больших чисел Рейнольдса, когда сила со
противления пропорциональна квадрату ско
ростн, в рассматриваемом случае она зависит
от неё линейно, прн этом треть силы сопро-
тивления обусловлена силами давления, а две
трети —силами трення Эти ф лы установле-
ны Дж Стоксом (1851) в результате решения
линейных ур-ний, к-рые получаются из
Навье — Стокса уравнений отбрасыванием в
них инерционных членов и наз ур-ниями
Стокса Однако ур ния Стокса некорректно
описывают течение на больших расстояниях
от пов стн сферы, где инерционные силы и
силы трения имеют одинаковый порядок Бо-
лее корректное во всём поле течения решение
задачи можно получить иа основе линейных
Осеена уравнений, приближ решение задачи
в этом случае даёт
СТОЯНКА летательных аппара
тов — специально подготовленная и обору-
дованная площадка на лётном поле аэродро
ма, предназначенная для размещения н об-
служивания самолётов или вертолётов (рис
I—3) С бывают групповые или нндиви-
Сравнение результатов расчётов по приве-
дённым фплам с результатами эксперимента
(см рис) указывает на их применимость
при Re<l
Рис I Основные типы Стоянок тетагетьиых ап
парагов а — групповые (сп тошные) б — ииди
видка тьные (от де тьные)
l₽Re
Зависимость с г сферы от Re 1 — расчет по
форму ie Стокса 2 — расчет по формате поичен
ной из уравнений Осеена 1 —результаты зкепе
рн мента
Рис 2. Способы захода са мотетов на стоянку
а — хвостом вперед б — носом вперед
С ф используется при анализе движения
мелких сферич частиц в сильно вязких жид-
костях, пылевидных частиц н капелек воды
В атмосфере и т п	В А Башкин
СТОЛЯРОВ Николай Георгиевич (р 1922) —
сов лётчик, полковник, дважды Герой Сов
Союза (1944, 1945) Окончил Свердловскую
воен авнац школу (1941), Полтавскую
высш офицерскую школу штурманов (1946),
Воен возд академию (1954, ныне им Ю А
Гагарина) Участник Вел Отечеств войны
В ходе войны был летчиком штурмовиком,
ком звена, ком эскадрильи, штурманом
штурмового авиаполка Совершил 185 боевых
вылетов, сбил 3 самолета противника После
войны в ВВС Награжден орденом Ленина,
2 орденами Красного Знамени, орденом Алек-
сандра Невского, 2 орденами Отечеств войны
I й степ , орденом Отечеств войны 2-й степ ,
медалями Бронзовый бюст в Казани
Лит Ханин Л Н Г Сто|Ярг>в в его ки
Ftpon I оветскгно I оюза сыны Татарии Казань
|961 Андрианов С На огненных рубежах в кн
Тюди бесе мер гиен <> подвига 4 над кн 2 Ч 1975
Рис 3 Схема двухрядной расстановки верготегов
на групповой стоянке
540 СТОЙКА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
дуальные, открытые нлн защищённые. Разме-
ры и планировка С. должны обеспечивать
размещение расчётного числа ЛА, безопас-
ность маневрировании их как на тяге собств.
двигателей, так и с помощью буксировщи-
ков, безопасный и удобный проезд и раз-
мещение спецавтотранспорта, передвижных
средств техн, обслуживания и перронной ме-
ханизации, размещение и функционирование
стационарного оборудования для техн, обслу-
живании ЛА. возможность мехаинзиров.
очистки от снега н удаления гололёда. С.
оборудуют заземлит, устройствами от статич.
электричества и якорными креплениями. Для
устранения обдува людей, оборудования и
сооружений газовозд. струим и (при запуске
н опробовании двигателей) на С. устанавли-
вают струеотклоияющне щнты. С. на воен,
аэродромах могут быть открытыми, с об-
валованием (т. н. капониры) илн закрытыми
для защиты от поражения. С. выполняют
обычно из тех же материалов, что и перрон,
ВПП. рулёжные дорожки (см. Аэродром-
ное покрытие).
По назначению различают С.: для хране-
ния ЛА и их оперативного техн, обслужи-
вания, для мойкн ЛА, для перяоднч. обслу-
живания н доводки ЛА и др. На групповых
С. ЛА располагаются в один или два ряда
(тупиковые — с одной рулёжной дорожкой
н прямоточные — с двумя-тремя). Площадь
С. для хранения и оперативных видов обслу-
живания, как правило, объединяется с пер-
роном.
Лит Изыскания и проектирование аэродромов,
М , 1981	_	А П. Журавлев
СТРАТОНАВТ [от страто (сфера) и греч.
nautes— мореплаватель) —лицо, совер-
шающее полёт в стратосфере; устаревший
термин. Употребителен термин «воздухопла-
ватель», обозначающий лиц. профессиональ-
но занимающихся полётами на аэростатах
всех типов, в т. ч. н на высотных аэроста-
тах — стратостатах. Применялся также тер-
мин «аэронавт», обозначавший лиц, подни-
мающихся иа свободных аэростатах, включая
как пилотов и техн, состав, так и наблю-'
дателей. экспериментаторов, а иногда н пас-
сажиров.
СТРАТОСТАТ [от страто (сфера) и (аэро)-
стат] — свободный аэростат большого объё-
ма для подъёма в стратосферу экипажа и
аппаратуры для науч, исследований, а также
дли проведения рекордных подъёмов, прыж-
ков с парашютом, испытаний оборудования,
астрономич. наблюдений нт.п. С кон. 50-х гг.
наряду с термином «стратостат» применяется
термин «высотный свободный аэростат для
полёта с людьми». Полёт с экипажем может
проводиться в герметичной илн открытой гон-
доле. Высотный свободный аэростат (ВСА)
для полётов с экипажем является разновид-
ностью ВСА для кратковрем. полётов с нссл
аппаратурой, к-рые могут подниматься как с
экипажем, так и в автоматич. режиме (см.
Дрейфующий аэростат). Свободный аэростат
с открытой гондолой, используемый для подъ-
ёма на выс. 7—12 км, наз. субстратостатом.
С., применявшиеся в 30-х гг., имели объём
до 105 тыс. м3 и поднимались с экипажем
2—3 чел. в герметичных гондолах на выс. до
22 км. Эти С. состояли нз оболочки сфернч.
формы, скреплённой сетью илн системой
строп с гондолой, имевшей шаровидную фор-
му. Сфернч. герметичная гондола первого
сов. С. «СССР-1», совершившего полёт
30 сент. 1933, была создана в ЦАГИ под
рук. В- А. Чижевского. Конструкция её послу-
жила основой для разработки герметичных
корпусов мн. воздухоплават. аппаратов. Обо-
лочка изготавливалась из прорезиненной
хлопчатобумажной ткани. Наруж. пов-сть
была окрашена в жёлтый цвет нлн имела
алюминиевое покрытие. Применялись также
С., имевшие т. и. носитель, состоявший из
гирлянды резиновых оболочек, растягиваю-
щихся в процессе подъёма, или группы обо-
лочек из нерастяжнмых плёнок.
Подъём С осуществлялся в результате
преобладания подъёмной силы над его весом
(см. Аэростатика, Всплывная сила). Выше
зоны равновесия подъём мог проводиться
благодаря сбросу балласта (песка или дро-
би). На макс, высоте подъёма темп-pa газа
в матерчатых оболочках иа 55—70°С пре-
вышала темп-ру окружающего воздуха.
Спуск этих С. начинался после выпуска час-
ти газа через клапан или вечером после
захода солнца, когда подъёмный газ посте-
пенно охлаждался до темп-ры воздуха или
ниже её Это требовало для уравновешивания
аэростата сбрасывать большое кол-во бал-
ласта, вес к-рого достигал 22—25% подъём-
ной силы С. на макс, высоте подъёма. Урав-
новешенный аэростат плавно спускался на
землю с помощью гайдропа. При этом обо-
лочка отъединялась от гондолы, а газ из
оболочки выпускался через разрывное уст-
ройство. Применялся вариант спуска, про-
ходившего вначале на оболочке, а после её
отъединения на парашюте. Для уменьшения
массы посадочного балласта разрабатыва-
лись С.. принимавшие при спуске форму па-
рашюта. Оболочки С., изготовленные нз про-
резиненных тканей, могли использоваться
неск. раз. Старты С. в СССР проводились
с открытых площадок, что требовало почти
штилевых условий и скорости ветра не более
2 м/с. Старт амер. С. объёмом 105 тыс. м3
проводился из каньона.
С кон. 50-х гг. стали применяться С., имев-
шие плёночные оболочки одноразового при-
менения. Конструкция этих оболочек анало-
гична конструкции оболочек дрейфующих ав-
томатич. аэростатов. Оболочки имеют клапан
с электроприводом для регулирования ско-
рости взлёта и для спуска С. Открытие кла-
пана проводится по команде нз гондолы. Бла-
годаря прозрачности плёночных оболочек их
разогрев не превышает 10—15 °C, что позво-
ляет иметь значительно меньший вес посадоч-
ного балласта и даже совсем не иметь такого
балласта прн спуске гондолы на парашюте.
Старт С- с плёночными оболочками, объём
к-рых на земле составляет 1—3% их объёма
на макс, высоте подъёма, проводится со стар-
товых площадок с применением устройств,
уменьшающих их высоту и парусность, илн
с мор. судов, идущих по ветру со скоростью
ветра.
Наибольшей высоты подъёма экипажа иа
С. достигли амер, пилоты М. Росс и В. Пра-
тер 23 мая 1961, поднявшиеся на С. «Стра-
толаб» с оболочкой объёмом 283,17 тыс. м3
иа выс. 34 668 м. Старт этого С. состоялся
с авианосца. Высота С. перед взлётом дос-
Табл.— Данные о полётах стратостатов
Дата полёта	Экипаж и страна	Объём стратостата, тыс м1	Достигнутая высота» м	Время пребывания в воздухе	
27 5.1931	О Пиккар н П Кипфер (Бель гия)	14.3	15781		16 ч
12.8.1932	О Пиккар и М Козине (Бель- гия)	14.3	16370	II	ч 45 мии
30 9.1933	Г. А Прокофьев. К Д Годунов, Э К Бирнбаум (СССР)	25	18800	8	ч 20 мии
30 1 1934	П. Ф Федосеенко, А Б Васенко, И Д. Усыскнн (СССР)	25	22000	7	ч 4 мии
28 7.1934	Кепнер, А Стивенс, О Андерсон (США)	85	18000	9	ч 57 мин
18 8.1934	М Козине и Н ван дер Элст (Бельгия)	14,3	16000		14 ч
26.6 1935	К Я. Зилле, Ю Г Прилуцкнй, А Б Верн го (СССР)	25	16200	2	ч 37 мнн
11.11 1935	А Стивенс и О Андерсон (США)	105	22066	8	ч 15 мни
h. Г Столяров
В В Стрельцов
тигала 125 м. В СССР 1 иояб, 1962 на С.
«Волга», имевшем плёночную оболочку объ-
ёмом 72.9 тыс. м3, пилоты П. И. Долгое
и Е. Н. Андреев совершили полёт на выс.
25 458 м с последующим спуском на инди-
видуальных парашютах.
Наряду с полётами ВСА с экипажем про-
водятся кратковрем. полёты автоматически
управляемых ВСА для подъёма ветростан-
ций н др. сложной иссл. аппаратуры на выс.
от 20 до 50 км н более. 27 окт- 1972 в США
на выс 52 км был поднят С. объёмом
1,36 мли. м3 с аппаратурой массой 113 кг. В
СССР с 1966 регулярно использовалась
автоматич. астрономич. станция «Сатурн» с
телес копом-рефлектором, имеющим диаметр
гл. зеркала 1 м. Подъём астроСтанцнн про-
водился на плёрочнрй оболочке объёмом
107 тыс. м3 на выс. 20 км (масса груза ок.
6 т).
Наибольшее число полётов С. с экипажем
в стратосферу было совершено в 30-х гг. Све-
дения о нек-рых из них приведены в табл.
См. рис. К СТ. Аэростат. Р В. Пятышев.
СТРАТОСФЕРА (от лат. stratum — слой и
греч. sphaira — шар) — см. в ст. Атмосфера
3 в м л н
СТРАХОВАНИЕ ВОЗДУШНОЕ — страхова-
ние от опасностей и случайностей, возникаю-
щих при использовании гражд. авиации. Цель
С. в.: компенсировать владельцу (собствен-
нику) возд. 'судна материальные потерн,
являющиеся прямым следствием авиацион-
ных происшествий; гарантировать пассажи-
рам, грузовладельцам и третьим лицам воз-
мещение в возможно более полном объёме
ущерба от причинённого вреда. Развитие С. в.
объясняется опасным характером нек-рых
авиац. происшествий, высокой стоимостью
совр трансп. самолётов, а также разными
основаниями ответственности за ущерб, дей-
ствующими в возд. праве отд. стран.
Юридич. и физ. лицами, заинтересованны-
ми в страховании от авиац. рисков (страхо-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт

541
вателямн) являются авнатрансп пр-тия, др
владельцы (собственники) возд судов и аз
репортов, органы управления возд движе
наем,эксплуатанты (владельцы) спортивных
аэроклубов, продуценты (изготовители)
авиац техники, организаторы демонстрац
выставок н показат полётов и т п Практи-
чески единств организац форма страхова
ния на возд транспорте — коммерч страхо
вание Операции no С в проводятся в обязат
или добровольной форме страховыми ком
мерч пр-тиями (страховщиками)
С в включает неск видов нмуществ и
личного страхования, к-рые применяются са
мостоятельно нли в определ сочетании стра
ховаине-возд судна, авиагрузов, ответствен-
ности имущественной прн возд перевозках и
полётах, авиац персонала н пассажиров возд
транспорта от несчастных случаев и др При
страховании возд судна-по типовым догово
рам (напр , «авиакаско) его объектом явля
ются возд суда разл типов, возмещение
ущерба производится в случае гибели или
повреждения возд судна При страховании
возд судов на условиях «с ответственностью
ja все риски» круг страховых рисков В прин-
ципе неограничен и обычно включает как
риски «в полёте» «при рулении», так и «на
земные» В этом случае возмещаются убытки,
происшедшие по любой причине
Страхование нмуществ ответственности
предусматривает обязательство страховщи
ка при наступлении страхового случая воз-
местить в пределах обусловленных в полисе
лимитов все суммы, к рые авиаперевозчик
или иной владелец возд судна (страхова
тель) в силу закона, международной конвен-
ции нли договора перевозки должен выпла
тнть
В СССР развитие получили в первую оче
редь виды С в , связанные с деятельностью
возд транспорта Гос обязат страхованию
подлежали пассажиры, перевозимые на возд
судах (за исключением пассажиров, прово
знмых в междунар сообщениях) В обязат
порядке за счёт пр тий гражд авиации произ-
водилось также страхование от несчастных
случаев лётного состава и нек-рых иных ка-
тегорий авиаработников Проводилось также
страхование ответственности «Аэрофлота»
перед иностр пассажирами, грузовладельца-
ми н третьими лицами при выполнении меж-
дуиар перевозок, страхование авиац техни
кн, поставлявшейся за границу (на время
перегона техники иностр заказчикам), стра
хованне сов авиац техники — демонстрн
ровавшейся, выполнявшей авнац работы нли
участвовавшей в междунар спортивных
состязаниях за границей Страховались
сов самолёты, переданные в аренду зару
бежиым авиакомпаниям, если не было преду
смотрено её страхование арендатором
Лит Международное воздушное право кн 2 М
1981	В М Сенчило
«СТРЕЛА» — эксперим самолет конструк-
ции А С Москалева Построен в 1937 по
необычной для того времени аэродинамич
схеме (рис в табл XIII) — «бесхвостка» с
треугольным крылом малого (0,975) удлине-
ния При взлётной массе 630 кг с ПД
мощн 103 кВт развивал скорость св 300
км/ч Схема, наряду с другими, впоследст
вии нашла применение в реактивной ави-
ации
СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛА ТЕОРИЯ Осо
беиности и преимущества стреловидного кры-
ла (СК), использующего скольжения прин-
цип, проявляются в чистом виде для крыла
бесконечного размаха В соответствии с зтнм
принципом аэродинамич хар кн СК с углом
стреловидности х, обтекаемого однородным
потоком идеальной жидкости со скоростью
обусловлены его взаимодействием с по-
перечным течением, имеющим на бесконеч-
ности поперечную скорость Уяоо= V^cosy, и
их определение сводится к расчету обтека-
ния профиля (см Профиля теория} По из
вестным аэродинамич хар кам профиля вы
чнсляются соответствующие хар-ки СК В
частности, для критич Маха числа М«, подъ-
емной силы Y сопротивления аэродинамичес-
кого X и аэродинамических коэффициентов
(подъёмной силы суа и сопротивления с1а)
имеют место соотношения M*=M*„/cosx,
У— Yп, Х^=ХлСО&Х* С^а = С^алСО5 ~Тг, См-
= Сг0ясоз3х Т о , несущие свойства СК ниже,
чем у прямого, однако аэродинамич сопро
тивление СК меньше, а аэродинамическое
качество и, что особенно важно прн транс
звук скоростях полёта, число М* больше, чем
у прямого крыла
С к т , являясь частным случаем крыла
теории, позволяет рассчитывать суммарные и
локальные аэродинамич хар-кн не только
при безотрывном обтекании, но и при
наличии срыва потока в заданных местах
(в частности, на всех кромках крыла) Вместе
с тем применение положений и методов теории
крыла к СК имеет нек рые особенности,
наиболее существенные прн дозвук скоростях
полёта В последнем случае для СК характер
на пространств картина обтекания с образо
ванием сложной вихревой структуры В рам
ках линейного приближения модель несущей
нити, строго говоря, неправомочна для СК
даже при большом удлинении крыла, т к
поле скоростей тонкого вихря имеет особен-
ность в местах изломов передней кромки
Но если вместо гипотезы плоских сечений
воспользоваться условием непротекания на
несущей поверхности, то одновихревые схемы
допустимы Прн расчёте обтекания СК слож-
ной формы в плане вихревую схему необхо-
димо строить с учётом особенностей на изло-
мах Расчёты показывают, что у СК с наплы-
вом. схематизируемого системой вихрей при-
соединённых суммарная циркуляция скорос-
ти Г— Г“ изменяется по размаху плавно (см
рнс ), а циркуляции Г^=Г^ отд присо-
единенных вихрён имеют разрывы в се-
чениях, соответствующих изломам крыла
(нумерация р вихрей ведётся от передней
кромки крыла). При больших углах атаки,
в особенности яри наличии отрыва потока,
существенна нелинейность в аэродинамич
хар ках СК, н их расчёт должен проводиться
в рамках нелинейной теории, напр методом
дискретных вихрей, к рая позволяет устано
вить особенности развития вихревой струк
туры у СК Устойчивые вихревые жгуты, об
разующиеся иа подветренной стороне СК,
повышают его несущие свойства
Прн расчёте обтекания СК на сверхзвук
скоростях необходимо учитывать разл об-
ласти влияния, в т ч и включающие вихре
вой след, сходящий с задней кромки крыла
Применение СК позволило смягчить вол-
новой кризис (резкое возрастание коэф
аэродинамич сопротивления и смещение фо
куса аэродинамического при трансзвук ско-
ростях) и способствовало преодолению зву-
кового барьера
Большая роль во внедрении СК в практи-
ку самолётостроения, проведении необходи
мых для этого теоретич и эксперим исследо
ваний в нашей Стране принадлежит В В
С тру минском у
Лит Стр у минский В В Аэродинамика и мо
лекуляриая газовая динамика М 1985
С М белоцерковскиа
СТРЕЛОВИДНОЕ КРЫЛО - см Крыло,
Стреловидного крыла теория
СТРЕЛЬЦОВ 'Владимир Владимирович
(1902—47) —один из основателей отечеств
авиац медицины, проф (1938), др мед наук
(1939) Окончил Воен -мед академию (1926)
В 1933— 35 возглавлял сектор Н и сан ин та
РККА, с 1935 — нач Центр психофизиол
лаборатории ГВФ, ставшей впоследствии
Центр лабораторией авнац медицины Один
из организаторов Ин-та авнац медицины
(1935), кафедры авиац медицины при Центр
ин те усовершенствования врачей (в 1944—
47 — зав ) и Воен ф-та 2-го Моск мед ин-та,
к рые он возглавлял С 1946 — пред Бюро
организованной им секции авиац и космич
медицины Моск фнзиол об ва С занимался
физиолого-гигненич обоснованием систем
жизнеобеспечения прн высотных полётах, во-
просами кислородного голодания организма,
методами проф отбора и врачебно лётной
экспертизы и мн другими проблемами На-
граждён орденами Ленина, Красного Знаме-
ни, медалрмн Портрет см на стр 541
Лит Агаджанян Н А Стрельцова С В,
В В Стрельцов (1902—1947) М, 1982
СТРИНГЕР (англ stringer, от string — при
вязывать, скреплять) — продольный элемент
силового набора ЛА, служит для подкреп-
ления обшивки и передачи продольных рас-
тягивающих или сжимающих нагрузок В за-
висимости от назначения различают С ти
новые (обеспечивают жёсткость конструк-
ции), стыковые (по стыкам обшивки) и
усиленные (в местах действия сосредото-
ченных нагрузок или по краям вырезов в об-
шивке) Для повышения живучести конструк-
ции в местах возможного появления попереч
ных трещин в обшивке ставятся С из высо-
копрочных материалов, к рые выполняют
роль ограничителей распространения трещин
(«стопперов») Шаг С , как правило, равно-
мерный и выбирается на основе расчёта на
проч иость
СТРОЕВ Николай Сергеевич (р 1912) —
сов учёный в области авиации, д р техн
наук (1958), дважды Герой Соц Труда (1966,
1982) Окончил МАИ (1937) В 1935—36
работал в ОКБ Н Н Поликарпова, в 1936—
41 — в ЦАГИ, в 1941—66— в ЛИИ (в 1954—
66 нач нн-та) В 1955—61 преподавал в МАИ
(с 1961 проф ) С 1966 на ответств работе
в гос органах Внёс большой вклад в разви-
тие авиац техники, разработку методов лёт
ных испытаний и исследований аэродинамич
хар к сверхзвук самолётов в натурных уело
внях Гос пр СССР (1949) Награждён 4
орденами Ленина, орденами Октябрьской Ре
волюцин. Отечеств войны 1 й и 2 й степ ,
2 орденами Трудового Красного Знамени,
орденом Красной Звезды, медалями
СТРОИТЕЛЬНАЯ МЕХАНИКА авнацн
онных конструкций - область строит
механики сооружений, в к рой в качестве
объекта исследования рассматриваются кон
542 «СТРЕЛА»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
H C Ci роев
В В Струмииский
струкции отд. агрегатов и частей ЛА или
конструкция ЛА в целом. В ряду науч, дис-
циплин, относящихся к механике деформи-
руемых тел, С- м занимает промежуточное
место между теориями упругости и пластич-
ности и упрощёнными приёмами расчёта инж.
объектов, к-рые объединены в общий раз-
дел — сопротивление материалов Осн. зада-
чи С. м.. связанные с расчётом и проекти-
рованием ЛА, — разработка матем. моделей,
предназначенных для практич. исследований
деформаций, внутр, усилий и напряжении,
устойчивости и колебаний авиац. конструк-
ций и их элементов при статич. и динамич.
внеш, воздействиях разл. происхождения
(мехаиич. нагрузки, неравномерное нагрева-
ние и др.). Цели и задачи С м. в этом случае
подчинены требованию создания оптим. кон-
струкции ЛА (см. Конструкция авиацион-
ная), удовлетворяющей разнообразным ус-
ловиям прочности, заданному ресурсу, экс-
плуатационной живучести, обеспечению ди-
намим. и аэроупругнх хар-к (см. Азроупру-
гость), экономичности. Решению этих задач
предшествует выбор конструктивно-силовой
схемы.
Конструкция ЛА как объект исследования
в С. м. является сложной системой, при созда-
нии и расчёте к рой используют в разл. ком-
бинациях традиц. объекты С. м. (стержни,
гладкие и подкреплённые пластины и обо-
лочки, массивные тела), а также характер-
ные для авиац. конструкций объекты с су-
ществ, нерегулярностью (с перепадами жёст-
кости, вырезами, с сосредоточенными воздей-
ствиями), со сложной геометрией и струк-
турой (сочетание оболочек с разл. кривиз-
ной, многозамкиутые структуры), подвер-
гающиеся воздействию разнообразных про-
цессов (статич., дииамнч., упругих) и нахо-
дящиеся в разл. состояниях деформирования
(упруго-пластическом, ползучести и др.). Для
характерных конструкций ЛА — корпуса
(фюзеляж, мотогондола), несущих пов-стей
(крыло, оперение, рули), стержневых и ба-
лочных систем шасси, органов управления,
узлов подвески оборудования и грузов и др —
применяются определ. методы расчёта. Так,
для описания тонкостенных элементов широ-
ко используют континуальные, дискретно-
континуальные и дискретные расчётные схе-
мы Учёт их специфич. особенностей и внеш,
воздействий позволяет выбрать рациональ-
ную расчётную схему, упростить формули-
ровку задач и их решение.
Теоретич. основу С. м. авиац. конструкций
составляют общие теоремы и варнац. прин-
ципы механики деформируемых тел (прин-
цип возможных перемещений, принцип воз-
можных изменений напряжённых состояний,
смешанные варнац. принципы). Благодаря
развитию вычислит, техники и программиро-
вания большое распространение при реали-
зации этих теорем и принципов получили чис-
ленные методы С- м_, среди к-рых наиболее
эффективный — метод конечных элементов
(см в ст. Статическая прочность). Наряду
с этим актуальны и перспективны общие
схемы реализации, базирующиеся иа комби-
ниров. использовании аналитич , чнсленно-
аналитич и численных моделей.
Осн. направления развития С. м. авнац
конструкций следующие: разработка эффек-
тивной методологии исследования конструк-
ций ЛА на базе системного подхода; раз-
витие методов расчёта напряжённо-деформн-
ров. состояния подкреплённых тонкостенных
конструкций, многослойных пластин н оболо-
чек, конструкций из компознц. материалов;
исследование устойчивости и динамики (в
линейной и нелинейной постановках задач),
аэроупругостн, термоупругости, термоплас-
тичности. термополэучести конструкций ЛА;
изучение действия случайных факторов и ме-
ханики разрушения; дальнейшая разработка
теории надёжности применительно к ЛА;
автоматизация процессов исследований
авиационных конструкций с использованием
ЭВМ-
C. м. конструкций ЛА как науч, дисципли-
на начала складываться с первых практич.
шагов становления авиации и базировалась
на работах по механике конструкций рус-
ских учёных И Г. Бубнова, Б. Г. Галёркн-
на, А. Н. Крылова, П. Ф. Паиковнча, С. П. Ти-
мошенко. Основополагающей работой в об-
ласти С- м. самолёта явилась ст. Н. Е. Жу-
ковского «Исследование устойчивости конст-
рукции аэропланов» (1918). Осн. достижения
С. м. на этапе создания металлнч. самолё-
тов связаны с трудами В. Н Беляева, Г. С.
Еленевского, А. И. Макаревского, В. М. Стри-
гуиова. А. М. Черемухина. В 50—70-х гг.
в С. м. конструкций ЛА существенный вклад
внесли сов. учёные В. 3. Власов, Р. А. Ададу-
ров. Л. И. Балабух, А. А. Белоус, С. Н. Кан-
Ю. Г. Однноков, А- Ю. Ромашевский, И. А.
Свердлов, А. А. Уманский и др. Значительный
вклад в перспективные направления С. м.
конструкций ЛА сделали В. В. Болотин,
В. В. Васильев, М Б. Вахитов, А. С. Воль-
мир, Э. И. Григолюк, И. Ф. Образцов, В. И.
Феодосьев, В. М. Фролов и др.
Лиг Ромашевский А Ю., К.тмиа В. И.
Строительная механика самолета. М., 1965, Обра з-
цовИ Ф.ОнаиовГ. Г, Строительная механика
скошенных тонкостенных систем. М . 1973.
И Ф Образцов, Ю И Иванов
СТРОЙ летательных аппаратов —
строго определённое взаимное расположение
ЛА прн их совместном полёте и маневриро-
вании. По месту в С. выделяют ведущий
Рис. 2. Строи ЛА и — пеленг; б — фронт; в —
клин; г — ромб
превышение
Рнс. I. Элементы строя.
ЛА и ведомый (е) ЛА. Ведущий ЛА манев-
рирует согласно заданию, а ведомый(е)
выдерживает место в С. Место в С. опреде-
ляется дистанцией, интервалом и превыше-
нием (принижением) (рнс. I). По расстоя-
нию между ЛА различают сомкнутые и ра-
зомкнутые С. В сомкнутом С. интервал и дис-
танция между ближайшими ЛА не превы-
шают двух размахов крыла и двух длин ЛА.
По своей конфигурации С. делят иа пе-
ленг, фронт, клин и ромб (рис. 2):пеленг —
ЛА располагаются на прямой, составляющей
угол меньше 90° к траектории полёта,
фронт — на прямой, перпендикулярной к
траектории полёта, клин— иа сторонах уг-
ла, в вершине к-рого расположен ведущий
ЛА, ромб— в вершинах ромба. В совр. ус-
ловиях С. применяются только на парадах,
для отработки групповой слётанности и для
перелётов, не связанных с выполнением бое-
вой задачи.
СТРУЙНОЕ ТЕЧЕНИЕ (СТ) в атмосфе-
ре — сильный узкий поток с почти горизон-
тальной осью в верх, тропосфере или в стра-
тосфере, характеризующийся большими вер-
S43
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим
ICWMMOE
СТРУЙНОЕ ТЕЧЕНИЕ в СЕВЕРНОМ ПОЛУШАРИИ
тик. и горизонт, сдвигами ветра и одним
нлн более максимумами скорости Обычно
длина СТ составляет тысячи км. ширина —
сотин км, толщина — неск. км. Вертик. сдвиг
ветра около 5—10 м/с на 1 км, а горизон-
тальный ~5 м/с иа 100 км. Ни ж. предел
скорости в СТ условно считается равным
100 км/ч и выбран с учётом того, что ветер,
скорость к-рого превышает 100 км/ч, оказы-
вает заметное влияние на путевую скорость
ЛА, выполняющих полёт в зоне СТ. Цент-
ральная часть СТ, где скорости ветра наи-
большие, наз. сердцевиной, линия макс,
ветра внутри сердцевины — осью СТ. Слева
от оси, если смотреть по потоку, расположена
цнклоннч. сторона СТ, справа — антицикло-
ннческая Горизонт- сдвиги на цнклонич. сто-
роне СТ гораздо больше, чем на антицнк-
лонической, вертнк. сдвиг ветра обычно боль-
ше над осью СТ, чем под ней. Чем сильнее
СТ, тем больше вертик. сдвиг ветра в нём.
Различают тропосферные и стратосферные
СТ.
Тропосферные С. т. формируются в пе-
реходной зоне между высокими холодными
циклонами н высокими тёплыми антицикло-
нами в верх, тропосфере, образующими вы-
сотные фронтальные зоны. Высотные фрон-
тальные зоны (ВФЗ) могут объединяться,
образуя планетарную (сравнимую по разме-
рам с размерами Земли) фронтальную зону.
Оси тропосферных С. т. располагаются вбли-
зи тропопаузы и в сев. полушарии находятся
на выс. 6—8 км над Арктикой, 8—12 км—
в умеренных широтах, 12 —16 км — в суб-
тропиках. С. т. высоких и ср. широт связа-
ны с ВФЗ и атмосферными фронтами-, они
меняют своё положение вместе с ними. Суб-
тропич. зап. С. т. сравнительно устойчиво н
сильно. Наиболее мощное иа Земле субтро-
пич. С. т. наблюдается в зимнее время над
зап. частью Тихого ок., где создаются боль-
шие контрасты темп-ры в тропосфере между
тёплым воздухом над пов-стью океана и хо-
лодным воздухом над вост. Азией.
На картах представлены ср. скорости
ветра на изобарич, пов-сти 300 гПа (соот-
ветствует выс. ок. 9 км) в сев. полушария
зимой и летом. Видно, что зимой во внетропяч.
широтах С. т. образуются над севером Атлан-
тнч. ок. и Европы. Субтропич. С. т. почти
окаймляют земной шар на широте 25—30°.
Оин более мощные, чем вметропич. С. т.
Ср. скорости в центре С. т. превышают 150
км/ч, а над Японскими о-вами — 200 км/ч.
Летом в связи с прогревом воздуха во вие-
тропич. широтах н уменьшением горизонталь-
ного градиента темп-ры между низкими и вы-
сокими широтами С. т. ослабевают. Они чаще
образуются над севером Европы. В соответ-
ствии с сезонными раднац. условиями суб-
тропич. С. т., ослабевая, перемещаются к
северу. Над Азией и Сев. Америкой оин нахо-
дятся летом на широте 40—45°. С. т. изобра-
жаются и с помощью вертикальных разре-
зов атмосферы (см. рис.).
Стратосферные С. т. расположены вы-
ше тропопаузы. Зимние зап. С. т. возникают
в зоне больших меридиональных градиентов
темп-ры и давления зимнего стратосферного
циклона, расположенных между приполюс-
ной областью и более низкими широтами. Ось
этого С. т. находится иа выс. 50—60 км на
широте ок. 50°, скорость ветра меняется от
180 до 360 км/ч. Положение и высота зап.
стратосферного С. т. может меняться при
знмннх стратосферных потеплениях, во время
к-рых холодный циклон меняет своё местопо-
ложение и интенсивность и замещается тёп-
лым антициклоном. В соответствии с раднац.
условиями летнее стратосферное С. т. устой-
чивого вост направления возникает на обра-
щённой к экватору периферии летнего страто-
сферного тёплого антициклона. Ось С т
расположена иа выс. 50—60 км, иа широте
S44
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Пример распределения скоростей ветра (сплошные линии) и температур (штриховые линии) а вер-
тикальной плоскости цифры у кривых — скорости ветра а км/ч и температуры в ЭС буквы —
направления ветра (Е—восточный, SE - юго восточный SUf — юго западный NE — севере вое
точный JVUf — севере западный IP — западный)
ок 45°, ср скорость ветра на оси до 180 км/ч
Экваториальное С т вост направления нахо
дится летом вблизи экватора (отОдо 15—20°
широты) с осью на выс 20—30 км и макс
скоростями ветра до 180 км/ч
При метеорол обеспечении полётов ЛА
прогнозируется положение тропосферных С
т, высоты осей С т н макс скорость
ветра Эти данные включаются в авиац про-
гностич карты барич топографии, вручае-
мые экипажам возд судов С С Гайгеров
Л И Мамонтова, X П Погосян
СТРУЙНОЕ ТЕЧЕНИЕ (СТ) в аэро- и
гидродинамике—движение жидкости
или газа, поле к-рого ограничено частично
твёрдыми, частично жидкими границами (см
Контактная поверхность. Свободная поверх-*
ность} СТ часто встречаются в природе и
техн приложениях, поэтому их эксперим и
теоретич исследование является важным
разделом аэро и гидродинамики
Обширный класс СТ рассматривается в
рамках потенц движения идеальной несжи-
маемой жидкости, когда жидкая граница есть
свободная пов сть (см также Струйных те-
чений теория} Если на тело натекает тон
кая (по сравнению с его характерным раз-
мером) струя жидкости, то она «прилипает»
к его пов-сти и обтекает её безотрывно —
эффект Коандэ Поскольку свободная пов-сть
струи граничит с неподвижной средой, в
к-рой давление постоянно, то образующийся
пограничный слой развивается практически
в изобарич условиях и отрыв пограничного
слоя отсутствует, этот эффект используется,
напр , в Коандэ закрылках
Теоретич исследования вязких ламинар-
ных СТ проводятся на основе Навье—Сток-
са уравнений или ур инй пограничного слоя
Характерным примером такого СТ может слу
жить струя, истекающая из бесконечно уз-
кого отверстия в покоящуюся среду с теми
же физ свойствами Для этого СТ макс
значение скорости иа его оси пропорциональ-
но х_|/3 в плоском случае и сох-1 в осесим-
метричном (х — продольная координата, от-
считываемая от отверстия) Для СТ, обра-
зующегося при истечении жидкости нз от
верстия конечного размера, указанные зако-
номерности иосят асимптотнч характер В
реальных условиях ламинарный режим в СТ
обычно быстро сменяется турбулентным, что
приводит к изменению закономерностей раз-
вития струи (см Турбулентные струи}
В А Башкин
СТРУЙНЫЕ РУЛИ — см в ст Газодинами-
ческое управление летательным ап-
паратом
СТРУЙНЫЙ ЗАКРЫЛОК — устройство для
увеличения подъёмной силы крыла путём вы-
дува струи сжатого воздуха (газа) из щеле-
вого сопла, расположенного вдоль задней
кромки крыла, под углом к хорде (см рис
1, д к ст Энергетическая механизация кры-
ла} Увеличение подъёмной силы происходит
вследствие возрастания циркуляции скорости
вокруг крыла и соответствующего повышения
аэродинамич силы на его пов-сти (т и эф-
фект суперциркуляции) и за счёт вертикаль-
ной составляющей реакции струи Коэф cv
полной подъёмной силы крыла (см Аэроди-
намические коэффициенты} изменяется при-
близительно пропорционально величине
Acj/2, где А — коэф зависящий от геом
параметров крыла и С з (угла выдува струи,
протяжённости С з и его расположения по
размаху крыла), — коэф импульса струи
(см в ст Управление пограничным слоем}
При больших значениях коэф импульса струи
(СцА^З—5) значение cv для Крыльев с удли-
нением 8—10 со С з может достигать зна-
чений 10—15 Прн малых коэф си увеличение
подъёмной силы происходит гл обр за счёт
воздействия струи на обтекание крыла, при
этом аэродинамич часть приращения подъ-
ёмной силы может в неск раз превышать при-
ращение подъёмной силы за счёт реакции
струн С увеличением коэф си всё большее
значение приобретает вертикальная состав-
ляющая реакции струи При определённых,
достаточно больших значениях коэф см на
крыле конечного размаха со С з практи-
чески прекращается рост аэродинамич части
приращения коэф подъёмной силы, к рый
достигает своего предельного значения
Ас^д 111П Значение Дс^д 1|1П возрастает с увели-
чением удлинения крыла, размаха С з и
угла выдува струи
Первые исследования С з были проведены
в 1938—41 Практич реализация С з иа
самолёте связана с конструктивными труд-
ностями, обусловленными необходимостью
обеспечения отбора сжатого воздуха от дви-
гателя или спец газогенератора и разме-
щения каналов в крыле для подачи воздуха
к щелевому соплу
Лит РужицкниЕ И, Безаэродромная авиа
ния М 1959. М а р т ы но в А К , Прикладная аэро
динамика М 1972	А В Петров
СТРУЙНЫХ ТЕЧЕНИЙ ТЕОРИЯ — раздел
гидродинамики, изучающий течения идеаль-
ной жидкости или газа, ограниченные частич-
но твёрдыми стенками и частично свобод-
ными пов-стямн, на к-рых давление и, соглас-
но Бернулли уравнению, скорость жидкости
постоянны При этом предполагается, что
массовыми силами и поверхностным натяже-
нием можно пренебречь
Схема струйного течения (СТ) с образо
ванием в жидкости свободных пов-стей тан-
генциальных разрывов была предложена
Г Гельмгольцем (1868) В 1869 Г Кирхгоф
решил первые задачи плоских потенциаль-
ных СТ несжимаемой жидкости, в частности
истечения струи из отверстия в стенке и
обтекания пластинки под углом атаки а с
отрывом потока от её кромок и образова-
нием «застойной» (отрывной) области, дав
ление р0 в к-рой равно давлению в набе-
гающем потоке (на «бесконечности», рис , а}
При истечении из отверстия С т т позво
ляет определить форму струн н коэф её сжа-
тия Струйное обтекание пластинки по схеме
Кирхгофа, в отличие от сплошного обтека-
ния, прн к-ром тело в потенциальном потоке
не испытывает сопротивления (Д Аламбера—
Эйлера парадокс}, даёт силу Гя, действую-
щую по нормали к пластинке, и соответствен
но силу сопротивления Гя=Гя8та и подъём-
ную силу Fv=Fncosa Коэф нормальной
силы С» иа единицу ширины пластинки вы
ражается ф-лой Рэлея (1876)
С	2nsina
~ 4 + ЯБша’
где Q — плотность жидкости, — скорость
потока на бесконечности, I — длина пластин-
ки Эта сила, равно как получающаяся по
ф-ле Ньютона (см Ньютона теория обтека-
ния},—
Сп= 2sm2a,
н по ф-ле, полученной Н Е Жуковским
для случая безотрывного обтекания пластин-
ки прн наличии подсасывающей силы, —
Струйное обтекание пластинки по схемам Кирхго
фа (а), Тулина—Терентьева при полном (б) и
частичном (в) отрыве, — скорость на границе
зоны
35 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимС|1?УДНЫХ S4S
Cn — nsin2a
(последняя при a>15° не соответствует экс-
перим данным) Позже были открыты кави-
тационные течения, возникающие в капель
ной жидкости с образованием за телом па-
ровых или газовых каверн, в к-рых давле-
ние ро<Роо- Разрежение в каверне характе
ризуется числом кавитации о'
2
Р^-Ро
В отличие от СТ Кирхгофа (о=0), кави-
тац течения имеют свободные границы ко-
нечной длины Известны разл кавитац. схе-
мы (Жуковского—Рошко, Рябушннского,
Эфроса, By, Кузнецова и др ), различающие-
ся способом замыкания каверны Наиболее
совершенной, свободной от «лишних» пара-
метров, является схема Тулина—Терентьева,
в к рой границы каверны заканчиваются'спи-
ралевидными (при матем описании бесконеч
полистными) завитками (рис , б) В реальных
отрывных течениях при больших Рейнольдса
числах Re давление в отрывных областях
вблизи тела практически постоянно, и при
правильном выборе ст кавитац течения оказы-
ваются их удовлетворит расчётной моделью.
Для малых углов атаки, когда срыв потока
происходит только с передней кромки плас-
тинки, используется схема частичной кавита-
ции (рнс, в), оказывающаяся для задан-
ных ано двузначной по длине каверны
я значению С„.
Для построения простых СТ применяется
годографа метод комплексной скорости v =
— vx—|и₽ = иехр{—го) В заданной области го-
дографа непосредственно или путём её кон-
формного отображения на более простую оп-
ределяется комплексный потенциал скорости
W—<р—|-гф= V), после чего течение в физ
плоскости строится квадратурой
г—х -|- iy = \v (dte>/dtf)
Более общий приём был предложен Жуковс-
ким (1890) Он ввел ф цию ы = 1пс = 1пс—iv
и производную комплексного потенциала
dw/du как ф-ции параметрич. переменного
и в канонич области (верхней полуплоскос-
ти) В случае СТ с кусочно-прямолиненны-
ми твердыми границами ф-цни ш(ц) и dw/du
определяются по ф-ле Шварца—Крнстоффе-
ля или методом особых точек (С А Чап-
лыгин), после чего находится
г — $ехр(— o>)(dw/du) dw
В случае криволинейных профилей заданной
формы построение СТ сводится к решению
интегродифференциального ур-ния, причём
точки схода свободных границ в рамках тео-
рии невязкой жидкости находятся из условия,
согласно к-рому кривизна свободной границы
в этих точках должна быть равна кривизне
твёрдой границы
Чаплыгину принадлежит обобщение тео-
рии плоских СТ на случай потенциальных до-
звук течений газа Известны также решения
более общих задач теории струй нестацио-
нарного обтекания, течений тяжёлой и капил-
лярной жидкостей и др Осесимметричные
и пространств. СТ не имеют конечных анали
тич решений и изучаются в линейном при-
ближении или численно.
С. т. т. используется для расчета сил воз
действия потока на обтекаемое тело и формы
каверн в кавитац течениях, определения
формы струй при их истечении из отверстий,
построения каналов, тел и профилей с участ
ками заданной пост скорости жидкости илн
газа, а также в теории отрывных течений
вязкой жидкости при больших числах Рей
нольдса в качестве модели внеш потенциаль-
ного течения, взаимодействующего с погра-
ничным слоем и следом за телом.
S46 СТРУМИНСКИЙ
Лит Би р к гоф Г , С а р а нто не л л о Э , Струн,
следы и каверны М , 1964, Гуревич М И, Теория
струй идеальной жидкости, М , 1979, Го i и ш Л В ,
Степанов Г Ю Турбулентные отрывные течения,
М 1979	Г Ю Степанов
СТРУМИНСКИЙ Владимир Васильевич (р.
1914) — сов. учёный в области аэродинамики
и теоретич. основ самолётостроения, акад
АН СССР (1966; чл -корр. 1958) В 1938
окончил МГУ Работал в ЦАГИ (1941—66).
Директор Ин-та теоретич. и прикладной меха-
ники Сиб отделения АН СССР (1966—71),
зав отделом физ аэромеханики Ин та проб-
лем механики АН СССР (1971—77) С 1977
зав сектором механики неоднородных сред
(позже отдел механико-матем методов в тех
нологии и экономике) АН СССР Разработал
теорию трёхмерного пограничного слоя, с по-
мощью к-рой были выявлены осн законы
обтекания стреловидных и треугольных
крыльев самолёта Эти исследования сыграли
существ роль в преодолении звук барьера
и достижении сверхзвук, скоростей полёта.
Инициатор исследований по использованию
водорода в качестве топлива в авнац и возд -
космич. технике. Пр. им. Н. Е. Жуковского
(1947), Ленинская пр (1961), Гос пр СССР
(1947, 1948) Награжден орденами Ленина,
Трудового Красного Знамени, Дружбы наро-
дов, Красной Звезды, «Знак Почёта», меда-
лями. Портрет см на стр. 543.
Соч Турбулентные течения, М . 1974, Аэродина
чика и молекулярная газовая динамика М , 1985
СТРУХАЛА ЧИСЛО — безразмерный пара-
метр Sh, равный отношению характерного
времени L/V движения частиц жидкости или
газа в поле течения к характерному временя
Г нестационарного процесса: Sn=Z./(VT), где
L, V—характерные длина и скорость соот-
ветственно Названо по имени чеш физика
В Струхала (правильнее Строугаля, V. Stro-
uhal), к-рый в 1878 изучал колебания струн
в однородном потоке воздуха и использовал
данный параметр прн анализе эксперим. дан-
ных С. ч характеризует меру влияния неста-
ционариости течения на газодннамич. пере-
менные (см. Квазистационарное течение. Не-
стационарное течение)
СТУПЕНЬ КОМПРЕССОРА ТУРБИНЫ
совокупность вращающегося и неподвижно-
го лопаточных венцов В компрессоре сту-
пенью наз. рабочее колесо н расположенный
за ним направляющий аппарат (осевой и ди-
агональный компрессоры) или безлопаточный
и лопаточный диффузоры (центробежный
компрессор), в турбине—сопловой аппарат
и стоящее за ним рабочее колесо (осевая и
центростремит турбины). В зависимости от
Маха числа И потока перед венцами ступень
наз дозвуковой (М<1 в обоих венцах),
трансзвуковой (М> 1 на части высоты лопат-
ки хотя бы в одном венце) и сверхзвуковой
(М>1 по всей высоте лопатки хотя бы в од-
ном венце). В турбине преобразование по-
тенц энергии газа в кинетическую происходит
в каналах лопаточных венцов соплового ап-
парата и ротора, распределение теплопере-
пада между венцами характеризуется сте-
пенью реактивности ступени (отношением
теплоперепадов, срабатываемых в рабочем
колесе и ступени) Значение её в зависимости
от назначения турбины изменяется в широких
пределах: от нуля, когда вся потенц энергия
преобразуется в кинетическую в сопловом
аппарате турбины (активные ступени), при-
мерно до 0,5 (реактивные ступени). В турби-
нах авиац ГТД применяются обычно реак-
тивные ступени. В компрессорах также при-
меняются, как правило, реактивные ступени,
степень реактивности к рых равна 0,5 и выше
СТЭНТОНА ЧИСЛО — то же, что Стантона
число
Су — марка самолётов, созданных в ОКБ,
возглавлявшемся П О Сухим (см Машино-
строительный завод им П О. Сухого)
Самолёты, созданные под рук. его преемни-
ков, имеют также марку Су (рис. I). ОКБ
специализировалось по трём осн направле-
ниям. штурмовики и фронтовые истребители,
истребители-перехватчики: бомбардировщи-
ки разл типов. Осн данные нек-рых само-
Рис. I Эмблема самолётов марки Су
лётов приведены в табл 1 и 2. В семействе
самолётов Су имело место повторение обозна-
чений Так, напр , в первом поколении сов.
реактивных самолётов были созданные в
1945—49 опытные и эксперим. Су-9, Су-11,
Су-15, Су-17. И в ряду более поздних се-
рийных сверхзвук самолётов снова были об-
разцы с теми же обозначениями
Развитие ОКБ началось с разработки двух-
местного (лётчик и штурман, он же стрелок
и радист) многоцелевого самолёта с убираю-
щимся шасси в вариантах ближнего бомбар-
дировщика, штурмовика, разведчика н кор-
ректировщика артогня. Опытный экз самолё-
та под назв. «Иванов» (АНТ-5\) построен
в 1937. Это моноплан цельнометаллич кон-
струкции с ПД М-62, двухлопастным метал-
лич возд. винтом ВИШ-6. Бомбовая нагрузка
200 кг, стрелковое вооружение — четыре—
шесть пулемётов ШКАС В 1939 самолёт
модифицирован под более мощный двигатель
М-87 А с трёхлопастным винтом ВИ Ш-23, по-
лучил назв ББ-1 (ближний бомбардиров-
щик) и в варианте смешанной конструкции
(деревянно-металлнч.) запущен в серийное
произ-во. В процессе серийного выпуска на
самолёте (получившем в 1940 обозначение
Су-2, см рис в табл. XV11) установлен дви-
гатель М-88Б, а с 1941 — М-82 (рис. 2). Прн
нормальной взлётной массе вся бомбовая
нагрузка (до 400 кг) размещалась в фюзе-
ляжном бомбоотсеке иа кассетных дер-
жателях, а не на наружной подвеске, что
улучшало аэродинамику самолёта Эта ком-
поновка неоднократно использовалась и в
дальнейшем Часть самолётов была снабжена
восемью держателями для подвески реактив-
ных снарядов (РС-82 или PC-132) Стрел-
ковое вооружение состояло из шести пулемё-
тов ШКАС: четырёх неподвижных крылье-
вых, одного иа вращающейся турельной ус-
тановке и одного на подвижной (нижней)
люковой пулемётной установке. Конструкция
серийных самолётов смешанная двухлонже-
ронное крыло, центроплан н горизонтальное
оперение цельнометаллические, фюзеляж и
киль деревянные с несущей обшивкой нз шпо-
на. Топливные баки сварные с протектиро-
ванием Особое внимание уделено удобству
работы лётчика и штурмана (просторные обо-
греваемые кабины с хорошим обзором, дуб-
лированное ручное и ножное управление са-
молётом и двигателем). В конструкции широ-
ко использованы стандартные профили от-
крытого типа и детали, изготовленные горя-
чей штамповкой или литьём, при изготов-
лении отд агрегатов применён плазово-шаб-
лонный метод. Это позволило повысить сте-
пень механизации производств, процессов,
что важно при решении проблем создания
массового самолёта Все серийные модифи-
кации самолёта Су-2 (выпускался до сер
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл 1 — Самолеты Машиностроительное завода им П О Сухого (с поршневыми двигателями)
Основные данные	«Иванов» (АНТ-51)	ББ 1	Су 2	Су-2	Су 6 (СА)	Су-6 (С 2А)	Су 6	Lv 8**	Су-26М
Первый полет, год	1937	1938	1940	1941	1941	1943	1944	1944	1985
Начало серийного производства, год	—	1939	1940	194]	—	—	—	—	1985
Число, тип и марка двигателей	1 пд	1 пд	1 ПД	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	2 ПД	1 пд
	М-62	М-87А	М-88Б	М-82	М-71	М 71Ф	М 42	М 71Ф	М-14П
Мощность двигателя, кВт	603	699	809	1250	1470	1620	1470	1620	265
Длина самолёта, м	9,915	10,25	10,25	10,46	9,243	9,243	9,5	13 58	6,82
Размах крылй, м	14,37	14,3	14,3	14,3	13,58	13 58	13,58	20.5	7,8
Площадь Крыла, мг	28,99	29	29	29	26	26	28,6	60	П.8
Взлётная масса, т	3,653*	4 03	4,345	4,7	5.25	5,534	6 2	12,413	0,78
Масса пустого самолета, т	2,603	2,816	2,97	3,22	3.727	4,И	4,37	9 168		
Максимальная дальность полёта, км	1480	И 60	1190	1100	576	972	790	1500	895
Максимальная скорость полёта, км/ч	403	468	468	486	527	514	521	552	450
Практический потолок, км	7,44	8,8	9	8.4	7 6	8.1	8	9	4
Экипаж, чел	2	2	2	2	1	2	2	2	1
* Для варианта разведчика ** Расчётные данные
1942) принимали участие в боевых опера-
циях нач периода Вел Отечеств, войны, а на
отд. фронтах—до кон. 1944, показав высо
кую живучесть даже прн сильном пораже-
нии зенитным огнём В память об участии
в боевых операциях на Волге макет самолёта
Су 2 установлен в музее-паиораме «Сталин-
градская битва» в Волгограде.
Развивая идею спецнализир. самолёта не-
посредств поддержки войск на поле бон,
ОКБ создаёт в 1941 опытный одноместный
брониров штурмовик Су-6 (СА) с ПД возд
охлаждения Вооружение — до 400 кг бомб в
бомбоотсеке за кабиной лётчика, в крыле—
четыре пулемёта ШКАС и две пушки ВД, под
крылом — до 10 ракетных снарядов (РС-82
или PC-132) В 1942, учитывая опыт боевого
применения Ил-2, самолёт был переоборудо-
ван в двухместный Су-6 (С 2А) с кабиной
стрелка, оснащённой крупнокалиберным пу-
лемётом У 5 (УБТ) для защиты задней полу-
сферы. Двигатель — М-71Ф Этот самолёт
(рис 3) — свободноиесущий моноплан с низ
корасполож крылом и убирающимся шасси.
Крыло состояло из цельнометаллического
центроплана и двух отъёмных деревянных с
металлич лонжеронами консолей Стабили-
затор цельнометаллический, киль и хвостовая
часть фюзеляжа деревянные с обшивкой из
шпона Все жизненно важные элементы само-
лёта защищены бронёй, почти всё управление
дублированное (для повышения боевой жи
вучестн). Пушки заменены более мощными
(НС-37), бомбы (до 200 jtr) располагались
по бортам около кабины стрелка в контейне-
рах «навалом», что значительно ускоряло
предполётную подготовку самолёта Для
улучшения маневренных хар-к крыло снабже-
но автоматич предкрылками В итоге самолёт
получился достаточно лёгким, отличался вы-
сокими хар-ками по скорости, скороподъём-
ности, дальности полёта, имел хорошую за-
щиту экипажа Так как выпуск двигателя
М-71Ф налажен не был, Су-6 (С 2А) при
шлось переоборудовать под более тяжёлый
двигатель АЛ1-42 с четырёхлопастным вин-
том, что потребовало установки цельнометал-
лнч крыла увелнч площади без предкрыл
ков Для запгиты двигателя и кабины эки-
пажа применен бронекорпус, включённый в
силовую схему фюзеляжа Самолет серийно
не строился, т к к этому времени прошел
испытания штурмовик Ил-10
Су-8 — двухместный бронированный штур-
мовик с двумя ПД М-71Ф, созданный для
обеспечения иаступат операции наземных
войск, действовавших на больших удалениях
от аэродромов, а также для разрушения ком-
муникаций противника в глубоком тылу. Кон-
струкция самолета смешанная центроплан
цельнометаллический, консоли крыла дере
вянные с металлическими лонжероном и стен-
ками, оперение нз дуралюмина, хвостовая
часть фюзеляжа деревянная, средняя — нз
дуралюмина, носовая — целиком из броневой
стали Броня защищала от огня крупнока-
либерного оружия экипаж, двигатели, бензо
и маслобаки По мощности стрелкового (во-
семь пулемётов ШКАС н один УБ, две пушки
НС-45) и бомбардировочного (600—1400 кг
бомб и 10 реактивных снарядов) вооружения
самолёт не имел себе равных Он прошёл
заводские и гос. испытания, но серийно
не строился
Су-9 (рнс 4 и рис в табл XXIII) —опыт-
ный фронтовой истребитель цельнометаллич.
конструкции с двумя ТРД РД 10 в гондолах
под крылом — первый реактивный самолёт
ОКБ Создан в 1946 Фюзеляж полумоно-
коковой конструкции, кабина бронирован-
ная, снабжена катапультным креслом, разра-
ботанным в ОКБ. Управляемый (перестав-
ной) стабилизатор закреплен на киле Крыло
однолонжеронное трапециевидной формы
Протектнрованные баки (впереди и за каби-
ной) мягкой конструкции. Самолёт имел мощ-
ное пушечное (одну пушку И 37 и две НС-23)
и бомбардировочное (500 кг бомб) вооруже-
ние При создании Су-9 решены нек-рые проб
лемы, возникшие с появлением реактивных
скоростных самолётов отработана установка
сбрасываемых стартовых пороховых ускори-
телей, сокративших длину разбега на 45 —
50%, применён посадочный тормозной пара-
шют (длина пробега сокращена на 30%)
н т д. В процессе испытаний выявлены боль-
шие нагрузки на ручку управления лётчика
на околозвук скоростях, для уменьшения
к-рых впервые в практике отечеств самолето-
строения спроектированы, построены и уста-
новлены рулевые приводы элеронов и ру-
ля высоты. Крыло самолёта снабжено меха-
низацией, состоявшей из закрылков и тормоз-
ных щитков оригинальной конструкции (из
двух половин), к-рые при отклонении в раз-
ные стороны работали в режиме возд. тормо-
зов, при отклонении вниз ниж половины —
в режиме посадочного щитка
Су 11 — модификация Су 9 под более мощ
ные двигатели ТР / для повышения макс,
скорости Создан в 1947 Изменены профиль и
Табл 2—Самолёты Машиностроительного завода нм
П О Сухого (с реактивными двигателями)
Основные данные	Су 9	Су И	Су 7	Су-9	Су-15	Су-25	Су-24МК	Су 27	Су 17М4
Первый полет, год Начало серийного производства	1946	1947	1955	1956	1963	1978	1977	1977	1979
ГОД	—	—	1957	1958	1965	1978	]978	1981	1982
Число, тип н марка двигателей	2 ТРД	2 ТРД	1 ТРДФ	1 ТРДФ	2 ТРДФ	2 ТРД	2 ТРДФ	2 ТРДДй	1 ТРДФ
	РД-10	ТР 1	АЛ 7Ф-1	АЛ 7Ф 1	Р11Ф2С 300	Р-95Ш	АЛ-21 Ф-ЗА	АЛ-31 Ф	АЛ 21Ф-3
Тяга двигателя кН	8,83	12.7	94,1	94,1	60,8	44.1	110	)23	ПО
Длина самолёта, м	10 546	10,546	18,055	18 055	21.44	15,36	24.53	21,94	19.01
Высота самолёта, м	—	—	4,99	4,82	5	4.8	4 97	5.93	4,97
Размах крыла, м	11,8	11,8	9.309	8 536	8.616	14.36	10,36 н 17,63*	14.7	10,04 и 13,7*
Площадь крыла, м2 Взлётная масса, т	22,2	22,2	34	34	34,56	30,1	51,024 и 55.16*	62	34 5 и 38.5*
нормальная	—	—	136	1] 422	16,52	14,53	36	22	]6 4
максимальная	6,1	6 35	13.83	12 515	17,35	17,53	39,7	30	19.5
Масса пустого самолёта, г Максимальная дальность поле-	4,466	4,495	8,37	7.675	10,22			-	10.8
та км	. , Максимальная скорость полёта,	1200	900	1875**	1800	1550	1250**	560***	4000	2300**
км/ч	885	940	2]20	2120	2230	970	1400	2500	1850
Практический потолок, км	12.8	13	—	20	18.5	7	--	18	—
Экипаж, чел.	1	1	1	1	1	1	2	1	1
* Для сложенного и развернутого крыла ** С подвесными топливными баками и боевой нагрузкой *** Раит действия
35*	www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукам^Су
547
форма крыла, щитки заменены выдвижными
закрылками, гондолы подняты до хорды кры-
ла. Лётные данные Су-9 н Су-11 оказались
близкими; серийно не строились.
Су-17—эксперим. самолёт с ТРД АЛ-3
н отделяемой носовой частью фюзеляжа с гер-
метичной кабиной (отделение производилось
пороховой катапультой, стабилизация — па-
рашютным устройством). Установлено сиде-
нье с изменяемой с перегрузкой конфигураци-
ей; катапультирование из неотдел. кабины—
с перегрузкой 18, а из отделённой, свобод-
нопадающей — с перегрузкой 5—6. Су-17 —
цельнометаллич, средиеплан с однолонже-
ронным крылом большой стреловидности,
фюзеляж полумонококовой конструкции,
стабилизатор крепился на киле. Самолёт, по-
строенный в 1949, предназначался для иссле-
дования особенностей полёта на околозвук.
скоростях и стал прототипом фронтового ист-
ребителя. Лётные испытания не проаодилнсь.
Су-7 (рнс. в табл. XXV) — одноместный
фронтовой реактивный истребитель с ТРД
ДЛ-7Ф — первый серийный сверхзвук, само-
лёт ОКБ. Су-7 — цельнометаллич. средне-
план со стреловидным однолоижеронным
крылом с подкосной балкой. Оперение одно-
кнлевое, стреловидное; стабилизатор цельно-
поворотный. Фюзеляж типа полумонокок из
дуралюмнна и стали (осн. конструктивные
элементы). Воздухозаборник регулируемый.
Кабина лётчика герметичная, снабжена ката-
пультным креслом; лобовая броня прозрач-
ная (толщина 105 мм), передняя стенка из
стальной бронеплиты (толщина 8 мм). Уп-
равление стабилизатором, рулём направ-
ления и элеронами с помощью гидроусилите-
лей по необратимой схеме; надёжность обес-
печена наличием независимых систем пита-
ния гидроусилителей — осноаиой и дубли-
рующей. Вооружение — две пушки НР-30. 16
реактивных снарядов, бомбы (до 1 т).
Су-7Б — модификация Су-7 (фронтовой
истребитель-бомбардировщик с ТРД АЛ-
7Ф-1). Увеличено кол-во топлива, бомбо-
вая нагрузка доведена до 2 т.
Су-7БМ (рнс. 5) — модификация самолёта
Су-7Б. Увеличен запас топлива (введением
крыльевых баков), усилено шасси, установ-
лено новое навигац. и прицельное оборудо-
вание, кабина приспособлена для полётов
ночью.
Су-7БК-Л — модификация самолёта Су-
7БМ, Применены колёсно-лыжное шасси, тор-
мозной парашют увелнч. площади, стартовые
пороховые ускорители (что позволило экс-
плуатировать самолёт с укороченных бето-
ннров. и грунтовых ВПП). Увеличены запас
топлива и боевая нагрузка (до 2,5 т).
Серийно выпускались также двухместные
уч,-боевой самолёт Су-7У и на его базе —
Су-7БМК и Су-7УМК (экспортные).
С-22И (рис. 6) — зкспернм. самолёт с кры-
лом изменяемой в полёте стреловидности;
построен на базе Су-7БМ н испытан а 1966.
Это первый самолёт в СССР с таким крылом;
в последующие годы на его основе создано
неск. серийных модификаций, вт. ч- семейство
самолётов Су-17.
Су-17М4 — одноместный истребитель-бом-
бардировщик с крылом изменяемой в полёте
стреловидности. Предназначен для пораже-
ния наземных, надаодных н возд. целей и
для ведения комплексной возд. разведки. Во-
оружение — встроенные пушечные установки
калибра 30 мм, а на 10 точках подвески:
бомбы массой от 100 до 500 кг, контейнеры
малогабаритных боевых элементов, НАР ка-
либра от 57 до 370 мм, контейнерные под-
вижные пушечные установки калибра 23 мм,
УР «воздух — поверхность» с лазерным на-
ведением, УР «воздух — РЛС» и УР «воз
дух — воздух» с тепловыми головками само-
наведения (ГСН).
Тб-1 — опытный двухместный (лётчик и
штурман) маловысотный штурмовик с двумя
маршевыми и четырьмя подъёмными дви-
гателями, обеспечивающими укороч. взлёт
и посадку. Самолёт цельнометаллич. конст-
рукции с высоким расположением крыла тра-
пециевидной формы; носовая часть обычной
конструкции, центральная и хвостовая — с
применением панелей с продольным и попе-
речным набором («вафельной» конструкции),
чем объясняется прямоугольное сечение фю-
зеляжа. На его базе был создан фронтовой
бомбардировщик Су-24 с крылом изменяемой
в полёте стрелоандностн (серийный).
Су-24МК (рис. 7) — экспортная модифи-
кация самолёта Су-24 с двумя ТРД АЛ-21Ф-
ЗА. Предназначен для ведения боевых дейст-
вий в простых и сложных метеоусловиях,
днём и ночью, в т. ч. на малых высотах, при
ручном н автоматнч. управлении. Навигац.
оборудование обеспечивает точность и на-
дежность самолётовождения и возможность
вести боевые действия с выходом в район це-
ли в режиме автономной навигации по за-
программиров. маршруту. Самолёт оборудо-
ван системой дозаправки топливом в полёте,
способен действовать с грунтовых ВПП. Во-
оружение— встроенная пушка калибра 23 мм
и иа восьми точках подвески: бомбы массой
от 100 до 1500 кг, контейнеры малогабарит-
ных боевых элементов и разовые бомбовые
кассеты; Ур «воздух — поверхность» с лазер-
ным и телевиз. наведением и наведением для
подавления РЛС противника; УР «воздух —
воздух» с тепловыми головками самонаве-
дения; НАР калибра от 57 до 370 мм; три
подвижные пушечные установки калибра
23 мм. Макс, боевая нагрузка 8 т. Строился
серийно.
Су-25 (1975) —одноместный цельноме-
таллнч. штурмовик с двумя ТРД (в се-
рии— Р-95Ш), предназначенный для непо-
548 Су
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!

средств, поддержки сухопутных войск. Прос-
тота пилотирования, высокая манёврен-
ность, относительно высокая тяговооружён-
ность позволяют Су-25 поражать цели с пер-
вого захода. Выживаемость обеспечивается
комплексом конструктивных мер. Вооружение
иа 10 точках подвески: бомбы массой от
100 до 500 кг, контейнеры малогабаритных
боевых элементов; УР «воздух — поверх-
ность» с лазерным наведением и УР «воз-
дух — воздух» с тепловыми ГСН; НАР калиб-
ра от 57 до 370 мм; подвижные пушечные
установки калибра 23 мм. Одна пушка встро-
енная. Макс, боеаая нагрузка 4,4 т. Самолёт
строится серийно и поставляется на экспорт
(рис. 8).
Семейство Су-25 включает также варианты
для лётной подготовки: двухместный уч.-бое-
вой самолёт Су-25УБ, двухместный уч.-трени-
ровочный самолёт нач. обучения Су-25УТ
и его корабельный вариант Су-25УТГ.
Второе направление в деятельности ОКБ —
истребители-перехватчики. Су-1 с ПД
М-105П с даумя турбокомпрессорами — пер-
аый истребитель ОКБ. Су-1 — низкоплан сме-
шанной конструкции: фюзеляж типа монокок
и киль деревянные; одиолоижероццое крыло и
горизонтальное оперение цельнометалличес-
кие; элероны, рули высоты и направления ме-
таллические с полотняной обшивкой. Крыло
снабжено отклоняемыми посадочными щит-
ками. Центроплан выполнен заодно с фюзе-
ляжем, консоли крыла — отъёмные. Водяной
радиатор размещён наклонно за кабиной лёт-
чика, что значительно уменьшило лобовое
сопротивление. Пушка расположена в раз-
вале двигателя, а над ним — два синхрон-
ных пулемёта. Одновременно строился истре-
битель Су-3, к-рый отличался уменьшенными
размахом и площадью крыла. Несмотря на
большую работу, проведённую по доводке
турбокомпрессоров, их недостатки устранить
не удалось, и работы по самолётам Су-1 и
Су-3 были прекращены.
Су-5 — опытный одноместный истребитель
с осн. ПД ВК-107А, от к-рого отбиралась
мощность и для привода компрессора вспомо-
гат. реактивного двигателя конструкции
ЦИАМ, к-рый использовался как уско-
ритель. Иизкорасполож. однолонжероииое
крыло ср. толщины цельнометаллическое со
щитками и элеронами. Фюзеляж монококовой
конструкции; нерегулируемый стабилизатор
и киль установлены над фюзеляжем. В носо-
вой части а развале двигателя размещалась
пушка НС-23, над двигателем — два синх-
ронных пулемёта УБ (УБС)- Лётчик был за-
щищён стальной бронеспинкой и заголовни-
ком нз бронестекла. На заводских испыта-
ниях Су-5 при взлётной массе 3604 кг с вклю-
чением вспомогат. двигателя на выс. 7800 м
показал скорость 810 км/ч, потолок 12050 м.
Серийно не строился, т. к. успешное разви-
тие «чисто» реактивных двигателей делало
комбинир. силовые установки применённого
типа неперспективными.
Т-3— одноместный истребитель-перехват-
чик с ТРД АЛ-7Ф-1 н треугольным крылом.
Крыло трёхбалочной схемы, с передней и
задней стенками, со стреловидностью 60° по
передней кромке, снабжено элеронами и щнт-
камн-закрылкамн. Горизонтальное оперение
цельноповоротное, стреловидное. Фюзеляж
полумонококоаон конструкции, снабжён че-
тырьмя возд. тормозными щитками; воздухо-
заборник нерегулируемый, иад ним — носо-
вой конус с радиолокатором. На разл. моди-
фикациях самолёта Т-3 отрабатывались: осе-
симметричный воздухозаборник с регулируе-
мым центральным телом большого диаметра;
боковые секторные воздухозаборники, в
к-рых радиопрозрачная носовая часть само-
лёта являлась одновременно первой ступенью
конуса воздухозаборника (дальнейшее сжа-
тие потока осуществлялось в регулируемом
секторном заборнике); воздухозаборник с
неподвижным центральным телом (регулиро-
вание с помощью стаорок перепуска) и т. д.
На самолёте Т-43-1 (или Т-431) исследова-
лись аэродинамич. хар-кн. Впервые в практи-
ке мирового самолётостроения были приме-
нены створки перепуска воздуха с двухсто-
ронним отклонением, обеспечивающие устой-
чивую работу двигателя на всех режимах
полёта; конус воздухозаборника подвижный,
с центральным телом, двухскачковый. Воору-
жение— четыре УР «воздух — воздух». На
самолётах Т-405 и Т-431 в 1959—62 уста-
новлено четыре мировых рекорда скорости
н высоты полёта.
Су-9 (рнс. 9) создай на базе Т-3 — первый
в СССР принятый иа вооружение истреби-
тель-перехватчик, являвшийся составной
частью единого комплекса перехвата авиа-
ции ПВО, включавшего самолёт, бортовую,
систему упраалеиня оружием, оружие (четы-
ре УР «воздух — воздух») и наземную систе-
му целеуказания и наведения. Задача: пе-
рехват возд. целей, летящих на выс. до 20 км
в простых и сложных метеоусловиях днём
и ночью. В 1958 запущен в массовое произ-во.
С 1959 серийно выпускался уч.-боевой истре-
битель-перехватчик Су-9У-
Cy-lI — дальнейшее развитие комплекса
перехвата Су-9- Повышена макс, высота по-
ражения целей (до 23 км), увеличены даль-
ности обнаружения целей и пуска ракет к
т. д. Создан в 1959-
П-1 —опытный двухместный реактивный
истребитель-перехватчик — первый отечеств,
самолёт с боковыми регулируемыми возду-
хозаборниками. Крыло трёхбалочное тре-
угольной формы в плане. Фюзеляж полумо-
нококовый. Вооружение — 50 неуправляемых
реактивных снарядов калибра 70 мм, две пуш-
ки, две УР «воздух—воздух». Лётные испыта-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамг^У 549
ния были прекращены иа за отсутствия за-
проектированного ТРД
Су 15 — истребитель-перехватчик с двумя
ТРДФ РПФ2С-300 Впервые в отечеств пра
ктике применены боковые плоские сверхзвук
воздухозаборники РЛСсувелич дальностью
обнаружения и захвата целей, располож в
носовой части фюзеляжа, обеспечивает пе-
рехват целей как в задней, так и в передней
полусферах Вооружение (ракеты «воздух—
воздух», пушки) размещается на шести точ
ках подвески Су 15- первый в СССР высот
ный истребитель перехватчик с диапазоном
высот применения от 0,5 до 23 км, он может
перехватывать цели, движущиеся со скорос-
тями от 500 до 2000 км/ч Система автоматич
управления самолётом обеспечивает полную
(без вмешательства лётчика) автоматизацию
полёта, включая взлет и заход на посадку
Создан в 1963 Самолёт имеет неск серийных
модификаций Су 15УТ (уч -тренировочный).
Су 15ТМ, Су 15БИС и т д
Т-58ВД — одноместный эксперим самолёт
с комбннир силовой установкой, состоящей
из двух маршевых и трёх подъемных ТРД,
предназначался для исследований взлета и
посадки на бетониров и грунтовых ВПП при
использовании двигателей вертик тяги и нзу
чения возможности дальнейшего их приме
нения на перспективных самолётах укороч
взлёта и посадки Самолёт представлял
собой среднеплан с крылом треугольной
формы, боковыми воздухозаборниками и
стреловидным оперением Подъёмные ТРД
установлены под небольшим углом в цент
ральной части фюзеляжа и снабжены дву
мя ковшеобразными воздухозаборниками
и управляемыми створками лопатками иа
выходе Лётные испытания проводились в
1966—67
Су-27 (рис 10) —цельнометаллич истре-
битель интегральной схемы с двумя ТРД
АЛ-31Ф Имеет злектродистанц систему уп
равления, позволяющую получить оптим
«неустойчивость» самолёта, автоматически
отклоняющуюся механизацию передней и за
дней кромок крыла, автоматич систему ог
раничения допустимого угла атаки и предель-
ной перегрузки в процессе пилотирования,
воздухозаборники, обеспечивающие устойчн
вую работу двигателей на любых углах атаки
и во всём диапазоне скоростей полёта н имею
щие защиту от попадания в двигатель посте
рониих предметов, легкую, прочную и техно-
логичную конструкцию с применением тита-
новых сплавов Система управления воору
жением — импульСно доплеровская РЛС со
способностью поиска и сопровождения целей
на фоне земли и оптико-злектронный лока-
тор с нашлемной системой целеуказания Во
оружеиие — пушка калибра 30 мм и до 10
ракет «воздух—воздух» (ракеты ближнего
боя с И К ГСН, ракеты средней дальности с
полуактивиой радиолокац ГСН или пассив
ной И К ГСН, ракеты увелич дальности с по
луактивной радиолокац ГСН) Су-27 — пер-
вый в мире самолёт, на к-ром продемонстри-
рована новая фигура высшего пилотажа —
«кобра Пугачёва» (назв по имени В Г Пу-
гачева). при выполнении этой фигуры маши
на движется вперёд с углом атаки 120° —
практически вперёд двигателями В 1986—88
на рекордном варианте этого самолёта
(П 42) установлено 27 мировых рекордов
скороподъёмности и высоты горизонтального
полёта На базе Су-27 выпускаются двух-
местный уч боевой истребитель Су-27УБ для
переподготовки лётчиков, обладающий всеми
боевыми возможностями одноместного истре
бителя, и корабельный истребитель Су-27К
Третье направление в деятельности ОКБ —
бомбардировщики и тяжёлые эксперим само-
лёты, среди к-рых можно выделить УтБ 2
(рис II) и Т 4 (рис 12 и рис в табл XXIX)
УТБ 2—уч тренировочный бомбардиров-
щик с двумя ПД А Ш-21 и двухлопастными
возд винтами ВИШ 111 —первый самолёт
ОКБ такого класса, строившийся серийно
УТБ 2 спроектирован и построен на базе се-
рийного самолёта Ту 2 цельнометаллич кон-
струкции Трапециевидное крыло (с одним
гл и двумя вспомогат лонжеронами) сос
тоит из центроплана (соединённого неразъ-
ёмно с фюзеляжем) и двух отъёмных коисо
лей, снабжено простыми (не выдвижными)
взлётно посадочными щитками Задание на
проектирование было выдано в связи с острой
необходимостью иметь на вооружении учv
тренировочный бомбардировщик, к рый мог-
ли бы освоить лётчики невысокой квалифи
кацин УТБ 2 заменил устаревшие самолёты
УС Б и Пе-2У Осн внимание уделено эко
комичности, лёгкости управления и простоте
в эксплуатации Взлётная масса 6546 кг,
скорость полёта у земли 352 км/ч, на высо
те—380 км/ч Макс дальность полёта 950
км Экипаж состоял из пилота, штурмана,
стрелка и обучаемого Вооружение — 200 кг
бомб и пулемёт УБ (УБТ) Самолёт строился
серийно и находился иа вооружении ВВС
Т 4 («100») —дальний сверхзвук ударный
самолёт с четырьмя ТРД РД36 41 На само-
лёте впервые применена и отработана сис-
тема (с четырёхкратным резервированием)
электроднетанц управления аэродинамич
рулевыми пов-стями (элевонами), обеспечи-
вающая необходимые хар-ки самолёта с ма-
лой степенью устойчивости в продольном и
путевом каналах При проектировании вы-
брана схема «бесхвостка» с трапециевидным
крылом малой относит толщины и передним
горизонтальным оперением, работавшим в
режиме триммера На кабине экипажа отсут-
ствует выступающий фонарь, в крейсерском
режиме полёта носовая часть фюзеляжа (до
кабины) поднята, полёт осуществляется по
550 Су
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
приборам; на взлёте и посадке для обеспе-
чения обзора носовая часть отклоняется вниз
вместе с РЛС. Лётчик и штурман размещают
ся друг за другом; закабинный отсек оборудо-
вания имеет «коридор», дающий возможность
лёгкого подхода ко всем блокам радиоэлект-
ронного комплекса. Гл. стойки шасси, раз
мешенные в мотогондоле,— многоколёсные
(по восемь колёс на каждой). Принята «па-
кетная» схема размещения двигателей под
крылом. Впервые в СССР был применён воз-
духозаборник смешанного сжатия. Самолёт
был оборудован новейшими навигац. и пило
тажными комплексами с применением бор-
товой ЦВМ, к-рые обеспечивали эксплуата-
цию самолёта в любых метеорол. условиях и
в любое время суток. Осн. режим самолёта
Т-4—длит, полёт с большой (3200 км/ч)
сверхзвук, скоростью на высоте более 20 км.
Дальность полёта — 4000 км. Конструкция
самолёта в таком полёте, особенно передние
кромки крыла и оперения, подвергаются в те-
чение длит, времени высокому аэродинамич.
нагреванию. В связи с этим в качестве
конструкц. материалов выбраны титан и вы-
сокопрочная нержавеющая сталь, что дало
ощутимый выигрыш в весовой эффектив
ности самолёта. В процессе произ-ва была
отработана сварка титана. Самолёт проходил
лётиые испытания, но серийно не строился.
Новое направление в деятельности ОКБ —
спортивная авиация. Су-26—одноместный
спортивно-пилотажный самолёт с ПД М-14Р;
Истребитель бомбардировщик Су-7ВМ.
Фронтовой бомбардировщик Су 24 с крылом из-
меняемой в полете стреловидности
Штурмовик Су 25
Истребитель Су-27.
имеет большую энерговооружённость в соче-
тании с оптим. нагрузкой на крыло и отлич-
ную управляемость, позволяющие выполнять
комплексы фигур высшего пилотажа любой
сложности; предназначен для акробатич. пи-
лотажа, тренировок и участия в междунар.
соревнованиях лётчиков-спортсменов экстра-
класса. Су 26 — свободнонесущий моноплан
со средним расположением крыла. Крыло от-
личается отсутствием поперечного набора н
включает два лонжерона нз углепластика
и обшивку из трёхслой кого стеклопластика
с пенопластиковым заполнителем; аналогич-
ная конструкция и у оперения. Неубираю-
щееся шасси рессорного типа. Каркас фюзе-
ляжа сварен из стальных высокопрочных
нержавеющих труб, обшивка — стеклопла-
стик.
Су-26М (в серии Су-26, см. рис. 13) —
модифициров. самолёт с ПД М-14П; измене-
ны профили крыла и хвостового оперения,
обводы фюзеляжа, фонаря и киля, капот
двигателя; между фюзеляжем и крылом вве-
дён зализ. Конструкция крыла и оперения —
набор нервюр и лонжеронов, вся обшивка —
из композиц. материалов (углепластиков,
органопластиков). Первый сов. самолёт,
поставлявшийся в США (Су-26МХ).
Мн. самолёты ОКБ им. П. О. Сухого стро-
ились крупными сериями. В произ-ве н на
вооружении оик находились длит, время,
напр. самолёты типа Су-7 (25 лет). Развитие
в совершенствование самолётов Су обеспе-
чиваются макс, преемственностью в произ-ве
и эксплуатации, высоким ресурсом и повы-
шением безопасности полётов.
Лит: Развитие авиационной науки и техники в
СССР, М. 1980; Шавров В Б., История конструк
ций самолетов в СССР 1938—1950. 2 изд., М., 1988
Н Т Гордюков
СУБЛИМАЦИЯ (от лат. sublimo — возно-
шу) — переход вещества прн нагревании из
твёрдого состояния непосредственно в газо-
образное, минуя жидкую фазу. С. происходит
при абляции нек-рых теплозащитных матери
алов, напр. графита, используемых в конст
рукции гнперзвуковых ЛА. С. протекает лишь
прн давлении ниже давления т. и тройной
точки, определяемой диаграммой состояния
вещества. Для воды это давление составляет
приблизительно 600 Па, для графита —
10,5 МПа. Под темп-рой С. в покоящейся
среде обычно понимают темп-ру, при к-рой
давление насыш. паров вещества равно дав-
лению окружающей среды. Темп-ра С. гра-
фита прн норм, давлении ок. 4000 К- Темп-ра
С. материала, обтекаемого потоком газа, за-
висит не только от давления, но также от
мощности теплового потока, состава газа
и хим. взаимодействия паров с потоком
। аза.
СУБОРБИТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ — полёт кос-
мич. ЛА или гиперзвук, самолёта по бал-
листической траектории со скоростью мень-
шей 1-й космической, т е. без выхода на
орбиту искусств, спутника Земли. С. п. состо-
ит из активного участка 1 (см рис.) полёта
ЛА при работающих двигателях (разгон с
набором высоты), участка 2 полёта ЛА по
баллнетич. траектории, участка 3 торможения
ЛА в плотных слоях атмосферы и спуска.
В I960—70 С. п. совершались на гиперзвук,
самолёте Х-15 (США). Макс, скорость С. п.
Схема суборбит аль но го полёта.
соответствовала Маха числу полёта Мто~7,
высота до 100 км.
субстратостат — пилотируемый свобод-
ный аэростат с открытой гондолой. С. исполь-
зуются для подъёма на выс 7—12 км науч,
аппаратуры, для испытаний снаряжения и
прыжков с парашютом. Объём оболочки от
2200 до 6000 м3. Наполняются водородом.
Конструкция С. практически не отличается
от конструкции спортивных свободных аэро-
статов. Стартовый объём оболочки С. состав-
ляет от 30 до 50% объёма на макс высоте
подъёма, что затрудняет его снаряжение и
запуск. Старт проводится при скорости ветра
не более 8 м/с. В качестве гондолы обычно
используется плетёная каркасиров. корзина.
При подъёмах на высоту более 4 км при-
меняются индивидуальные кислородные при-
боры.
В СССР полёты на С. проводились про-
должительностью до 2—3 ч. 27 апр. 1949
на С- «СССР ВР-79» объёмом 2650 м3 П. П.
Полосухин и А. Ф. Крикун установили все-
союзи. рекорд высоты прыжка — 11 668 м.
25—28 окт. 1950 на том же С. сов. аэронавты
С. А. Зиновеев, С- С. Гайгеров и М. М Кир-
пичёв совершили полёт из Москвы в Казах-
стан, пролетев по прямой за 84 ч ок. 4 тыс.
км на высотах от 150 до 5600 м.
См. рис. к ст. Аэростат.
СУДЁЦ Владимир Александрович (1904—
81) —сов. военачальник, маршал авиации
(1955), Герой Сов. Союза (1945). В
Сов. Армии с 1925. Окончил воен.-техн, школу
ВВС (1927), школу лётчиков (1929), курсы
усовершенствования комсостава при Воен.-
возд. академии РККА им. проф. Н. Е. Жуков-
ского (1933; ныне ВВП А), Высш. воен, ака-
демию (1950, позже Воен, академия Геншта-
ба Вооружённых Сил СССР). Участник сов.-
финл. и Вел. Отечеств, войн. В ходе войны
был ком. авиакорпуса, команд. ВВС армии,
команд. ВВС Приволжского воен, округа,
команд, возд. армией После войны нач. гл.
штаба и зам. главиокоманд. ВВС (1946—
49), команд. Дальней авиацией (1955—62),
главиокоманд. войсками ПВО и зам. мин.
обороны СССР (1962—66). С 1966 в Группе
ген. инспекторов МО СССР. Деп. ВС СССР
(в 1962—66). Награждён 4 орденами Ленн-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руСХДСЦ 551
на, орденом Октябрьской Революции, 5 орде-
нами Красного Знамени, орденами Суворова
1-й и 2-й степ., Кутузова 1-й степ , Красной
Звезды, «За службу Родине в Вооружённых
Силах СССР» 3-й степ , медалями, а также
иностр, орденами.
Лит Красовский С. Маршал авиации В А
Судей, «ВИЖ». 1974, № 10
СУЖЕНИЕ КРЫЛА — отношение т] длины
Ьо центральной хорды крыла к длине Ьк кон-
цевой хорды. 1)=6о/\. Аналогично опреде1
ляется для любой несущей поверхности.
Обычно ц^1, в нек-рых спец, случаях встре-
чаются несущие пов-сти с tjd. В иностр,
лнт-ре чаще используется обратное сужение
При дозвук. скоростях полёта для
крыльев трапециевидной формы в плане уве-
личение 1) при сохранении удлинения крыла
н угла стреловидности по линии 1/2 хорд
приводит к незначит. уменьшению несущих
свойств крыла. Поэтому выбор т) для крыльев
дозвук. самолётов в осн. определяется кон-
структивными соображениями и хар-ками
продольной устойчивости. Увеличение tj поз-
воляет разгрузить концевые части крыла,
уменьшить изгибающий момент в корневом
сеченин и снизить массу крыла. У пасс до-
звук. самолётов т]~3. Прн сверхзвук, ско-
ростях влияние!) на несущие свойства крыль-
ев может быть значительным,
«СУЙССЭР» (Swis-
sair)— авиакомпания
Швейцарии Осуще-
ствляет перевозки в
страны Зап. Европы,
Африки, Юж Амери-
ки, Дальнего Восто
ка, а также в Россию,
США, Канаду. Осн
в 1931. В 1989 перевезла 8,6 млн. пасс.,
пассажирооборот 15,46 млрд п.-км. Авиац
парк — 55 самолётов
СУПЕРКРИТИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ —то
же, что сверхкритический профиль.
«СУПЕРМАРИИ» (Supermarine Aviation
Works, Ltd) — самолётостронт. фирма Ве-
ликобритании Осн. в 1912, указанное назв.
получила в годы 1 й мировой войны, в 1928
стала дочерней компанией авнац. фирмы
кВиккерс», вместе с к-рой в 1938 перешла
под контроль кораблестроит. и пром, кон-
церна «Виккерс Армстронг», авиац пред-
приятия к-рого в 1960 вошли в состав «Бри-
Табл —Самолеты фирмы «Сулермарии*
			Палубные истребите-		Истреби
Основные			л в - бом барднров щики		развед
данные					чик
	«Спнтфайр» IX	«Спнтфайр» XIV	«Аттакер» F В Мк 2	«Симитэр» F 1	<Свифт» FR 5
Первый полёт, год	1942	1944	1952	1956	1955
Число и тип двигателей	1 ПД	1 ПД	1 ТРД	2 ТРД	1 ТРДФ
Мощность двигателя, кВт	1170	1530	—	—	—
Тяга двигателя, кН	—	—	22,8	50	42
Длина самолёта м	9,54	9,96	11,43	16.9	12,6
Высота самолёта, м	3,48	3,86	3,02	4,65	4,Н
Размах крыла, м	11,22	U 22	И.25	11.33	9 85
Площадь крыла, м2 Взлётная масса т"	22,5	22.5	21	—	28 4
нормальная	3,29	—	5 58	—	7,5
максимальная	3,41	3,85	7.88	18.14	9,71
Масса пустого самолёта, т	2,53	—	4,5	—	—
Боевая нагрузка, т Максимальная скорость полёта,	0,85	—	0,91	1.8	
км/ч Максимальная дальность поле-	650	720	945	1140	1100
та, км	700	1370	950	—	770
Потолок, м Экипаж, чел. Вооружение	12200 1	12200 1 4X7.62 мм	13725 1	1	13000 1
пулеметы	4X7,62 мм		—	—	-—
пушки	(2—4) Х20 мм	2X20 мм	4X20 мм	4X30 мм	2X30 мм
ракеты	—	—	12 НАР	96 НАР и 2 УР	8 НАР
тиш эркрафт корпорейшен» Фирма выпуска-
ла гидросамолёты и летающие лодки, в т. ч.
«Снгалл» (первый полёт в 1921), «Саутхемп-
тон» (1925), «Скапа» (1935), «Уолрус»
(1933), «Си оттер» (1938), палубные реак-
тивные истребители «Аттакер» (1946),
«Свифт» (1951), «Снмнтэр» (1956), гоночные
гидросамолёты, в т ч. S.4 (1925; см. рнс
в табл. XIV), а также побеждавшие в раз-
ные годы в соревнованиях на Шнейдера ку-
бок «Си лайон» II (1922), S.5 (1927), S6
(1929) и S.6B (1931). Фирма выпускала один
из осн истребителей ВВС Великобритании
периода 2-й мировой войны — «Спнтфайр»
(1936, построено св 20 тыс более чем 30 ва-
риантов, состоял на вооружении в 1938—
54, см рнс. в табл. XIX), на основе кото-
рого были разработаны истребители «Си-
файр», «Спайтфул» и «Снфанг» Осн данные
некоторых самолётов фирмы приведены в
табл.
СУПРУИ Степан Павлович (1907—41) —
сов. лётчик-испытатель, подполковник, дваж-
ды Герой Сов. Союза (1940, 1941, посмерт-
но). В Кр. Армин с 1929 Окончил школу
мл авнац специалистов (1930), Смоленскую
воеи школу лётчиков (1931). Служил в час-
тях ВВС (до 1933), работал лётчиком-нспы-
тателем в НИИ ВВС (до 1941) Проводил
испытания мн самолётов (ЛаГГ-3, МиГ-1
и др ). Участник боёв с япон. милитарис-
тами в Китае (1939—40). Участник Вел. Оте-
честв. войны. В июне 1941 ком. истребит
авиаполка. За умелое командование полком
и личную отвагу в боях первым в войне
награждён 2-й медалью «Золотая Звезда»
Погиб в возд. бою. Деп. ВС СССР с 1937
Награждён 2 орденами Ленина, медалями,
а также иностр орденом. Бронзовый бюст в
г. Сумы.
Лит Вишенков С А. Дважды Герой Совете
кого Союза С П Супрун. М . 1956, Гриченко И Т.
Головин Н М, Полет в бессмертие, в их кн
Подвиг. 3 изд , Харьков, 1983
СУРА ИО В Александр Степанович (р 1913)
— сов конструктор авиац. автоматич, ору-
жия. Окончил Моск вечерний маши постро-
ит. ин-т (1951). С 1935 в КБ В годы Вел
Отечеств, войны участвовал (вместе с А. Э.
Нудельманом и др.) в разработке авнац.
пушек НС-23, НС-37, НС-45. Гос. пр. СССР
(1943, 1946) Награждён орденами Ленина,
Отечеств, войны 1-й степ.. Трудового Красно-
В А Судей
С П Супрун
А С Сураноа
П О Сухой
го Знамени, Дружбы народов, Красной Звез-
ды, медалями
СУРДОКАМЕРА (от лат. surdus — глу-
хой) — герметичное помещение со звуконе-
проницаемыми стенками, внутр поверхность
к-рого обеспечивает миним. отражение акус-
тич. сигналов С. используется в авиацнонно
космич медицине при отборе и подготовке
лётчиков и космонавтов. В С. исследуются по-
роги слуха у человека, его устойчивость к
изоляции, оценивается эффективность шумо-
защнтных средств для лётного и инженерно-
техн состава и определяется качество элект -
роакустич преобразователей, входящих в ра-
диопереговорные системы.
СУХОЙ Павел Осипович (1895—1975) —
сов авиаконструктор, д-р техн наук (1940),
дважды Герой Соц Труда (1957, 1965) Пос-
ле окончания МВТУ (1925) работал в КБ
А Н. Туполева — в ЦАГИ и на з-де № 156
(ннж конструктор, нач- бригады, зам. гл.
конструктора). В этот период С под общим
рук. Туполева созданы истребители И-4, И-14,
рекордные самолёты АНТ-25 н АНТ-37бис
«Родина» (см. ст Ту) Принимал участие в
конкурсной разработке самолёта «Иванов»,
закончившейся созданием боевого многоце-
левого самолёта Су-2, применявшегося в пер-
вые годы Великой Отечеств, войны. В 1939—
40 гл конструктор на з-де в Харькове В
1940—49—гл. конструктор КБ, базировав-
шегося на ряде з-дов в Подмосковье н Моск-
ве, одновременно директор этих з-дов В
1949—53—снова зам гл конструктора в
КБ Туполева С 1953—гл конструктор вновь
воссозданного своего КБ, с 1956 ген конст-
руктор В послевоен годы С. был в ряду
первых сов. авиаконструкторов, возглавив-
ших работы в области реактивной авиации,
создав неск опытных реактивных истреби-
телей. После воссоздания КБ под его рук
разработан ряд серийных боевых машин, в
числе к-рых истребитель Су-7 со скоростью
полёта, вдвое превысившей скорость звука,
истребители-перехватчики Су-9, Су-11,
Су-15, истребители бомбардировщики Су-7Б
с лыжным и колёсно-лыжным шасси для ба-
зирования на грунтовых аэродромах и Су-17
с изменяемой в полёте стреловидностью кры-
ла, фронтовой бомбардировщик Су-24, штур-
мовик Cv-25 и др. самолёты. На эксперим
552 СУЖЕНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
самолетах Т-431 и Т-405 конструкции С. ус-
тановлены два мировых рекорда высоты
(1959, 1962), два мировых рекорда скорости
полёта по замкнутому маршруту (1960, 1962).
Под рук. С. впервые созданы отделяемая
(с помощью пороховой катапульты) носовая
часть фюзеляжа с гермокабиной лётчика,
створки перепуска воздуха с двусторонним
отклонением, обеспечивающие устойчивую
работу двигателя на всех режимах полёта,
боковые секторные сверхзвуковые регулируе-
мые воздухозаборники; система управления
самолётом на необратимых бустерах. На экс
пернм. самолёте Т-4, рассчитанном на ско-
рость полёта, втрое превышающую скорость
звука, впервые в СССР были широко исполь-
зованы титан и высокопрочная нержавеющая
сталь, а также применена электродистанц.
система управления самолётом. Под рук. С.
была начата разработка высокомаиёвр. ист-
ребителя Су-27 с интегральной аэродинамич.
компоновкой, с успехом демонстрировавшего-
ся на мн. междунар. авиац. выставках 80-х гг.
Золотая медаль нм. А. Н. Туполева (1975,
посмертно). Деп. ВС СССР в 1958—74. Ле-
нинская пр. (1968), Гос. пр. СССР (1943,
1975, посмертно). Награждён 3 орденами Ле-
нина, орденами Октябрьской Революции,
Трудового Красного Знамени, Красной Зве-
зды, «Знак Почёта*, медалями. Имя С. при-
своено маш.-строит, з-ду в Москве. См. Су.
Лит Кузьмина Л., Генеральный конструктор
П Сухой, М., 1983.
СУХОМЛИН Иван Моисеевич (р. 1911) —
сов. лётчик-испытатель, полковник, Герой
Сов. Союза (1971), засл, лётчик-испытатель
СССР (1960), засл, мастер спорта СССР
(1960). В Сов. Армии с 1928. Окончил Ле-
нннгр. воен.-теоретич. школу (1928), Бори-
соглебскую авиац. школу (1930), школу мор.
лётчиков (1931), Воен.-возд. академию РККА
им. проф. Н. Е. Жуковского (1941; ныне
ВВИА). Участник Вел. Отечеств, войны. Ра-
ботал в НИИ авиации ВМФ. Испытывал мор.
самолёты И. В. Четверикова (Че-2), Г. М.
Бериева (Бе-4, МБР-7), мор. и сухопутные
самолёты А. Н. Туполева (АНТ-44, установил
на нём 6 мировых рекордов; Ту-114, устано-
вил 11 мировых рекордов и др.). Виды испы-
таний: флаттер, бафтинг, критич. режимы,
сваливание, взлёт с отказом двигателя. На-
граждён 3 орденами Ленина, 4 орденами Кра-
сного Знамени, 2 орденами Отечеств, войны
1-й степ., 2 орденами Красной Звезды, меда-
лями.
СХЕМА САМОЛЕТА — то же, что аэродина-
мическая схема.
СЧЕТЧИК РЕСУРСА — прибор, устройство
или измерит, система, обеспечивающие опре-
деление количеств, меры усталости, накоплен-
ной в конструкции прн воздействии на неё
переменных нагрузок. Гл. элементы любого
С. р.: измеритель изменяющегося во времени
т. и. параметра нагружённостн (или сово-
купности параметров), используемого в каче-
стве фактора, определяющего накопление ус-
талости; преобразователь, превращающий
временною реализацию перем, нагружённо-
стн в меру усталости; накопитель-индикатор,
фиксирующий накопленную меру усталости.
Для оценки усталости конструкции ЛА ис-
пользуются параметры нагружённостн двух
типов: совокупность параметров полёта (пе-
регрузка в центре масс ЛА, высота и
скорость полёта, масса ЛА, масса топлива
и др.) и деформация конструкции. В первом
случае измерителями служат бортовые ос-
циллографии. н магн. статистич. регистрато-
ры, а также счётчики перегрузок, во вто-
ром — разл. датчики, устанавливаемые иа
конструкцию н деформирующиеся совмест-
но с нею.
В преобразователях, как правило, исполь-
зуются вычислит, алгоритмы, составляемые
на основе фнз. и матем. моделей накопле-
А С Сысцое.
И М. Сухомлин.
В В Сычев
М. А Тайн
ния усталости. Такая обработка проводится
обычно на наземных устройствах. При этом
для определения большинства параметров
алгоритма используются результаты стендо-
вых и лётных испытаний. Важные хар-кн пре-
образователей — оперативность и полнота
обработки поступающей информации — мо-
гут быть надёжно обеспечены при выполне-
нии такой обработки непосредственно на бор-
ту ЛА. Поэтому наиболее рациональными яв-
ляются бортовые счётчики, в к-рых в качест-
ве параметра нагружённостн используется
деформация конструкции, преобразуемая в
меру усталости с помощью бортовой микро-
ЭВМ. Такие С. р. разрабатывались в СССР
и США. В нек-рых С. р. функции преобра-
зователя и накопителя совмещены в датчике
деформации (чувствит. элементе). В частнос-
ти, в С. р., созданных в СССР и США, мера
усталости конструкции связана с накоплен-
ным при воздействии перем, деформаций из-
менением электрич. проводимости датчика;
в С. р., разработанных в ФРГ,— с измене-
нием отражат. способности пов-сти датчика;
в испытываемых отечеств. С. р.,— с числом
последовательно разрушившихся за время
наблюдения микрообразцов (чувствит. эле-
ментов), деформировавшихся совм. с кон-
струкцией. В 70—80-е гг. в связи с расши-
рением использования вычислит, техники, со-
вершенствованием техн, средств, перспекти-
вой назначения ресурса конструкции для
каждого экземпляра ЛА (т. е. индивидуаль-
ного ресурса) значение применения С. р.
существенно ВОЗРОСЛО.	В Л. Райхер.
СЫСЦОВ Аполлон Сергеевич (р. 1929) —
сов. гос. деятель. Окончил Ташкентский по-
литехи. нн-т (1962). С 1948 работал на Таш-
кентском авиац. з-де, где прошёл путь от
рабочего до гл. инженера. В 1975—81 ген.
директор Ульяновского авиац. пром, комплек-
са (объединения), с 1981 первый зам., а в
1985—91 министр авиац. пром-сти. Гос. пр.
СССР (1973). Награждён орденами Лени-
на, Октябрьской Революции, 2 орденами
Трудового Красного Знамени.
СЫЧЕВ Владимир Васильевич (р. 1924) —
сов. учёный в области гиперзвуковой аэроди-
намики. Чл.-корр. АН СССР (1979). После
окончания МАИ (1948) работает в ЦАГИ
(в 1960—87 — зам. нач. ин-та), одновремен-
но с 1954 преподаёт в Моск. физ.-техн, ин-те
(с 1965 проф.). С 1972 чл. Нац. комитета
СССР по теоретич. и прикладной механике.
Одним из первых разработал метод расчёта
обтекания тел вращения гиперзвук, потоком
газа прн больших углах атаки и дал эф-
фективные методы расчёта на ЭВМ. Провёл
работы по компоновке сверхзвук, самолётов
разл. назначения, совм. с ОКБ выполнил
эксперим. исследования по аэродинамике и
теплообмену объектов ракегио-космич. тех-
ники. Пр. им. Н. Е. Жуковского (1951, 1961).
Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами
Трудового Красного Знамени, медалями.
Соч К теории гиперзвуковых течений газа со
скачками уплотнения степенной формы, (Приклад-
ная математика и механика», I960, т. 24, № 3;
О ламинарном отрыве, «Изв. АН СССР. Механика
жидкости и газа», 1972, № 3; Асимптотическая тео-
рия отрывных течении, там же, 1982, № 2.
«СЮД А ВИ А СЬОН» (Sud -Aviation Societe
Nation ale de Constructions Aeron antiques) —
авиакосмнч. фирма Франции. Образована в
1957 в результате слияния двух авиац. фирм
(SNCASE и SNCASO), в 1970 вошла в состав
фирмы ^Аэроспасьяль». Разрабатывала
гражд. самолёты и вертолёты. Серийно вы-
пускала пасс, реактивный самолёт «Кара-
велла» (создан в 1955 фирмой SNCASE, по-
строено 280 экз., впервые двигатели были
размещены по сторонам хвостовой части фю-
зеляжа; см. рис. в табл. ХХХ11). В 1962
совм. с фирмой «Бритиш эркрафт корпорей-
шен» начала разработку сверхзвук, пасс, са-
молёта «Коикорд». Фирма занимала ведущее
место в Зап. Европе в области создания лёг-
ких многоцелевых вертолётов, в частности
выпускала вертолёт SE 313 «Алуэт» II (1955,
см. рнс. в табл. ХХХ11), произ-во к-рых
продолжила фирма «Аэроспасьяль».
ТАБЛО СИГНАЛ ЬНОЕ — светосигиализа-
тор для выдачи информации экипажу и пас-
сажирам ЛА в виде светящейся надпи'си или
мнемосимвола. Используются для выдачи
аварийных, предупреждающих н уведомляю-
щих сигналов. Различают Т- с. групповые,
включающие неск. сигнальных надписей; сек-
ционные, состоящие из одной надписи; уни-
версальные, у к-рых число надписей и их
текст могут меняться по этапам полёта и в
зависимости от ситуации (в качестве уни-
версального Т. с. могут использоваться эк-
ранные индикаторы). Сигнальные надписи
выполняются цветными светящимися буква-
ми на тёмном фоне. Размеры поля для сиг-
нальной надписи в групповых Т. с., уста-
навливаемых на приборных досках членов
экипажа, обычно составляют 20Х 11 мм. Т- с.
группируются иа приборных досках по след,
признакам: категории выдаваемого сигнала
(напр., аварийные, предупреждающие); при-
надлежности к одному функцион. комплексу
нли системе (напр., двигателю); одновремен-
ности использования (напр., при заходе на
посадку). На отечеств, самолётах Т. с. появи-
лись в нач. 50-х гг.
ТАГАНРОГСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ НА-
УЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС нм.
Г. М. Бернева — берёт начало от Цент-
рального конструкторского бюро морского
самолётостроения, к-рое было образовано в
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт^АГАМР^ОлКИЙ 553
1934 и до 1939 входило в состав Таганрогско
го авиац з да № 31 им Г Димитрова В нач
1941 КБ было переведено в г Кимры Кали-
нинской обл , а с окт 1941 и до кон 1945 на-
ходилось в эвакуации сначала в Омске,
а затем в Красноярске Пр тие возобновило
свою деятельность в Таганроге в 1946 как
Гос союзный опытный з-д мор самолето
строения Указ назв с 1989 О самолётах,
созданных на пр-тии под рук Г М Бериева
(имя к рого оно носит с 1989) и его преем
ника А К Константинова, см в ст Бе
ТАГАНРОГСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРО-
ИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ им
Г Д и м и т ро в а — берёт начало от образов
в 1916 в Таганроге отделения акционерного
об ва воздухоплавания В А Лебедев и К0,
базировавшегося в Петрограде В 1917 была
начата сборка самолётов («.Лебедь 12»,
«Вуазеи»), однако в годы Гражд войны з-д
фактически не работал Он был восстанов
лен в 1920 (з-д № 10 «Лебедь», с 1927 — з д
№ 31, с 1934— им Г Димитрова), и в 20—
30-х гг строил самолеты разл типов (с преоб
ладаиием гидросамолётов)—разведчики Р 1
(МР 1) Р 5, МР 6 (АНТ 7) МДР-4 (АНТ
27), МБР-2, КОР-1 (Бе-2), МБР 5 (конст-
руктор П Д Самсонов), МДР 6 (Че-2),бом
бардировщнк ТБ 3 (АЙТ 6), пасс самолеты
АЙТ 9, МП 1, многоцелевые самолёты Ш-2,
Су-2, лицеиз гидросамолёты «Савойя» S-62
(Италия), Консолидейтед PBY-1 (США) —
под назв ГСТ и др В 1934—39 гл конструк-
тором з-да был Г М Бериев В разные годы
в КБ з да работали М Л Миль, В Б Шав
ров, Р Л Бартини, В П Горбунов В 1941
з-д начал пронз во истребителей ЛаГГ 3, но
в октябре был эвакуирован в Тбилиси (см
Тбилисское авиационное производственное
объединение им Г Димитрова) 3 д в Таган-
роге начали восстанавливать (под № 86)
в сент 1943, н в 50 х гг он приступил к вы
пуску гидросамолётов семейства Бе (Бе-6,
Бе-8, Бе-10, Бе 12) Пр-тие награждено ор-
денами Октябрьской Революции (1984),
«Знак Почета» (1976) В 1988 на основе з-да
образовано ПО
ТАЙЦ Макс Аркадьевич (1904—80) — сов
учёный в области аэродинамики, один из соз
дателей теории и методов лётных исследо
ваннн и испытаний ЛА, проф (1957), д-р
техн наук (1955), засл деятель науки и
техники РСФСР (1961) Окончил МВТУ
(1929), работал в ЦАГИ (1929—41), в ЛИИ
(1941—80, нач самолётной лаборатории, зам
нач ин-та) Чл техн комиссии по подготов
ке рекордных полётов самолёта АНТ-25
(1934—37) Преподавал в МВТУ (1938—40),
Моск авиац технол ин те (1940—41), Моск
физико-техн ин-те (1955—80) Осн труды в
области устойчивости и управляемости ДА
н методов определения их лётных хар-к Про-
водил лётные исследования самолётов (Ту-2,
Ту-4, Ту-134, МиГ-9, МиГ-15, МнГ 19, Су 9
и Др ) Гос пр СССР (1949) Награждён
2 орденами Ленина, орденами Октябрьской
Революции, Отечеств войны 1 й степ , 3 орде-
нами Трудового Красного Знамени, меда
лям и Портрет см на стр 553
Соч Летные испытания самолетов М, 1951
(совм с В С Кедровым)
ТАЛАЛИХИН Виктор Васильевич (1918—
41) —сов лётчик, мл лейтенант, Герой Сов
Союза (1941) В Кр Армии с 1937 Окончил
Борисоглебскую воен авиац школу лётчиков
(1938) Участник сов-финл войны, сбил 4
самолёта противника С нач Вел Отечеств
войны был ком звена, затем зам ком эс
кадрильи истребит авиаполка, защищал под-
ступы к Москве с воздуха 7 авг 1941 одним
нз первых применил ночной таран, ие до
пустив к столице нем бомбардировщик В
последующих боях сбил ещё 5 самолётов
противника и один в составе группы В окт
1941 погиб в неравном бою с вражескими
В В Талалихин
П А Таран
истребителями Зачислен навечно в состав
части, в к-рой служил Награждён орденами
Ленина, Красного Знамени, Красной Звезды,
медалью Памятник в Москве н Подольске
Моск обл
Лит УтехинС Г Талалихин 2 И1д, М 196э,
Землянский А В ночном небе в кн Бессмерт
ные подвиги М 1980
ТАНГАЖ (франц tangage—килевая кач-
ка) — угловое движение ЛА, при к ром его
продольная ось (см Системы координат) из
меняет своё направление относительно гори-
зонтальной плоскости, характеризуется уг-
лом Т и скоростью Т
Угол тангажа О — угол между про
дольной осью ОХ и горизонтальной пло
скостью OXgZg нормальной системы коорди
нат (СК), положителен, когда продольная
ось находится выше горизонт плоскости
Угол Т равен сумме уела атаки а. и угла на-
клона траектории 6 — угла между направ
лением земной скорости ЛА и горизонт пло-
скостью OXgZg (угол 6 положителен, когда
проекция земной скорости иа ось OYg поло-
жительна) При определении ориентации
скоростной СК относительно нормальной СК
используют с к о р о с т н о и угол тангажа
60 — угол между скоростной осью ОХа и гори
зонт плоскостью OXgZg нормальной СК Ско-
рость тангажа шг— составляющая угловой
скорости ЛА по оси OZ связанной СК
Манёвры с увеличением 6 наз кабриро
ванне м, а с уменьшением — пи Кирова
нием Эти манёвры осуществляются созда-
нием момента Т (см в ст Аэродинамические
силы и моменты) за счёт отклонения органов
управления Т
Измерение скорости Т осуществляется гн
роскопич датчиком угловых скоростей, угол
Т измеряется гировертикалью См также
Продольное движение М А Брусалимский
ТАНГЕНЦИАЛЬНЫЕ РАЗРЫВЫ в аэро н
гидродинамике — разрывы гидродина-
мические, в к рых отсутствует протекание
в-ва через пов-сть разрыва Т р в отличие
от ударных волн всегда отделяют одну часть
среды от другой В Т р давление р и нормаль
ная к пов сти разрыва составляющая ско-
рости о„ одинаковы по обе стороны пов-сти
разрыва, а касат составляющая скорости
от, плотность и др газодинамич величин,
кроме р и ол, могут претерпевать произволь
ный разрыв Примером Т р является граница
струи в газе, пов сть реки, отделяющая воз-
дух от воды Т р , на к-рых не терпит разрыв
и о,, наз также контактными разры
вами См также Контактная поверхность.
Свободная поверхность
ТАРАН Павел Андреевич (р 1916) — сов
лётчик, ген -лейтенант авиации (1967), дваж
ды Герой Сов Союза (1942, 1944) В Сов
Армии с 1937 Окончил Качинскую воен
авиац школу лётчиков им А Ф Мясникова
(1938), Воен академию Генштаба Вооруж
Сил СССР (1958) Участник Вел Отечеств
войны В ходе войны был ком звена, ком
эскадрильи, инспектором лётчиком по технн
ке пилотирования авиакорпуса дальнего дей
ствня, ком бомбардировочного авиаполка
Совершил 386 боевых вылетов После войны
иа командных и штабных должностях в войс-
ках и МО СССР Награждён орденами Лени-
на, Октябрьской Революции, 2 орденами Кра
сного Знамени. 2 орденами Отечеств войны
I й степ , орденами Александра Невского,
Трудового Красного Знамени, 2 орденами
Красной Звезды, медалями Бронзовый бюст
в с Шолохове Днепропетровской обл
Лит Горя нов Л Бомбардировщик П Таран
в кн Советские летчики в боях за Родина М 19э8,
П А Таран в кн Золотые звезды Двелропет
роаск, 1967
ТАРАН ВОЗДУШНЫЙ — один из приёмов
возд боя Заключается в нанесении удара
винтом илн крылом самолёта по вражескому
самолёту (после израсходования боезапаса)
Является иайвысш проявлением мужества и
воли летчика Первый Т в самолётом север
шён рус воен лётчиком П Н Нестеровым
26 авг (8 сент ) 1914 в начале 1-й мировой
войны Первый ночной Т в выполнен сов лёт
чнком Е Н Степановым 28 окт 1937 в Испа-
нии В период Вел Отечеств войны сов
летчики св 600 раз таранили вражеские са-
молёты В первый день войны Т в совершили
16 лётчиков (И И Иванов, Л В Кокорев,
А И Мокляк, Л Г Бутелни, С М Гуди-
мов, В С Лобода и др ) За годы войны 34
лётчика применили таран дважды, А С Хло
быстов — трижды, а Б И Ковзан— четы-
режды В лобовой атаке сразила врага таран
ным ударом Е И Зеленко Первый Т в на
реактивном самолёте совершил Г Н Елисеев
28 нояб 1973, уничтожив самолёт наруши
тель
ТАРИФЫ НА ВОЗДУШНЫЕ ПЕРЕВОЗКИ
— провозная плата за возд перевозку
пассажиров, багажа (сверх нормы бесплат
ного провоза) н груза Междунар авиа-
тарифы и правила их применения устанав
ливаютсявосн Междунар ассоциацией возд
транспорта — ИАТА (см Международные
авиационные организации) и вступают в силу
только после^одобрения их пр вами гос в, нац
принадлежность к-рых имеют заинтересов
авиатрансп предприятия — члены ИАТА
В нашей стране сложилась практика уста
новления междунар авиатарифов на двусто
ронней и региональной основе Тарифы согла-
суются между заинтересов авиатрансп
пр-тиями, а затем утверждаются ведомства-
ми гражд авиации договаривающихся гос-в
Воздушный кодекс СССР предусматривал
адм ответственность авиатрансп предприя
тий за несоблюдение установи тарифов меж-
дуиар перевозки пассажиров, багажа и гру
зов и правил нх применения
«ТА РОМ» (TAROM,
Transporturile Aerie’ Vgg X
пе Romane) — авиа- \
компания Румынии \
Осуществляет пере \р \ В \
возки внутри Страны	\
и в страны Европы,	Ч.
Сев Африки, Бл и \
Дальнего Востока, а
также в США Оси в 1954 В 1989 перевезла
1,27 мли пасс , пассажирооборот 1,65 млрд
п км Авиац парк— 83 самолёта
«ТАт» (Transport _____
Aenen Transregio V X
nal) — авиакомпания \ 'Ч
Франции Осуществ- \	\
ляет перевозки и а \	-^Ч
внутр авиалиниях, a X^ta^r \
также в нек-рые	Ч.
страны Европы Осн \
в 1968 В 1989 пере
везла 2,7 млн пасс Авиац парк — 71 само
лёт
ТАШКЕНТСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРОИЗ-
ВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕН ИЕ им В П
Чкалова — берет начало от осн в 1932 в г
554 ТАГАНРОГСКОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Химки Моск обл рем з да № 84 ГВФ (позд
нее—авиац з-д им В П Чкалова), эвакуи-
ров в 1941 в Ташкент В 1936 в состав
з да вошло КБ Н Н Поликарпова, в к ром
продолжались работы по истребителю Я-16
В 1938—40 КБ з-да возглавляли В И Лев-
ков (были выпушены его летающие лодки
Л-1, Л-5) и В Ф Болховитинов (построен
бомбардировщик ББС) В 1939 началось се-
рийное произ-во пасс самолёта ПС 84 (Ли
2), выпуск к рого в годы Вел Отечеств
войны был продолжен в Ташкенте (в 1941 —
45 изготовлено 2258 самолетов в разл вари
антах) В дальнейшем строились пасс са-
молёт Ил-14, винтокрыл Ка 22, транспортные
самолёты Ан-8, Ан-12,	Ан-22, Пл 76
В 1972 на основе завода образовано
ПО Пр тие (объединение) награждено 2 ор-
денами Ленина (1945, 1982), орденами Ок
тябрьской революции (1970), Трудового Кра-
сного Знамени (1962)
ТБ — принятое в СССР обозначение создан-
ных в 20—30 х гг самолётов типа «тяжелый
бомбардировщик» Наиболее известные из
них ТБ-1, ТБ-3, ТБ-7, разработанные под рук
А Н Туполева (см Ту) ТБ-7, спроектиро-
ванный бригадой А М Петлякова, после его
гибели стал называться Пе 8 (1942) ТБ I,
ТБ-3 и ТБ-7 использовались также как гражд
самолёты, в т ч в полярной авиации
ТБИЛИССКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРОИЗ-
ВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ им
Г Димитрова Тбилисский авиац з-д об-
разован в окт 1941 на базе эвакуиров Та-
ганрогского авиац з-да № 31 им Г Ди-
митрова (см Таганрогское авиационное про-
изводственное объединение им Г Димнтро
ва). Севастопольского авиарем з-да № 45
и строившегося в Тбилиси авиамоторного
з-да № 448 В годы Вел Отечеств войны
Тбилисский з Д № 31 им Г Димитрова вы
пустил св 3000 истребителей ЛаГГ 3, Ла-5,
Дк-3 С 1946 вел произ во реактивных само-
лётов Як-15, Як 17, Як 23, МиГ 15, МиГ-17,
МнГ-21УТИ и др Пр-тие награждено орде
ном Красной Звезды (1946) В 1985 на основе
з да образовано ПО
ТВ —обозначение нек-рых сов авиационных
ГтД В их числе вертолётные двигатели ТВ2
ВК конструкции А Г Ивченко, тВ2 117 и
ТВЗ-117 конструкции С П Изотова (см
ВК)
«ТВА» (TWA, Trans
World Airlines) —
авиакомпания США
Осуществляет пере
возкн внутри страны,
в Канаду, а также в
страны Зап Европы,
Центр Америки Оси
в 1930 В 1989 перевезла 25,3 мл и пасс ,
пассажирооборот 56,58 млрд п км Авиац
парк — 213 самолётов
ТВЕРДОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — веще-
ство или совокупность веществ, способных
к закономерному горению без доступа кисло-
рода извне с выделением значит количества
энергии Делятся на баллиститные пороха
и смесевые Т р т Баллнс-гитные пороха —
гомогенные системы (твёрдые растворы Орга
нич веществ, молекулы к-рых содержат ато
мы горючих и окислит элементов) Смесе-
вые Т р т — многокомпонентные гетероген
ные смеси окислителя (обычно перхлората
аммония), горючего-связующего (каучука,
полиуретана и др ) и добавок разл назначе-
ния (напр , порошка алюминия для повы
шения энергетич хар к) По уд импульсу
(отношение тяги, развиваемой двигателем,
к секундному массовому расходу топлива)
Т р т уступают жидким, т к в них из-за
хим несовместимости не всегда удается ис
пользовать энергетически эффективные ком
поненты
7ИИ
Лит СариерС Химия ракетных топлив, пер
с англ М 19Ь9
ТЕЙЛОР (Taylor) Джефри Инграм (1886—
1975) — англ учёный в области механики,
чл Лондонского королевского об ва (1919),
иностр чл АН СССР (1966) и мн др акаде
мий мира Окончил Кембриджский ун-т
(1910) Осн труды по механике сплошных
сред Развил теорию устойчивости течений
вязкой жидкости, создал полуэмпирич тео-
рию турбулентности (теория переноса завнх
ревности), исследовал однородную и изотроп
ную турбулентность Занимался аэродинами-
кой самолёта и парашюта, околозвук обте-
канием тел и т д
Соч The scientific papers v 1—4 Camb
1958- 71
тележка шасси — часть шасси ЛА, со-
стоящая из рамы и колёс Т ш бывают
двухосные — с креплением на них четырёх
или восьми колес и трёхосные—с крепле
ннем шести колес, неуправляемые и управляв
мые при движении ЛА для разбега перед
взлётом и пробега и торможения после по-
садки По конструктивным схемам различают
балочные T ш , рамы к-рых выполнены в
виде силовой балки, и рычажные, осн сило
вые элементы к рых выполнены в виде рыча-
гов Достоинствами тележечного шасси яв-
ляются рассредоточивание нагрузки на ВПП
благодаря увеличению площади контакта с
землёй, компактность (облегчается компо
новка шасси на ЛА) Четырёхколесная Т ш
применена на пасс самолётах Ил 18, Ту-104,
Ан-10, Ил 62, Ил-86, Боинг-707, Макдоннелл
Дуглас DC 8 и др , шестиколёсная — на Ту-
154, а восьмиколёсная Т ш была установле
на, напр , на воен -трансп самолёте Шорт
«Белфаст» (Великобритания)
ТЕЛЕУПРАВЛЯЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ
АППАРАТ - см в ст Д и ста нц ионно -пило
тируемый летательный аппарат
ТЕЛЕШОВ Николай Афанасьевич (1828—
95) — рус арт офицер, изобретатель, один из
авторов первых проектов самолёта В 1864
запатентовал во Франции и Великобритании
пасс самолёт «Система воздухоплавания» на
120 чел с паровой машиной и толкающим
возд винтом, а в 1867 во Франции самолёт
«Усовершенствованная система воздухопла
вания» (известный также под назв «Дель-
та») с треугольным крылом и реактивным
двигателем типа ПуВРД Эти проекты были
неосуществимы в те годы, но они предвосхи
тили нек рые важные будущие направления
развития авиации См рис в табл 1
ТЕМПЕРАТУРА РАВНОВЕСНАЯ — уста
новившаяся темп ра газа на пов сти обтекае-
мого тела в условиях теплового баланса,
обусловл конвективным тепловым потоком
от газа, излучением с пов-сти тела, тепло
проводностыо материала, из к рого изготов-
лено тело, хим реакциями и т п При нали
чии только конвективного теплообмена Т р
обычно называется адиабатич темп-рой Т,
и, как правило, не совпадает с температурой
торможения То Для пов сти ЛА в воздухе
обычно Tr<ZTD, но на больших высотах (раз
реж воздух) может быть и Тг>Т0.
ТЕМПЕРАТУРА ТОРМОЖЕНИЯ пото-
ка — темп ра То изоэнтропически (без тепло
обмена с внеш средой) затормож газа Иг
рает важную роль при движении идеального
совершенного газа, в т н адиабатич тече-
нии она соответствует максимально возмож
ной темп-ре газа и характеризует его полную
удельную энергию, к-рая остаётся постоянной
вдоль линии тока При отсутствии массовых
сил её значение вычисляется на основе Бер
нулли уравнения
T0=T+V2/2cp,
где Т — темп-pa, V — скорость, ср — удель
ная теплоёмкость газа при пост давлении
Часто используется в аэродинамич расчётах
в качестве характерного масштаба темп ры
ТЕМПЕРАТУРНЫЕ ПОЛЯ в конструк
ц и и ЛА — совокупность значений темп р во
всех точках конструкции ЛА в полете или
в процессе нагревания в лаб условиях Т п
в полёте возникают вследствие азродинами
ческого нагревания, а также тепловых воз
действий от факела двигателя, излучений
Солнца и Земли и т п В лаб условиях при
теплопрочностных испытаниях полётные теп-
ловые воздействия моделируются с помощью
конвективного нли радиац нагревания Теп-
лота, поступившая от внеш воздействий в
обшивку, в результате теплопроводности эле
ментов, контактного теплообмена в соедине-
ниях, излучения и теплообмена свободной
конвекцией во внутр полостях распростра-
няется по всем элементам конструкции ЛА,
создавая нестационарные Т п
Расчёт Т п —составная часть проектиро
вечных и поверочных расчётов, проводимых
на всех этапах создания нового ЛА Дан-
ные о Т п позволяют обоснованно выбрать
теплозащиту и конструкц материалы для
проектируемого ЛА, оказывают значит влия-
ние на выбор силовой схемы и конструктив-
ное решение его частей и элементов (см ,
напр , Горячая конструкция, Охлаждаемая
конструкция) Знание Т п необходимо также
для определения температурных напряже-
ний, расчёта деформаций ползучести, оценки
живучести и ресурса конструкции Характер
и количеств хар ки Т п описываются свя-
занной системой ур ний теплопроводности в
элементах конструкции с условиями тепло-
вого взаимодействия их между собой и с
внеш средой, ур ний радиац теплообмена
и ур ний свободноконвективного нагревания
сред (топлива) во внутр полостях При рас-
чете Т п в конструкции ЛА широко ис-
пользуется т н принцип выделения, когда
отдельно решаются задачи для разл узлов и
элементов конструкции Это обусловлено
сложностью и разнообразием геом форм кон-
струкций ЛА, трудностью решения больших
систем ур инй упомянутых типов, а также
локальным характером процессов теплопере-
носа в конструкции (за исключением радиац
теплообмена, к рый является дальнодейст-
вующим в границах отсека) Разработан ком-
плекс типовых задач и расчётных схем, обес-
печивающий расчёт Т п в осн элементах
конструкции ЛА на всех этапах её проек
тирования и эксперим отработки Важнейшие
и наиболее распространённые расчётные схе-
мы расчёт температуры равновесной и
темп-ры обшивки на разл режимах полёта,
расчёт Т п в многослойной теплозащите,
расчёт Т п топливных баков, расчет Т п
в стержневых и пластинчато-стержневых
системах (сечениях тонкостенных конструк
ций с массивными элементами), расчёт Т п
в пространств тонкостенных системах, мас-
сивных элементах сложной формы
В М Юдин
ТЕМПЕРАТУРНЫЙ СКАЧОК в гранич-
ных у с л о в н я х — разность темп-р газа и
www.vokb-la.spb.ru - Само.1^МПЕЙАД^0ЙНЫИ 555
тела, к рая вводится в задачах разреженных
газов динамика вместо обычного в аэро- и
гидродинамике граничного условия о равен
стве темп-p газа и тела на его пов сти Т С
пропорционален длине свободного пробега
частиц газа
ТЕМПЕРАТУРОУСТОЙЧИВЫЕ ПОКРЫ-
ТИЯ в авиастроении — служат для за-
щиты пов-стей материалов и изделий либо
для придания им заданных свойств и хар к
в условиях воздействия агрессивных и др
экстрем факторов внеш среды при высоких
темп-рах Оси области применения Т п
газотурбинные и др двигатели, внеш и внутр
пов сти агрегатов и узлов ЛА, пов-сти заго-
товок и деталей из труднодеформируемых
металлов и сплавов в технологии горячей
обработки Назначение Т п зашита метал-
лов и сплавов от высокотемпературной газо
вой коррозии, повышение эрозионной стой
кости материалов, управление процессами пе-
реноса теплоты излучением отражением, теп
лоизоляция. обеспечение электроизоляц , ме
ханич , оптич и др хар-к пов-стей изделий
Объектами защиты обычно являются детали и
изделия из жаропрочных сплавов на никеле
вой основе, а также из титановых, ниобие
вых и молибденовых сплавов, сложиолегиров
сталей, неметаллич тугоплавких материалов
и т д
Покрытия получают по шликерно обжиго
вой технологии (эмалевые, реакциоино-спе
кэемые, реакционно отверждаемые и др ), га-
зоплазменным или плазменным напылением
оксидов (алюминия, циркония), жаростойких
сплавов, интерметаллидов, термодиффуз иа
сыщеиием пов стей одним (алюминий, крем-
ний) либо неск (алюминий—хром, алюми-
ний— кремний и др ) компонентами,электрон
но-лучевым осаждением композиции типа ни
кель —хром —алюминий —иттрий,	газофаз
ным методом из карбидов, нитридов, бори-
дов и т п материалов
Применение Т п характеризуется значи-
тельной технико экон эффективностью
вследствие увеличения надёжности, ресурса
изделий, обеспечения техн требований, сии
жеиия материале- и трудоёмкости произ-
водства
Лит АппенА А Темлературоустойчивые неор
ганические покрытия 2 нзд Л, 1976, Солнцев
С С Защитные технологические покрытия и туго
птавкие эмали М 1984	С С Солнцев
ТЕНЕВОЯ МЕТОД ИССЛЕДОВАНИЯ -
метод обнаружения оптич неоднородностей
в прозрачных преломляющих средах и дефек
тов отражающих поветей (напр, зеркал),
один из осн оптических методов исследова-
ния течений Оптич схема теневою прибора
(прибора Тёплера), типичного для аэроди
намического эксперимента, приведена на рис
1 Посредством оптич системы и осветит
диафрагмы коллиматора формируется пучок
света, к-рый направляется иа исследуемую
область течения и далее через оптич систе
му приёмной части на экран Оптич система
приёмной части отображает на экране
нек-рую плоскость исследуемой области В
иек рой плоскости между оптич деталями
приёмной части образуется изображение ос-
ветит диафрагмы и располагается визуали
зирующая диафрагма Если среда в иссле
дуемой области однородна, экран оказывает
ся равномерно освещённым либо затемнён
ным в зависимости от взаимного расположе
ния изображения осветит н визуализирую-
щей диафрагм Если же в среде возникают не-
однородности, то лучи светового пучка иа них
отклоняются от первоначального направле
ния, частично задерживаются (или пропус-
каются) визуализирующей диафрагмой, и иа
экране возникает теневое изображение иеод
неродной среды, к рое рассматривается ви
зуально или регистрируется на фотоплёнку
В отличие от прямотеневого метода иссле
Рис, 1 Оптическая схема теневого прибора I — источник света 2 — осветительная диафрагма, 3
и 3 —соответственно невозмущенный и возмущенный световые -тучи 4 — изучаемая область потока,
5 — моге.ть, 6 — изображение осветительной щели, 7 — экран {фотопленка), 8 — визуализирующая
диафрагма
Рнс 2 Теневое изображение потока 1 — модель
(круговой UH-тнндр с острой конической носовой
частью) 2 — набегающий сверхзвуковой поток,
3- конический скачок уплотнения, 4 — область
конического течения, 5 — область течения разре
жеиия
давания в Т м и необходимыми условиями
являются наличие визуализирующей диа-
фрагмы и оптич сопряжение исследуемой
области течения с экраном Известные схе-
мы Тми различаются между собой фор-
мой визуализирующих и осветит диафрагм
В аэродинамич эксперименте наибольшее
распространение получили схемы а) с ноже
вой (т в нож Фуко) визуализирующей и
щелевой осветит диафрагмами (фотометрии
метод), б) с визуализирующей решёткой и
осветит щелью, в) с диафрагмами для полу
чения цветных теневых изображений Тми
обладает высокой чувствительностью, его ра-
бочий диапазон в зависимости от характера
иосгавл задачи варьируется выбором формы
и размеров визуализирующей и осветит диа-
фрагм На качество теневых изображений
существ влияние оказывает качество дета
лей оптич системы теневого прибора, а также
внеш факторы (вибрации, нагрев и др )
Тми позволяет осуществлять визуализа-
цию течений, содержащих участки постоян-
ного или медленно изменяющегося градиента
плотности среды, и используется для визуали
зации ударных волн, областей сжатия и раз
режения, явлений в пограничном слое Ти-
пичное теневое изображение неоднородного
сверхзвук потока приведено на рис 2 Т м и
позволяет также измерять плотность движу-
щейся газовой Среды	В А Яковлев
ТЕНЗОМЕТРИЯ (от лат tensus — напря-
жённый, натянутый н греч metreo — нзме
ряю) — эксперим определение напряжённого
состояния конструкций, осн на измерении ме-
стных деформаций Методы и средства Т
обеспечивают выявление причин разрушений
по результатам исследования напряженно-
деформированного состояния элементов кон-
струкции, позволяют находить наиболее оп-
тим и соверш конструктивные решения, изу-
чать влияние разл технол факторов иа проч-
ность конструкций и т п Осн методы Т
рентгеновские и поляризационно оптич , муа
ровых полос, хрупких покрытий, гальванич
покрытий и методы, осн на масштабном пре
образовании деформаций конструкций с по
мощью тензометров По принципу дейст-
вия тензометры делятся на механич , оптич,
пневматич , струнные (акустич ) н электри
ческие В авиастроении получили распрост
ранение электрич тензометры, действие
к-рых основано на изменении параметров их
электрич цепи или генерировании электрич
сигналов в зависимости от измеряемой де-
формации Наибольшее применение при тен-
зометрированин натурных конструкций нахо-
дят электрич тензометры сопротивления —
теизо резисторы (см рис,) Диэлектрнч под-
ложка тензорезнстора соединяется с чувст-
вит решёткой и исследуемой конструкцией
связующим материалом Принцип действия
тензорезисторов оси на изменении электрич
сопротивления чувствит решётки прн её де-
формировании вместе с конструкцией Изме-
нение деформации конструкции в определя-
ется по ф-ле е=А/?/А/?, где А/? — изменение
номинального сопротивления R, k — коэф
чувствительности Используют след виды
тензорезисторов' проводниковый и полупро-
водниковый. у к рых чувствит элементы вы
полнены соответственно из металлич прово-
локи или фольги и из полупроводникового
материала, термо- и тензорезистор, содержа-
щий термо- и тензочувствнт элементы и тен-
зорезистор ну ю розетку, у к-рой на общей
подложке устанавливается неск чувствит
элементов с гл осями, ориентированными
под определ углами друг к другу Выпус-
Теизометр для определения деформаций при нор
мильных температурах 1—Чувствительная ре
щётка, 2 — диэлектрическая подложка, 3 — свя
зующее, 4 — защитная подложка, 5 — накладка
6 — выводные проводники, 7 — узел соединения
556 ТЕМПЕРАТУРО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
каются тензорезнсторы для криогенных (ни-
же — 150°С), нормальных (20±15°С), по-
выш. (до з6о°С) н высоких (до 600°С)
темп-p, что позволяет осуществлять тензо-
метрирование при нестационарных тепловых
процессах. Температурные приращения со-
противления в рабочем диапазоне темп-р
учитываются путём применения разл. схем
компенсации нли внесением соответствую-
щих поправок прн обработке результатов.
Тензорезистор является составной частью
информац -измерит, системы для тензометрн-
ровання авнац. конструкций и представляет
собой комплекс техн- средств, обеспечиваю-
щих получение информации о тепловом, де-
формнр. н напряжённом состояниях. В та-
кой комплекс для тензометрирования натур-
ной конструкции входят тензорезнсторы, из
мерит, коммутаторы и устройства, пульты
оператора, аппаратура связи, ЭВМ, средст-
ва оперативного представления и оформле-
ния информации.
Лит: Статические испытания на прочность сверх-
звуковых самолетов, М . 1974; Тензометрия в маши-
ностроении. под ред Р А. Макарова, М., 1975.
Ю. С Ильин
ТЁНЗОР НАПРЯЖЕНИЙ — совокупность
величин, характеризующая напряжённое со-
стояние сплошной среды в рассматриваемой
точке поля течения:
ни=(рвд
где а, ₽=х, у, г — декартовы координаты,
рв₽(о = ₽)—нормальные напряжения, р„$
(а^0) — касат. напряжения (см. Поверхно-
стные силы}. Т- н. симметричен, т. е. Ра^р^а
(а=^Р), и для него существуют т. и. гл. оси
х', у', z', в к-рых касат- напряжения обраща
ются в нуль и Т. и. содержит только диаго-
нальные члены: p,=prv, р2=Ру,у,, рз_^р^,.
Для Т. и. сумма его диагональных членов
является инвариантом линейных преобразо
ваний
/»„ + pw + P»==Pi + ₽2 + P3.
т. е. сумма нормальных напряжений, прило-
женных к трём взаимно перпендикулярным
площадкам, не зависит от ориентации пло-
щадок. Это позволяет представить Т. н. в виде
ЦР|| = -рЕ+117'ц,
где р — давление гидродинамическое, Е —
единичный тензор, ||Г||==(твр) — тензор вяз-
ких напряжений (напряжений трения), к-рый
отличен от нуля только в движущейся жид-
кости.
Т- н. зависит от локальных свойств н ха-
рактера движения среды н связан с тензором
скоростей деформаций ||Ф||. В аэро- и гидро-
динамике обычно используется линейная за-
висимость между ||Р|| и ||Ф|| с коэф, у. Л, не
завнсяшнмн от выбора системы координат:
||Р|| =(~ р + *divV)E + у ЦФII.
Коэф, у называют дннамнч. вязкостью, а жид-
кости, для к-рых выполняется приведенное
соотношение,— ньютоновскими. Для идеаль-
ной жидкости, для к-рой у=Х==о и в К-рОЙ
возникают только нормальные напряжения
(Pxx=pfff,=p«=pn), будем иметь
р = ——Ill’ll = —	— Рп-
«5	о
В. А. Башкин
ТЁНЗОР СКОРОСТЕЙ ДЕФОРМАЦИИ —
совокупность величии, характеризующая
скорость деформации элементарного объёма
сплошной среды:
«ФИ =(М-
где (а.₽—х, у, z— декартовы координаты).
Величины ехх, el№t eIZ пропорциональны ско-
ростям изменения линейных размеров в на-
правлении осей х, у, г, а еху, ezz, еух, eyz, eZI,
ezy — скоростям изменения угловых размеров
элементарного объёма среды.
Т. с. д. симметричен; для него справед-
ливы соотношения: ezy=eyz, ezz=ezz, еух=егу
н существуют т н. гл. оси х’, у', z', в к-рых
ех'у'=:ех,г~еу'е~^ н т. с. д. содержит только
т. н. диагональные члены: ei=^eI,x,, е2—еу,у,,
е3=ег,г„ В этой системе координат дефор-
мация объёма среды сводится лишь к растя-
жению вдоль гл. осей. Напр., объём жид-
кости, имевший первоначально сфернч. фор-
му, с течением времени будет деформиро-
ваться в эллипсоид.
Компоненты Т. с. д. связаны с полем ско-
ростей следующими соотношениями:
2ди	2dv	2ди>
Р __ _____* р	-----	-----
" дх ’ уу	ду ’ “	дг '
до ди	дш	до
дх + ду ’ вуг ди + дх'
ди dw
" дх дх ’
где и, и, w — проекция вектора скорости
соответственно иа оси координат х, у, г.
Величина
divV
является инвариантом Т. с. д. Она представ-
ляет собой увеличение ед. объёма среды в ед.
времени и наз. объёмным расширением нли
расхождением (дивергенцией) вектора ско-
рости V.	В. А Башкин
ТЕЛЛЕРА ПРИБОР — оптич. прибор для
реализации теневого метода исследования не-
однородных газовых потоков. Предложен
нем. учёным А. Тендером (A. Topler) в 1867.
ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА — средство обеспече-
ния нормального теплового режима в уста-
новках и аппаратах, работающих в условиях
подвода к пов-сти значит, тепловых потоков.
Т- з. широко распространена в авиац. и ракет-
ной технике для защиты ЛА от аэродина-
мического нагревания при движении в плот-
ных слоях атмосферы, а также для защиты
камер сгорания и сопел ВРД и РД, охлаж-
дения турбин ГТД. Существуют пассивные и
активные методы Т. з. В пассивных методах
Т- з. воздействие теплового потока воспри-
нимается с помощью спец. внеш, оболочек,
температуроустойчивых покрытий, наноси-
мых на осн. конструкцию, разрушающихся
покрытий (см. Абляция, Теплозащитные ма-
териалы). В активных методах Т. з. газо-
образный нли жидкий охладитель принуди-
тельно подаётся к защищаемой пов сти. Прн
подаче во внеш, поток охладитель поглощает
часть поступающей теплоты. Кроме того, теп-
ловой поток уменьшается вследствие разбав-
ления н оттеснения пограничного слоя вду-
ваемым газом или парами жидкости. Данный
метод применяется для Т- з. камер сгорании,
лопаток турбин н сопел двигателей (см. так-
же Охлаждение двигателя). Рассматривает-
ся возможность применения для Т. з. отд
участков внеш, пов-сти ЛА. Известны неск.
разновидностей этого способа: плёночное ох-
лаждение (заградит- охлаждение) — вдув
охладителя через щель или ряд отверстий;
пористая защита — вдун охладителя через
пористую пов-сть (вариант пористой заши-
ты — испарение твёрдого в-ва, к-рым пропи-
тан жаропрочный пористый каркас). Прн
конвективном (регенеративном) охлаждении
охладитель пропускается через узкий канал
(рубашку) вдоль внутр, (по отношению к
подходящему тепловому потоку) стороны
защищаемой пов-сти (см. Охлаждаемая кон-
струкция). Аналогичный способ применяет-
ся для Т. з. камер сгорания ЖРД (в качест
ве охладителя используется один нз компо-
нентов топлива).
Лит.. Полежаев Ю. В., Юре в н ч Ф Б, Тепло-
вая зашита, М, 1976.	В. Я. Боровой.
ТЕ П ДО ВАя П РОЧ НО СТЬ авиационных
конструкций — прочность авнац. конст-
рукций в условиях одноврем. воздействия
механич. и тепловых нагрузок, возникающих
при эксплуатации ЛА. Тепловые воздействия
от обтекающего ЛА потока (см. Аэродина-
мическое нагревание), работающего двига-
теля и т. д. приводят к повышению темп-ры
элементов конструкции, в общем случае раз-
личному для разных элементов ЛА и пере-
менному по времени полёта. Повышение
темп-ры вызывает ряд явлений, приводящих
к снижению прочности конструкций. К причи-
нам снижения прочности относятся: пониже-
ние модуля упругости, врем, сопротивления,
предела текучести и др. прочностных хар-к
материалов, нз к-рых выполнена конструк-
ция; температурное расширение материалов
от нагревания и связанные с ним неблаго-
приятные температурные деформации и на-
пряжения в конструкции; ползучесть мате-
риалов, проявляющаяся в виде нарастающих
во времени необратимых деформаций конст-
рукции; специфические, связанные с нагре-
ванием, формы потерн устойчивости (термо-
устойчнвостн) и коробление элементов кон-
струкции. Т. п. проверяется теплопрочност-
ными расчётами н в ходе теплопрочностных
испытаний, проводимых для наиболее небла-
гоприятных условий (с учётом указанных вы-
ше явлений, сочетаний температурных полей
н нагрузок, возможных при эксплуатации
ЛА). Принимаются но внимание моменты вре-
мени по траектории полёта, характеризую-
щиеся макс, темп-рамн, наибольшими темпе-
ратурными перепадами и напряжениями в
элементах, учитывается время пребывания
конструкции в условиях макс, темп-p, число
циклов нагрева, повторяемость тепловых и
механич. нагрузок. С целью повышения Т- п.
в авнац. конструкциях применяются жаро-
прочные сплавы, гофрированные н др. погло-
щающие температурное расширение конст-
руктивные элементы н соединения (см., напр..
Горячая конструкция)	Г. И Заму ла.
ТЕПЛОВОЙ АЭРОСТАТ — аэростат, обо-
лочка к-рого наполняется воздухом, нагре-
тым до темп-ры на 40—120°С выше темп-ры
окружающего воздуха; совр. назв. кмонголь-
фьера» (рнс. 1). Т- а. используются в США,
Великобритании, Франции, ФрГ и др. странах
для спортивных полётов (в осн.), науч, полё-
Рис. I. Старт теплового аэростата.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои
дгрловрй
557
Рис 2 Гондола теплового аэростата
тов, рекламы, развлекат целей Применяются
для полёта с экипажем от 1 до 22 чел Т а
способны совершать полёты продолжитель-
ностью более 33 ч Высота полёта может дос
тигать 10—16 км Уд подъемная сила (см
Подъёмный газ) составляет 2,06—3,43 Н/м3
При этом подъемная сила Т а в 3—5 раз
меньше подъёмной силы такого же по объему
аэростата, наполиеиного водородом
Т а состоит из оболочки, к к рой кре
пнтся гондола с экипажем (рис 2), аппара
турой нагрева воздуха, управления полётом
и поддержания связи Оболочка Т а , откры
тая снизу, имеет т н оптимальную (естест
венную) форму (см Свободный аэростат)
с меридиональным каркасированием сталь
ними тросами Полотнища оболочки нзготав
ливаются из прочной синтетич ткани (типа
дакрон, нейлон), покрытой с внутр стороны
термостойкой синтетич пленкой, выдержи
вающей темп ру до 150°С Четырёхгранная
гондола подвешивается на стальных тросах
к усиленной ниж части оболочки Она имеет
лёгкий металлич трубчатый каркас с прикре
плёнными к нему матерчатыми стенками или
плетеную (корзиночного типа) конструкцию
Для нагрева воздуха сжигается пропан, хра
нящийся в гондоле в жидком состоянии в
стальных баллонах Горелка подогревателя
монтируется на трубчатой пирамиде крепя
щейся к каркасу гондолы, под ниж отвер-
стием оболочки В гондоле располагаются
также скамейки для экипажа и приборы,
определяющие высоту полёта, скорость взлё
та, темп-ру воздуха в оболочке и давление
в баллонах с пропаном
Управление полетом производится путём
изменения темп ры воздуха а оболочке (в пре-
делах, допускаемых материалом оболочки),
а также частичным выпуском воздуха через
особые щели и клапан в оболочке Скорость
взлета и спуска регулируется в пределах
2—5 м/с
Оболочки и гондолы выпускаются стан
дартных типов Объём оболочки от 400 м3
до 20 тыс м3 и более Для полета с одним
воздухоплавателем применяются Т а с обо
лочкой объёмом от 400 до 1700 м3 и с гондо
лой, имеющей площадь пола от 0,25 до 0,5 м®,
высоту стенок 0,9—1 м При объёме оболочки
1700 м3 полет может продолжаться до 5 ч,
а высота полета достигать 3 км (с одним
баллоном пропана объёмом 60 л) Для полёта
с двумя воздухоплавателями используются
Т а с оболочкой объёмом от 1200 до 2700 м3
и с гондолой, имеющей площадь пола 1 м®,
высоту стенок 1 м Для полета Т а с эки-
пажем 8 и 12 чел применяются оболочки
объемом от 4, до 15 тыс м3
Старт Т а проводится при скорости ветра
не более 4 м/с Наполнение осуществляется
558 ТЕПЛОВОЙ
с помощью передвижных воздуходувок Для
наполнения и снаряжения Т а обычно тре
буется 8— 10 мин Т а с оболочкой объемом
1700 м3 готовит к старту команда из 2—3
чел а с оболочкой объемом до 2700 м3 —
3—5 чел	Р В Пятышев
ТЕПЛОВОЙ ПОТОК количество теплоты,
переносимое через к л пов-сть в процессе
теплообмена Характеризуется плотное
тью Т п, к рая представляет собой отно
шение количества теплоты, перенесённой че-
рез пов сть, к интервалу времени, за к рый
этот неренос осуществлён, и площади этой
пов-сти
При полете ЛА в атмосфере с большими
сверхзвук и гиперзвук скоростями прнле
гаюшне слои газа нагреваются нз за' виутр
трения и сжатия в ударных волнах, что вызы-
вает теплопередачу от газа к пов сти ЛА
Передача теплоты осуществляется коивек
цией и теплопроводностью, а при скоростях
полета порядка второй космич скорости и
выше — также и излучением (см Аэродина
мическое нагревание) Т п тем больше, чем
больше скорость ЛА и плотность газа в ат-
мосфере Напр , при скорости ЛА 1500 м/с
на выс 40 000 м плотность Т п к пов стн
крыла на расстоянии 1 м от передней кромки
при ламинарном течении может достигать
50 кВт/м® Переход ламинарного течения в
турбулентное приводит к увеличению Т п в
иеск раз Шероховатость пов-сти также вы
зывает увеличение Т п Хим природа мате
риала, из к рого изготовлена или к рым по
крыта пов сть ЛА, не влияет иа значение
Т п при скорости ЛА приблизительно до
3000 м/с При больших скоростях полета, ког
да воздух в пограничном слое частично дис-
социирован, хим природа материала оказы-
вает влияние на скорость рекомбинации ионов
у пов-сти тела и кол-во выделяющейся при
этом теплоты Путем использования материя
ла не являющегося катализатором, Т п
может быть уменьшен при благоприятных
условиях приблизительно в два раза
Лит Основы тепюпередачи в авиационной и
ракегно космической технике под pi. 1 В К Кошки
на VI )97г>	В Я боровой
ТЕПЛОВЫЕ ИЗМЕРЕНИЯ в аэродина
мическом эксперименте — измерения
темп ры конструкции ЛА (его модели) и
темп-ры окружающей его газовой среды, а
также теплового потока, поступающего на
пов сть ЛА
Для измерений темп ры конструкции при
меняются термоэлектрнч термометры (тер
мопары) и термометры сопротивления, а так
же приборы, принцип действия к-рых осно
ван на регистрации теплового излучения
пов стн (Оптич и фотоэлектрич пирометры
тепловизоры - телевнз системы, приёмные
электронно лучевые трубки к рых чувствн
тельны к тепловому излучению) При Т и га
зового потока обычно измеряют температуру
торможения с помощью термопары, заклю-
ченной в камеру с небольшим протоком газа
(камеру торможения) О плотности теплового
потока от газа к пов сти Ла (модели) обычно
судят по скорости изменения темп-ры соот
ветствующего участка пов сти ЛА (модели)
При этом темп ра пов-сти определяется дис
кретными измерителями темп-ры (термопа-
рами) или с помощью т н панорамных мето-
дов Термопары используются в составе «тон
ких стенок» (металлич стенка модели тол
шиной от 0,1 до 1 мм, к к рой приварены
термопары —до 1000 шт , применяются прн
исследовании в аэродинамич трубах) и кало
риметров (металлич диск, теплоизолнров от
остальной конструкции ЛА, к к-рому присо
едииена термопара, используются при лет
ных исследованиях ЛА) При панорамных
методах (применяются при исследованиях в
аэродинамич трубах) темп ра пов-сти модели
определяется с помощью тепловизоров или
путём нанесения на пов сть термоиндикатор
ных покрытий — тонких слоев а ва, резко из
меняющего цвет или др оптич хар ки при
известной темп ре Линия, на к рой изменя-
ется цвет пов сти, является линией пост зна
чения темп ры (теплового потока) Переме
щение линии по пов-сти модели регистрирует-
ся кинокамерой, плотность теплового потока
определяют по скорости её перемещения
Лит Петунии А Н, Измерение параметров
газового потока (Приборы ля измерения дав тении
температуры и скорости) М 1974 Преображен
скин В П Тепютехнические измерения и приборы
3 изд И 1978	В Я Боровой
ТЕПЛОЗАЩИТНЫЕ МАТЕРИАЛЫ в
авиастроении — конструкц материалы,
применяемые в качестве пассивного средства
защиты к л пов сти ЛА или др элемен-
тов конструкций от аэродинамического нагре-
вания илн воздействия горячего газового по-
тока Различают 3 осн типа Т м абляцион-
ные материалы, материалы с высокой эро
знойной стойкостью и теплопоглощающей
способностью, неразрушающнеся материалы
с низкой теплопроводностью и высокой из-
лучат способностью
В авнац технике в качестве Т м обычно
используют высокопрочные керамнч или ор
ганич материалы с наполнителями Наибо
лее распространены абляц Т м (см Абля-
ция) Осн абляц Т м — графит, феноль
ный стеклопластик, силикат циркония Кон
струкц Т м с высокой эрозионной стой
костью эффективны, если они обладают вы
сокой теплопоглощающей способностью, оце-
ниваемой по общему кол-ву теплоты, затра-
чиваемой на нагревание материала до темп
ры плавления Наиболее эрозионностойкнми
являются углеродсодержащие Тми вольф-
рам, применяемые в авиац -космич технике,
напр для изготовления вкладышей сопел
РДТТ Неразрушающнеся Т м с низкой теп-
лопроводностью и высокой излучат способ
ностью относятся к многократно используе
мым средствам пассивной защиты Так, Т м
на основе кварцевых волокон с эрозионно-
стойким покрытием, содержащим кварц и
борид кремния, имеющий плотность 150—
250 кг/м3, теплопроводность менее 0,1
Вт/(м-°С), степень черноты не менее 0,9,
способен десятки часов работать при
темп-ре до 1250 °C Рабочая темп ра Т м
многоразового использования на основе эле
ментоорганич связующих и неорганич на
полнителей при плотности че более 1640
кг/м3 не превышает 1000 °C
Лит Полежаев Ю В Юревич Ф Ь, Гепло
вая защита М ]976 Фахрутдинов И X Ракет
ные двитатели твердого топлива М 1981
Э К Кондрашов, В А Устинов
ТЕПЛОИЗОЛЯЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ в
авиастроении В авиац технике широко
применяются лёгкие Т м преим волокнистой
структуры (см Волокнистые материалы), т к
помимо малой теплопроводности они имеют
малую плотность, технологичны, долговечны,
биостойкн, негорючи Для теплоизоляции ис-
пользуются также эластичные и жёсткие пе-
нопласты замкнуто-ячеистой структуры (см
Пеноматериалы) Для защиты теплоизоляции
от влаги и механич повреждений применяют-
ся облицовочные ткани с водонепроницаемы
ми покрытиями, металлич фольга, лакокра-
сочные покрытия
По структуре Т м можно разделить на
лёгкие (рыхловолокннстые), тканые (холе
ты), стёганые маты, нетканые полотна, фор-
мованные плиты и изделия, шнуры Волок
нистые Т м имеют сообщающиеся поры и
обладают хорошими звукопоглощающими
свойствами, поэтому широко используются в
технике и как звукопоглощающие материалы
На самолётах и вертолетах в качестве тепло
звукоизоляц материалов применяются гл
обр самые лёгкие (рыхловолокннстые) Т м
с плотностью 10—25 кг/м3 В Г Набатов
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ТЕПЛОПЕЛ ЕНГАТОР— устройство на бор
ту ЛА для определения направления на к -л
объект (цель) по его тепловому (инфракрас
ному) излучению Различают Т обзорные,
следящие и обзорно-следящне, автономные
и входящие в состав тепловизионных систем,
оптич локаторов и т д По конкретному
назначению бывают Т возд целей, Т назем
ных объектов и т д
Тепловое излучение испускается всеми те
ламн при любых темп-pax, отличных от аб-
солютного нуля Интенсивность и спектр из
лучения, дошедшего до Т , определяются аг
регатным состоянием, темп рой и коэф из-
лучения объектов, а также хар ками погло
щения и рассеяния излучения в атмосфере
Оптич система Т собирает излучение от
объектов и направляет его на приемник, пре--
образующий ПК излучение в электрич сиг-
нал В результате формируется мгновенное
поле зрения (одно нли многодиаграммное
в соответствии с числом чувствит площа-
док приёмника) Система отклонения мгно-
венного поля зрения (оптико механич , акус
тооптнч и др ) обеспечивает стабилизацию и
угловые перемещения поля зрения, а также
сканирование (просмотр) поля обзора Перед
тем как попасть на приемник, излучение мо
жет проходить через оптнч модулятор, к-рый
осуществляет пространств фильтрацию оп-
тнч изображения и кодирование ннформа
ции, позволяющее определить направление
на цель Для уменьшения уровня шумов в
электрич сигнале применяется устройство ох
лаждения Электрич сигнал приёмника по-
ступает в схему обработки сигнала, к рая
обеспечивает приём н усиление сигнала в по
лосе частот, соответствующей частоте Оптич
модуляции, извлечение из сигнала информа-
ции о положении цели и передачу её на
индикатор и в обратную связь контура сле-
жения за целью
Лит Лазарев Л П Оптико электронные при
боры систем управления летательными аппаратами
4 изд, И 1984 Госсорг Ж Инфракрасная тер
мография пер с франц М 1988 К В Сбросов
ТЕПЛОПРОЧНОСТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ —
эксперим исследование тепловой прочнос-
ти натурной конструкции ЛА в лаб уело
виях, при к-ром воспроизводятся наиболее
опасные возможные в эксплуатации комби-
нации температурных полей в испытываемой
конструкции и действующих на ЛА нагру
зок для определения реакций конструкции
на эти воздействия Результаты Т и служат
осн критерием прн оценке несущей способ
ности н ресурса конструкции ЛА, а также,
наряду с расчётными данными, используются
для выявления её напряженно-деформиро-
ванного состояния и слабых мест, требую-
щих усиления Т и проводятся с сер 50 х гг
в связи с резко возросшими скоростями
полётов, вызывающими аэродинамическое
нагревание пов-стей ЛА
При Т и натурную конструкцию ЛА синх
ронно нагревают и нагружают по разрабо-
танным программам, доводя в заданный мо-
мент времени нагрузку до значения, прн к ром
наступает разрушение конструкции Исполь
зуемые при Т и средства нагружения отли-
чаются от применяемых при статических ис
пытаниях тем, что все устройства, попадаю-
щие в зону высоких темп-р, выполняются
из жаропрочных материалов или имеют теп
лонзоляцню Программное нагревание испы-
тываемой конструкции обычно осуществляют
при помощи ИК нагревателей с излучате
лями в виде трубчатых кварцевых ламп на
калнвания или тонкостенных элементов из
жаростойких сплавов, напр нихрома Для
предотвращения рассеивания лучистой энер
гни нагреватели оборудуются либо рефлек
торами нз алюминия или его сплавов, либо
экранами из термостойкой пористой кера-
мики ИК нагреватель с кварцевыми лам-
пами может длительно работать при гемп-ре
испытываемой конструкции до 1400 К В нейт-
ральной среде или вакууме применяют гра
фитовые излучатели в виде пластин, трубок
н спиралей, к рые обеспечивают нагревание
конструкций до 2000 К Иногда для нагре
вания конструкции используют поток горя
чего газа Программное охлаждение испыты-
ваемой конструкции производят, обдувая ее
пов-сть потоком или струями воздуха Низкие
темп-ры н высокие скорости охлаждения по
лучают, впрыскивая в воздух жидкий азот
Контроль за воспроизведением внеш воз-
действий на испытываемую конструкцию и
определение ее реакций осуществляют путем
измерения темп-ры, плотности лучистых по
токов, усилий, давлений, прогибов и относит
деформаций В качестве первичных преобра
зователей, число к рых может превосходить
10 000, наиболее распространены термопары
и тензорезисторы (см Тензометрия) Т и
проводятся в залах или вакуумных каналах,
оборудованных гидравлич системой нагру
женин, тиристорными регуляторами напряже-
ния (число их может достигать 500, а общая
мощность 40 МВт), системой охлаждения
сжатым воздухом (иногда с впрыском в него
жидкого азота) и т д Сбор и обработку
эксперим данных производят быстродейст-
вующие измерительно информац системы с
ЭВМ Для управления быстрым програм
мным нагреванием и нагружением сложной
натурной конструкции ЛА используют много
канальные САУ, имеющие иногда до 250 ка-
налов независимого программного нагруже-
ния и до 500 каналов нагревания
А Н Баранов
ТЕПЛОТА СГОРАНИЯ топлива — коли
чество теплоты, выделяющейся прн полном
сгорании топлива Т с, отнесенная к едннн
це массы топлива, наз массовой, Т с, отне
сённая к единице объёма,— объёмной Т с ,
нлн энергоемкостью Различают высшую н
низшую Т с топлива Высшая Т с опре
деляется с учетом теплоты фазовых прев
ращений продуктов Сгорания при их охлаж-
дении до 20 °C, низшая — без учёта этой теп-
лоты Напр , прн подсчёте низшей Т с угле
водородных топлив нз кол ва теплоты, выде-
лившейся при полном сгорании топлива, вы-
читается теплота, затрачиваемая на испа
рение воды, содержавшейся в топливе до его
рання и образовавшейся прн сгорании Раз-
ница между высшей и низшей Т с нефте
продуктов составляет 5—10% Обычно для
теплотехн расчётов и сравнит оценки топлив
пользуются низшей Т с
Т с определяет требуемый запас топлива
на борту ЛА для выполнения полётного за-
дания Чем выше Т с , тем меньше топлива
требуется для заправки самолёта (вертоле
та) Это особенно важно в тех случаях, когда
трудно разместить на самолете баки требуе-
мой вместимости (высокоскоростные самоле-
ты, самолёты, рассчитанные на большую
дальность полёта) Фактич значения низшей
массовой Т с авиац бензинов 43,4—43,8
МДж/кг (10 350—10 450 ккал/кг), реактив-
ных топлив 43—43,4 МДж/кг (10 250—10 350
ккал/кг) Из горючих в в наибольшей мае
совой Т с обладает водород Его высшая
Т с 144 МДж/кг (34 500 ккал/кг), низшая—
119 МДж/кг (28 550 ккал/кг)
Из отечеств стандартных реактивных топ-
лив (см Топливо авиационное) наибольшей
объемной Т с обладает топливо Т-6— 36,1
МДж/л (8650 ккал/л) Это на 7—8% больше,
чем у массового реактивного топлива ТС 1,
и на 12—13% больше, чем у авиац бензн
нов Объёмная Т с реактивных топлив может
быть значительно повышена введением в них
порошкообразных металлов (бор, алюминий
и др ) Напр , прн содержании в топливе
типа РТ 50% бора (по массе) объёмная
Т с смеси составляет 61,3 МДж/л (14 650
ккал/л) Для предотвращения расслоения
смесевого топлива с осаждением порошка
металла в топливо должна вводиться стаби
лизирующая присадка, превращающая смесь
в устойчивую суспензию Разработка суспен
знойных топлив для авиации — перспектив
ное нвправление повышения энергоёмкости
топлив	Е П Федоров
«ТЕРКИШ ЭРЛАЙНС» (THY Turkish Airli-
nes, Turk Hava Yollan AO)— нац авиаком-
пания Турции Осн в 1933 под назв
«Девлет Хава Йолла-
ри», совр назв с 1956
Осуществляет перевоз
ки на внутр авиа-
линиях, а также в
страны Европы, Бл и
Дальнего Востока, Сев
Африки В 1989 пере-
везла 4,2 млн пасс,
пассажирооборот 5,05
парк 35 самолетов
млрд п-км Авиац
ТЕР-МАРКАРЯН Арутюн Мкртчян (1903—
90) — сов организатор авиац пром-сти,
проф (1953), канд техн наук (1948) После
окончания МВТУ в 1926 работал ннж конст-
руктором, нач конструкторского отдела, нач
пронз-ва, гл ннж авиац з да № 22 в Москве
В 1937—39 — директор и нач стр-ва авнац
з да в Комсомольске-на-Амуре Принимал
участие в организации перелёта в США
В П Чкалова, А В Белякова, Г Ф Байдуко-
ва, а также розыска самолёта В С Гризоду-
бовой, П Д Осипенко, М Д Расковой В
1940—41 — гл инж Саратовского и Ново-
сибирского авиац з-дов, в 1941—57—нач
гл управления МАП СССР, затем (до
1967) —зам нач отдела в Госплане СССР
С 1941 преподавал в МАИ Принимал учас-
тие в освоении произ-ва мн самолётов А Н
Туполева, А С Яковлева, Н Н Поликарпо-
ва, А И Микояна, С В Ильюшина, П О Су-
хого и др , в организации вертолётостроения,
выплавки стали хромансиль, произ-ва возд
винтов изменяемого шага Гос пр СССР
(1946, 1950) Награждён 3 орденами Ленина,
орденами Отечеств войны 1-й степ , Трудово-
го Красного Знамени, медалями Портрет
см на стр 566
ТЕРМОБАРОКАМЕРА (от греч Шёгтё —
тепло и барокамера) — камера, в к рой прн
испытаниях авиац двигателей и их элемен-
тов воспроизводятся давление и темп-pa воз-
духа, соответствующие полетным условиям
Т — рабочая часть испытат стенда, в к-рой
размещается объект испытаний Для работы
Т необходима мощная компрессорно-эксгау-
стерная станция, обеспечивающая Т необхо-
димым кол-вом воздуха с давлениями, соот-
ветствующими сочетаниям заданных значе-
нии скорости н высоты полёта Для обеспе-
чения необходимой температуры торможения
применяются воздухоподогреватели или хо-
лодильно-осушит станции
Для испытаний авиац двигателей по пара-
метрам торможения, т е при давлении и
темп ре на входе в двигатель, соответствую-
щих полётным условиям, наиболее распрост-
ранены Т с присоединённым трубопроводом
на входе (см рис ) Двигатель 1 С присое
www.vokb-la.spb.ru -	559
динённым трубопроводом 2 устанавливается
на силоизмерит. устройстве 3. Воздух с за-
данными давлением и темп-рой поступает к
двигателю нз успокоит, камеры 4 через плав-
ный входной коллектор 5, стыковка к-рого с
присоединённым трубопроводом осуществ-
ляется с помощью эластичного уплотнения
6. В присоединённом трубопроводе может
размещаться устройство для измерения рас-
хода воздуха на входе в двигатель. Через
патрубок 7 в Т. подаётся воздух для под-
держания заданной темп-ры. При отсосе вы-
сокотемпературных газов через выпускной
трубопровод 9 внутри Т. создаётся давление,
соответствующее имитируемой высоте испы-
таний. Т. может быть снабжена противо-
взрывными предохранит, клапанами 8.
Т- может служить рабочей частью аэро-
динамич. стенда для испытаний силовой ус-
тановки в условиях обдува воздухозаборни-
ка до- нли сверхзвук, потоком воздуха. При
этом силовая установка размещается в Т.,
а на входе в Т. устанавливается аэродина-
мич. сопло. Т. широко используется для вос-
произведения климатич. условий при испыта-
ниях авиац. двигателей. А. Н. Тимошин
ТЕРМОСТАБЙЛЫЮСТЬ ТОПЛИВА —ус-
тойчивость топлива к хим. превращениям при
повыш. темп-pax. Для топлива авиационно-
го под Т. т. понимают устойчивость к образо-
ванию осадков, смол, гидропероксидов, га-
зообразных углеводородов и др. продуктов
термоокнсления и термодеструкции, приводя-
щих к нарушению нормальной работы топ-
ливной системы ЛА. От Т. т. зависит допус-
тимый уровень нагревания топлива в топлив-
ных системах. Из отечеств, авиационных
топлив наименее термостабильны топлива,
получаемые прямой перегонкой нефти: Т-1,
ТС-1, Т-2. В их составе содержатся природ-
ные гетероатомные соединения, к-рые легко
окисляются растворённым в топливе кисло-
родом уже при темп-рах 100—120 °C с обра-
зованием осадков и смолистых соединений.
Поэтому указанные топлива не применяют-
ся на ЛА с темп-рами топлива в системах вы-
ше 120 °C. Более термостабильны топлива
PT, Т-6, Т-8В.
Для предотвращения образования в гидро-
очищенных топливах гидропероксидов, ак-
тивных радикалов — продуктов термоокнсле-
иня, агрессивных к уплотнит, материалам
топливных систем,— эти топлива дополни-
тельно стабилизируют антиокислит. присад-
ками. При надёжной стабилизации гидро-
очищенные топлива могут нагреваться в топ-
ливных системах до темп-р начала интенсив-
ной термодеструкции (350°С и выше в зави-
симости от времени нахождения в зоне нагре-
ва и контактирующих материалов).
Г. И Ковалев
ТЕХНИЧЕСКАЯ ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА —
расстояние, к-рое ЛА может пролететь от
взлёта до посадки в условиях стандартной ат-
мосферы (см. Международная стандартная
атмосфера) без ветра, с максимально воз-
можной выработкой топлива и с нагрузкой,
обусловленной техн, требованиями.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ДИАГНОСТИКА состоя
ния Л А — установление и изучение призна-
ков, характеризующих наличие дефектов в
ЛА (его системах, силовых установках, бор-
товом оборудовании), для определения его
техн, состояния, характера и причин нару-
шения нормального функционирования, вы-
явления мест зозникновеиия и закономернос-
тей развития повреждений и отказов ЛА.
Т. д. как раздел авиац. науки разрабатыва-
ет принципы и методы исследований и про-
гнозирования техн, состояния ЛА, примене-
ния системы сбора полётной информации.
бортовых и наземных средств контроля, а так-
же днагностич. алгоритмы (проверки и поис-
ка). При диагностировании техн, сос-
тояния ЛА используются оперативная и на-
капливаемая в бортовом накопителе инфор-
мация, программно-матем обеспечение, реа-
лизующее днагностич. алгоритмы.
На стадии проектирования ЛА принципы
Т. д. осуществляются путём реализации тре-
бований к контролепригодности, включая вы-
бор днагностич. средств и параметров. При
испытаниях авиационной техники оценивает-
ся эффективность днагностич. средств для за-
данных условий и режимов полёта. При техн,
обслуживании ЛА в процессе эксплуатации
авиационной техники используются создан-
ные днагностич. средства и на основе анализа
полученной информации определяется фак-
тич. техн, состояние ЛА.
Применение Т. д. способствует повышению
безопасности и эффективности полётов, сни-
жению трудозатрат на техн, обслуживание
и переходу к эксплуатации ЛА по фактич-
состоянию.	В	В. Косточкин
ТЕХНИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ — скорость по-
лёта, определяемая как отношение расстоя-
ния между пунктами вылета и посадки к
интервалу времени от начала разбега ЛА
на взлёте и до окончания пробега на по-
садке. При составлении расписаний учиты-
вается также время рулений перед разбе-
гом и после пробега.
ТЕХНИЧЕСКИЙ КОНТРОЛЬ в авиаст-
роении — совокупность работ по контролю
количеств, и качеств, хар-к свойств продук-
ции или технол. процесса, от к-рого зави-
сит качество продукции, с Целью обеспече-
х
цзл
Лаборатории по видам испытаний
Метрологическая служба
Лаборатории по видам измерений
Отдел
технического контроля
Лабораторный центр контроля
“ приборов, систем, оборудования
Схема технического контроля на авиационном заводе ЦЗЛ — центральная заводская лаборатория.
КИС — контрольно-испытательная станция, ЛИС — лётво-испытательная Станция.
ния установленного техн требованиями каче-
ства, эксплуатац. надёжности и долговечнос-
ти изделий авнац. техники. Т. к. включает:
1) входной контроль продукции предприя-
тий-поставщиков— материалов, полуфабри-
катов и комплектующих готовых изделий;
2) операц. контроль на разных стадиях из-
готовления деталей,узлов и изделий;3) конт-
роль технол. процесса, включая контроль за
состоянием технол. оборудования, оснастки
и т- п.; 4) приёмочный контроль готовой
Продукции, по результатам к-рого принима-
ется решение о её годности к поставке и
использованию. Т. к. состоит из контрольных
операций и испытаний, весьма разнообразных
по составу, содержанию, исполнителям, месту
и времени исполнения, степени сложности
изделий, характеру технол. процесса (см.
рис.). Особенности Т. к. в авиастроении: вы-
сокие требования к надёжности изделий; не-
обходимость сплошного контроля на всех
этапах произ-ва, в т. ч. после каждой сбороч-
ной, монтажной, регулировочной операции;
большой объём работ по контролю правиль-
ности функционирования и работоспособнос-
ти изделий при наземных и лётных испы-
таниях; большое число различных по физ.
природе контролируемых параметров и хар-к,
измерение к-рых необходимо выполнять с вы-
сокой достоверностью и точностью; большой
уд. вес контрольно-испытат. работ в общей
трудоёмкости и цикле произ-ва продукции.
В авиастроении широко применяются физ.
методы неразрушающего контроля с исполь-
зованием ионизирующих излучений, УЗ коле-
баний, электромагн. полей и др. физ. явле-
ний (см. Дефектоскопия), спец, измерит, при-
боры, устройства, установки и контрольно-
нспытат. стенды, автоматнзир. информац.-
измерит, системы, обеспечивающие сокраще-
ние трудоёмкости и возможность контроля
работоспособности агрегатов, двигателей,
бортовых систем ЛА на режимах работы и в
условиях, приближённых к эксплуатацион-
ным.
Важное значение имеет метрология, обес-
печение авнац. произ-ва, включающее сово-
купность мер по обеспечению единства, до-
стоверности и требуемой точности измерений,
анализа состояния, совершенствования н
эффективного использования измерит, и конт-
рольно-испытат. средств. С В. Румянцев
ТЕХНЙЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ И РЕ-
МОНТ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ ПО СО-
СТОЯНИЮ. При техн, эксплуатации до пре-
дотказного состояния выполняется техн, об-
служивание (ТО) с контролем параметров
и ремонт после замены изделий по техн, сос-
тоянию, при техн, эксплуатации до безопас-
ного отказа — ТО с контролем уровня на-
дёжности н ремонт после отказа изделия.
При ТО с контролем параметров в экс-
плуатац. документации устанавливается пре-
дотказное значение параметра, определяю-
щего техн, состояние того или иного изделия
авиац. техники; при достижении этого значе-
ния параметра изделие считается неисправ-
ным и требующим проведения операций ТО
или ремонта. Этот вид ТО применяется для
изделий, обладающих достаточной контроле-
пригодностью, отказы к-рых влияют на без-
560 ТЕРМОСТАБИЛЬНОСТЬ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
опасность и регулярность полётов, а значе
ния наработок до отказа имеют существ
разброс, позволяет обеспечить безопасность
полетов за счёт раннего, до наступления от
каза, обнаружения дефектов и повысить экон
эффективность эксплуатации путём макси-
мально возможного использования работо-
способности каждого изделия
При ТО с контролем уровня надежности
операции ТО назначаются после отказа из-
делия По результатам контроля уровня на
дежности парка изделий применяются меры
по повышению их надёжности Этот вид ТО
предусмотрен для изделий, отказы к рых не-
посредственно не влияют на безопасность
полётов, а значения наработок до отказа
имеют существ разброс, обеспечивает высо-
кую экон эффективность эксплуатации за
счёт полного использования работоспособ-
ности каждого изделия
Ремонт по техн состоянию предусматри-
вает восстановление исправности изделия,
нарушение к-рой случайно во времени и оп
ределяется Диагностированием изделия при
поступлении его на ремонтное пр-тие Пре
дупредит восстановление ресурса произво
дится только для «слабых» (с точки зре
ния надёжности) составных частей изделия
См также ст Техническая диагностика Экс-
плуатация авиационной техники
В Е Квитка
ТЕХНОЛОГИЧНОСТЬ КОНСТРУКЦИИ ле-
тательного аппарата — совокупность
свойств конструкции с заданными эксплуа-
тац хар-ками, обеспечивающих наименьшие
затраты при ее произ-ве, техн обслужива
нии (ТО) и ремонте ЛА Различают про
изводств и эксплуатационную технологич-
ность При создании ЛА возможна разработ
ка разл вариантов конструкции, полностью
удовлетворяющих заданным техн требова
ниям, но не равнозначных по затратам иа
произ-во и эксплуатацию Оптимальная Т к
зависит от используемых материалов, спосо
бов изготовления деталей, методов сборки
узлов, отсеков и агрегатов, монтажа и конт-
роля бортовых систем
Т к является одной из осн хар к ЛА, к-рая
должна быть обеспечена при его проектиро-
вании наряду с такими хар-ками, как мас-
са, надежность, ресурс и Др При этом учи
тывают взаимосвязь всех параметров кон
струкции, так как в ряде случаев улучше-
ние к -л одного параметра может привести
к ухудшению другого илн нескольких нз них
Напр, уменьшение массы конструкции ЛА
достигается применением высокопрочных ма-
териалов, однако они трудно поддаются об
работке и имеют высокую стоимость, в то вре
мя как одно из осн требований Т к — при-
менение дешёвых и легкообрабатываемых ма-
териалов Противоречивость требований к
конструкции ЛА вызывает необходимость по
иска приемлемых компромиссных решений на
основе анализа разл вариантов При произ-
ве одной и той же составной части ЛА
также возможны неск вариантов технол про
цессов, каждый из к-рых может полностью
удовлетворять требованиям чертежей и техн
условий, но существенно отличаться по про
изводств затратам Выбор технол процессов
в значит мере определяется производств ус-
ловиями, типом произ-ва (единичное, серий
ное и т д )
Для объективной оценки Т к разл вариан-
тов необходимо сравнение экон показателей
технол процессов изготовления, ТО и ремон-
та ЛА с учётом суммарных затрат на всех
этих стадиях Увеличение затрат на одних
стадиях может значительно уменьшить затра
ты на других и снизить общие затраты на
изготовление и эксплуатацию ЛА Оценку
вариантов конструкции желательно прово
дить на всех стадиях жизненного цикла из
делий авнац техники Особенно важна н не-
36 Авиация
обходима оценка Т к на ранней стадии
проектирования, когда определяется общая
компоновка ЛА
На всех стадиях Проектирования, изготов
ления и эксплуатации ЛА может применяться
метод качеств оценки Т к Осн содержа
ине этого метода, используемого конструк
торами и технологами,— выявление соответ
Ствия конструктивного оформления состав-
ных частей ЛА требованиям технол процес
сов их изготовления, ТО и ремонта Однако
качеств оценка Т к имеет ряд недостатков —
субъективность, односторонность оценок спе
циалистов разл профиля и т д
Поэтому применяют также методы колн
честв оценки разл вариантов конструкции,
осн содержанием к-рых являются расчет
я сравнение показателей Т к К этим методам
относятся метод экспертных оценок, аиалого
вый метод, метод структурных показателей
и аналитич метод Экспертная оценка Т к
производится на основании сравнения конст
руктивных особенностей нового и ранее вы
пускавшегося ЛА При аналоговом методе
оценку Т к проводят по показателям из-
делия аналога, внося необходимые корректи
вы Для уточнения оценки Т к проводят
расчёт показателей Т к по ф лам, учиты
вающим их зависимость от к л определяю-
щего параметра конструкции, иапр от ее
массы При оценке Т к методом структурных
показателей рассчитывают коэф , учитываю-
щие унификацию и стандартизацию деталей,
преемственность составных частей, свойства
используемых материалов, точность обработ
ки, объем применения разл технол процес-
сов и др факторы
Перспективным является аналитич метод
оценки Т к , базирующийся на сравнении
объективных показателей, полученных на ос
нове матем моделирования конструкции сос
тавных частей ЛА и технологии их изготовле
ния, ТО и ремонта Для каждого варианта
конструкции детали, узла, секции, отсека и
агрегата ЛА с помощью матем модели вы-
бирается оптимальный вариант технол про-
цесса, а также производится расчет объек
тивиых показателей Т к Окончательный ва
риант конструкции выбирается на основе
сравнения объективных показателей Т к
каждого варианта В качестве объективных
показателей Т к используют себестоимость
и трудоемкость произ ва, ТО и ремонта из
делий, материалоемкость, суммарные затраты
времени на произ во (производств цикл),
ТО (цикл обслуживания) и ремонт (ремонт-
ный цикл) изделий авиац техники
П В Белянин М Е Уланов
ТЕХНОЛОГИЯ АВИАСТРОЕНИЯ — об-
ласть технологии машиностроения, включаю
щая процессы, методы, способы и техн сред
ства изготовления изделий авиац техники
В иач период развития авиаи техники
Т а располагала огранич средствами, к-рые
определяли характер технол процессов при
создании ЛА, изготовлявшихся в основном из
дерев деталей с использованием полотняной
обшивки В заготовит произ ве преобладали
деревообрабатывающие операции, на сборке
применялось гл обр склеивание деталей ор-
гаиич клеями Подавляющее большинство
операций производилось вручную, сборка уз
лов и агрегатов — без спец приспособлю
ний с подгонкой деталей по месту сопряже-
ния По мере увеличения в планёре числа
металлич деталей стала применяться обра
ботка металлов резанием, в основном точе
ние, сверление и фрезерование на универе
оборудовании, совершенствовались слесар
но сборочные работы
В 20-е гг с началом создания цельиоме
таллич самолётов появились новые техноло
гич операции изготовление деталей нз ме-
таллич листов, профилей и труб, а также
новые виды соединений, в т ч неразъем-
ных — ручная клёпка и ручная кислородио-
ацетилеиовая сварка Для получения плоских
металлич деталей разработаны методы раск
роя листовых заготовок, штамповки и прес-
сования При сборке узлов и агрегатов нашли
применение спец приспособления В 30-е гг
интенсивно развивались специфич для авнац
пром сти технология процессы и техн сред-
ства оснащения произ ва, в т ч процессы
механизир потайной клёпки
Сокращению сроков освоения новой авиац
техники способствовало внедрение типизации
технол операций и процессов, стандартиза
ции элементов технол оснастки и инструмен
та Трудоемкие ручные операции постепенно
заменены механизированными изготовление
деталей из листов и профилей на молотах
и прессах, клепка пневмомолотками, а также
с использованием переносных и стационарных
прессов, выполнение сварных соединений
электроду говой, атом но-водородной и элект
роконтактной сваркой Для увязки геом па
раметров составных частей ЛА (агрегатов),
аэродинамич обводы к-рых Стали более
сложными был разработай плазово-шаблон-
ный метод Значительное увеличение выпус-
ка самолётов в период Вел Отечеств войны
потребовало расширения механизации тех
иол процессов, применения поточной и по
точно-конвейерной сборки ЛА и авиац дви-
гателей В послевоен годы в связи с созда
нием реактивной техники для технол обеспе-
чения произ ва разработаны новые техн
средства и технол процессы изготовления
заготовок, деталей, узлов и агрегатов ЛА
К ним относятся получение заготовок круп-
ногабаритных тонкостенных деталей (напр ,
панелей из алюм сплавов) литьем способом
выжимания, корпусных деталей из алюм и
магниевых сплавов литьем под низким дав
леиием, деталей из жаропрочных н магние-
вых сплавов штамповкой на молотах и прес
сах, изготовление деталей из листов и про-
филей методами группового раскроя листо-
вых заготовок на копировально-фрезерных
станках, получение обшивок ЛА одинарной
и двойной кривизны гибкой, прокаткой, об
тяжкой или обтяжкой с растяжением, листо-
вых деталей сложных форм вытяжкой, бес-
шовных тонкостенных оболочек пост и перем
толщины с оребрением раскаткой и выдавай
ваиием. корпусных деталей кольцевой обтяж-
кой разжимными пуансонами, гибкой или
гибкой с растяжением В области обработки
деталей резанием разработаны и освоены та-
кие процессы, как контурное фрезерование
длинномерных деталей (поясов лонжеронов,
стрингеров и поясов балок) перем сечения
на специализиров станках со следящими ко-
пировальными устройствами, фрезерование
сложных силовых деталей на копировальных
стайках с гидравлнч следящим приводом, об
работка профиля пера замковой части и
кромок лопаток газотурбинных двигателей
на копировальных фрезерных, шлифовальных
н доводочных станках обработка деталей
из жаропрочных сплавов и высокопроч-
ных сталей с интенсификацией режимов ре
зания
Разл способами сварки обеспечиваются
сварные соединения Ручной и автоматич
аргоно дуговой сваркой соединяют элементы
деталей из сталей и легких сплавов, авто-
матич сваркой в среде защитных газов —
стальные изделия, полуавтоматич и автома-
тич сваркой под флюсом — детали из сталей,
импульсной сваркой — тонкие оболочки,
сильфоны и гибкие металлич рукава меха-
ннзиров контактной точечной и роликовой
сваркой — разл элементы листовых загото-
вок, термоимпульсиой и УЗ сваркой — по-
лимерные материалы
Для выполнения сборочно-клепальных
работ созданы и освоены разл способы мон-
тажа сборочной оснастки из нормалнзов эле
Самолёт	561
www.vokb-la.spb.ru -
ментов с использованием плазкондукторов и
инструментальных стендов, приёмы сборки
узлов, секций отсеков и агрегатов ЛА по
сборочным и базовым отверстиям Получило
распространение механизиров сверление и
зенкование отверстий под заклепки и болты
полуавтоматнч групповая прессовая клепка
плоских каркасных узлов и панелей, освоено
выполнение высокоресурсных герметичных
заклепочных соединении
Дальнейшее интенсивное развитие Т а
связано с созданием сверхзвук самолетов,
пасс самолетов новых поколений, а также
с применением в авиастроении нержавеющих
высокопрочных сталей и титановых сплавов
Для техиол обеспечения произ ва ЛА раз
работаны такие процессы, как изготовление
деталей и моноблочных элементов конструк
ций на станках с числовым программным
управлением (ЧПУ), электро хим и электро
физ , электронно-лучевая и лазерная обра-
ботка, виброупрочнение пов-стей деталей
Продолжается совершенствование изготовле
ния детален и узлов из легких ив и жа
ропрочных сплавов
Развитие Т а в 80 е гг определялось
дальнейшим расширением номенклатуры из
делий авиац техники, повышением их экс
плуатап хар к Усложнение аэродинамич об-
водов ЛА, улучшение хар к ГТД, повышение
требовании к точности и качеству изютов
ления узлов и деталей потребовало расши
рения применения труднообрабатываемых
материалов в особенности титановых сила
вов и жаропрочных сталей В связи с увели
чением размеров самолетов и вертолетов воз-
росло применение монолитных крупногаба
ритных деталей (нервюр шпангоутов балок,
стенок) в т ч длиной до 30 м из высоко
прочных алюм сплавов (панелей крыла, поя-
сов лонжеронов и др ) Все в большем объеме
применяются сотовые клееные, сварные и
паяные конструкции, а также конструкции
с деталями из полимерных композиционных
материалов
Для технол обеспечения создания и се
рииного произ ва новой авиац техники совр
Т а располагает совокупностью процессов,
методов, способов и техн средств изютовле
ния разл видов заготовок, деталей узлов
и агрегатов на всех этапах произ-ва от заго-
товительною до отделочной обработки и
сборки В заготовительном произ
во детве применяются технологии, обеспе-
чивающие изготовление заготовок с высоки
ми и стабильными прочностными свойства
ми, с миним припусками на механич обра-
ботку и миним дополнит размерной обра
боткои поверхностей В области технологии
литья эта задача решается путем освоения
технол процессов точного стального и тита-
нового литья, в т ч литья под давлением
в вакууме, обеспечивающих повышение проч
ности и плотности отливок, процессов для
получения тонкостенных отливок, работаю-
щих в условиях высоких знакоперем нагру
зок, литья с использованием эффекта на
правд затвердевания расплава В кузне ч
н о-ш т а м п о в о ч н о м производстве вы
пуск точных заготовок из высокопрочных и
труднодеформируемых сталей, титановых и
др сплавов обеспечивается такими прогрес
сивными процессами, как малоокислит и без
окислит нагрев, нагрев с применением за
Шитно-смазочных покрытий, деформирование
иа высокоскоростных молотах, деформнрО’
ванне в изотермич условиях и условиях
сверхпласгичности, электровысадка, холод
ное выдавливание, высокоскоростная штам
повка горячее деформирование композиц и
порошковых материалов в условиях сверх
высокого (идростатич давления Для техно
логин заготовителько штамповочного произ
ва характерно получение сложных деталей
из труднодеформируемых материалов, внед-
562 ТЕХНОЛОГИЯ
рение процессов цластич деформирования
взамен процессов резания, а также сниже-
ние ручных доводочных работ в результате
изготовления деталей из листов, профильных
материалов и труб Специфические процессы
механической обработки деталей в
авиастроении включают фрезерование моно
литных панелей больших размеров, фрезеро
ванне сотовых заполнителей, изготовление
лопаток, валов и дисков газовых гурбин и
др процессы Механич обработка осуществ
ляется на спец и специализиров металло-
режущем оборудовании, часто с ЧПУ В кон
60-х гг получили распространение техноло
гич процессы размерного хим травления,
электрохим и электрофиз обработки Об
ласть их применения все более расширяется
Размерное химическое травление
применяется для обработки крупногабарит-
ных листовых деталей сложного профиля
(типа обшивок панелей), для удаления тон
ких слоев материала с пов сти деталей с
целью уменьшения их массы и шероховатости
и повышения точности, для получения кли
новых сечений деталей
Важное место в Т а снимает т е р м и ч е с-
кая обработка металлов Специфичной
для Т а является термообработка в защит-
ных средах и с применением высококонцент
риров источников нагрева, в т ч скоростная
электротермии обработка тонкостенных кор-
пусных деталей из высокопрочных сталей и
титановых сплавов, несимметричных сталь
ных изделий с большой толщиной стенок,
пов стей деталей и узлов, работающих в уело
виях ударного нагружения и износа При
изготовлении крупногабаритных сварных
конструкций из титановых сплавов применя-
ется термообработка в вакууме и аргоне,
совмещенная с термич правкой, с релакса
цией упругих напряжений Технология термо
обработки развивается в направлении совер-
шенствования методов упрочняющей обра
ботки крупногабаритных изделий, конструк
ций из высокопрочных материалов, создания
принципиально новых способов упрочнения,
обеспечивающих полную реализацию проч
ностных возможностей материалов
Упрочняющая обработка вТ а не-
обходима при изютовлении большой иомен
клатуры алюм , стальных и титановых де
талей, работающих в широком диапазоне
нагрузок и темп-р, а также для обеспечения
надежной работы контактирующих пов стей
подвижных и неподвижных соединении, в т ч
пов стен сквозных и глухих отверстии Ис-
пользуются разл методы поверхностного
цластич деформирования — пневмодина
мич , ударно барабанный, гидродробеструй
ный а также методы раскатывания, обкаты
вания, алмазною выглаживания, глубокого
пластич деформирования Совершенствова
ние упрочняющей обработки направлено на
повышение производительности оборудова-
ния и улучшение качества, одним из направ-
лении является применение программного уп
равления процессами
Сборка в общей трудоемкости изготов-
ления авиац техники составляет 40—50%
Заданную точность и взаимозаменяемость со
ставных частей ЛА обеспечивают методы
увязки геом параметров плазовые, эталон-
ные, программные Высокое качество сборки
частей ЛА, включающих крупногабаритные
детали, дает применение их предварит ком-
плектации Точность стыковки отсеков и аг
регатов и их взаимозаменяемость гаранти
руются обработкой отверстий и пов-стей
разъемов и стыков в разделочных стендах
Совершенствование технологии сборки на
правлено на сокращение подгоночных работ,
на повышение уровня механизации и авто-
матизации сборочных процессов, а также на
повышение точности и улучшение качества
аэродинамич пов стей ЛА
Для получения соединений элементов кон-
струкции ЛА наиболее широко применяются
установка болтов, разл способы клёпки и
сварки, пайка, склеивание Соединение об-
шивки с элементами каркаса и соединение
элементов каркаса выполняются клёпкой или
контактной сваркой Клёпка открытых кон
струкций типа плоских каркасных уэлов и
панелей ведется на стационарных прессах
и автоматах При сборке закрытых конст
рукций применяется ударная клепка пневма-
тич молотками, клепка переносными прес-
сами, соединение заклепками с односторон
ним подходом и безударная клёпка болтами
заклепками В технологии клепки наблюдает-
ся сокращение объема ударной клепки, в т ч
путем расширения области применения кон-
тактной сварки, односторонней прессовой и
автоматич клепки заклёпками стержнями с
одноврем образованием двух замыкающих
головок Сборка с применением сварки ха
рактерна для Т а При этом используются
высококонцентриров источники тепла, обес-
печивающие наименьшую зону термич влия-
ния и миним остаточные деформации К чне
лу этих процессов относятся электронно-
лучевая, плазменная и лазерная сварки
стальных и титановых деталей — обшивок,
оболочек, роторов, панелей, рам, балок, стоек
шасси, емкостей, отсеков и т д Плоские
каркасные узлы и панели фюзеляжа, а также
сотовые панели из титановых сплавов и жа-
ропрочных сталей изготовляются с приме-
нением точечной и роликовой сварки, а
кольцевые заготовки — контактной сваркой
на стыковых машинах В области технологии
получения сварных соединений осваиваются
способы сварки в твёрдой фазе (Диффузион-
ная, магнитно-импульсная, взрывом и др ),
а также методы снижения деформаций свар
ных конструкций Созданы первые гибкие ин
тегриров технологии и спец оборудование,
позволяющее на одном рабочем месте вы
поднять всю подготовку под сварку, сварку
и зональную термич обработку с контролем
качества Эффективным способом получения
неразъемных соединений деталей из высоко-
легированных жаропрочных сталей и титано
вых сплавов является высокотемпературная
пайка, применяемая при изготовлении уз-
лов ГТД, (камер сгорания турбин, компрессо-
ров высокого давления), панелей с сотовым
заполнителем и др узлов Технол процессы
склеивания применяются при сборке уз
лов и агрегатов с сотовыми заполнителями,
с гофровым заполнителем, при соединении
деталей из металла, стекла, резины, пласт-
масс, при креплении теплозащитных покры
тий Склеивание используется такям в ком
биниров соединениях (клеесварных клееклё-
паных, клееболтовых и др ) С помощью
склеивания осуществляется изготовление ло
пастей винтов вертолётов, обшивки и пане
лей фюзеляжа, панелей хвостовых частей
крыла и оперения, секций и панелей пред-
крылков, закрылков и тормозных щитков
В Т а значит объем работ связан с обес
печением герметизации разл узлов, топ-
ливных и возд отсеков, подвижных и непод-
вижных разъёмов агрегатов, клепаных и бол
товых соединений Совершенствование техно
логий склеивания и герметизации направлено
на повышение уровня механизации и автома
тизации процессов, на уменьшение массы
клеев и герметиков в изделиях, на повыше-
ние надежности и ресурса герметичных из-
делий При изготовлении узлов и составных
частей ЛА из полимерных композиц материа-
лов применяются методы намотки, выкладки,
пултрузии из пропитанных связующим одно
направл или тканых лент из волокон угле
рода, стекла или кевлара для изготовления
типовых узлов — обшивок, оболочек, пане-
лей, рулей, лонжеронов, створок, крышек лю-
ков и т п
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Важная составная часть Т а испита
ния и контроль качества изделии
Для испытании ЛА двигателей и агрегатов
применяются автоматазиров процессы изме
рения и регистрации параметров как права
ло с использованием ЭВМ Неразру шающнй
клнтрочь литых детачеи сварных и паяных
соединении ведется методами радиац дефек
тоскопии Качество точечной электросварки
непосредственно в процессе ее выполнения
контролируется УЗ методом Неразъемные
соединения детален из композиц материалов
контролируются радиографии и акусгич ме
тодами Развитие технологии в этой области
идет в направлении повышения точности объ
ективностн и оперативности оценки качества
изделии
Прогресс авиац техники в значит степени
зависит от Достигнутого уровня и перепек
тив развития Т а Дальнейшее совершенст
вованис Т а связано с развитием лазерной
технологии и таких методов поверхностной
обработки как ионная имплантация дето
национное и др виды напыления коренным
образом улучшающие эксплуатац хар ки
конструкции Большое значение при разра
боткетехнол процессов в авиастроении имеет
автоматизация инж труда в т ч на осн
использования ЭВМ САПР и АСУТП Одним
из направлений развития Таи авиац про
из ва является создание и широкое приме
нение гибких автоматизированных
производств (ГАП) —организационно
техн систем позволяющих в условиях мел
косерийного многономенклатурного произ ва
в короткий срок наладить выпуск новой про
дукцни Отличит особенностью ГАП но срав
нению с традиц неавтоматизиров произ вом
является его способность обеспечивать вы
полнение осн принципов массового поточно
го произ ва — непрерывности ритмичности
и пропорциональности в условиях выпуска
большой номенклатуры изделий малыми се
риями Для ГАП характерно использование
оборудования с ЧПу и электронных вычислит
и управляющих машин для ведения технол
процессов а также использование разл
средств для автоматизации всех проектно
конструкторских и расчетных работ Прин
Ципиально новыми компонентами ГАП явля
ются также легко (гибко) перестраиваемые
мноюноменклату рные автоматизнров участ
ки технол подготовки произ ва и поисково
информац системы подготовки и реализации
сменно суточных задании В производств
часть ГАП входит автоматизнров технол
оборудование основного произ ва (станки
с ЧПУ прессы автоматы сборочные или кон
трольные автоматы и т п ) а также средст
ва загрузки выгрузки и накопления загото
вок деталей материалов или полуфабрика
тов автоматизнров устройства комплекта
ции автоматизнров транспортно складские
системы объединяющие в единое целое участ
ки основного и всломогат произ в Для вы
цолнения трансп погрузочных а в ряде слу
чаев и осн технол операции используются
манипуляторы (промышл роботы) Участки
технол подготовки произ ва строятся гак
же как и участки осн произ ва — по прин
ципу многономенклатурных гибко перестраи
ваемых автоматизнров произ в на к рых из
готовляются инструмент приспособления н
технол оснастка необходимая для Длит
функционирования ГАП Соответствующее
металлорежущее и др оборудование объеди
няется в гибкую производств систему уп
равняемую ЭВМ К обязат функциям ГАП
относятся автоматич диспетчирование авто
матизиров проектирование и расчет всех уп
равняющих технол процессами программ
(обработки сборки и Др ) В ГАП автома
тизированы расчет плана загрузки оборудо
вания и учет фактической его реализации
с помощью АСУ проектно конструкторские
36*
и расчетные работы осуществляемые про
граммно вычислит комплексами К техн
средствам комплексов относятся мини и мик
ро ЭВМ с периферийными устройствами а
также все программное и математич обеспе
чение ГАП Т а как наиболее прогрессив
ная технология впитывает все новейшие дос
тиження науки и техники обеспечивая быст
рыи прогресс авиац техники Специфика осн
технол процессов Т а рассмотрена ниже
Литьё Литые заготовки и детали эконо
мичны с точки зрения обеспечения макс
точности изготовления миним расхода ма
териала и затрат труда Изделия авиац тех
ники содержат значит чисто литых деталей
длительно работающих при высоких темп рах
(до 1300 К) и давлениях (До 100 МПа)
в корроз средах при статич и динамич
(в т ч знакоперем ) нагрузках Осн на
правление развития литейного нроиз ва в
Т а совершенствование и внедрение спо
собов литья позвотнющих получать тонко
стенные крупногабаритные отливки отве
чающие проч постным и весовым требова
ниям ЛА iio конфигурации и размерам мак
симзльно приближенные к готовым деталям
Выбор способа литья определяется кон
фигурациеи габаритными размерами и тол
шинои стенок деталей характером произ ва
а также требованиями к механич свойст
вам точности обработки и качеству пов сти
детален Наибольшее применение в авиа
строении нашли способы точного литья
литье по выплавляемым моделям в кокиль
под давлением и Др
Литье по выплавляемым моде
лям — способ к рый позволяет получать де
тали любой конфщ урапии практически из
всех применяемых в авиастроении сплавов
(нержавеющих и жаропрочных сталей
алюм магниевых и титановых ставов) с
толщ стенок I 2 5 мм и дз до 0 7 м с точны
ми размерами и высоким качеством пов сги
(низкой шероховатостью /?z 40—2 5 мкм)
Литье в кокиль (многократно используе
мую металлич форму) применяется для от
ливки деталей ел обр из алюм и магниевых
сплавов с толщ стенок до 4 мм и дл До I 5 м
обеспечивая сравнительно точные размеры
при хорошем качестве пов сти (/?г 40 20
мкм) Литье под давлением является
комплексно механизиров процессом обеспе
чивающим ил отовление отзивок из алюм
ма(ниевых и др сплавов с толщ стенок до
I мм и Д1 06 м i обеспечением высокого
качества поверхности (/?z 2 5—2 мкм) Дета
ли не нуждаются как правило в дальнейшей
механич обработке за исключением нек рых
сопрягаемых пов стей Вакуумирование сила
ва и подцрессовка позволяют получать от
ливки из высокопрочных термоупрочцяемых
алюм сплавов с высокими механич свои
ствами (предел прочности 500—450 МПа)
Этот способ перспективен также для изготов
ления цельнолитых силовых деталей ответств
назначения деталей из титановых сплавов
и стали Литье осуществляют на машинах
с холодной горизонтальной и вертик каме
рами прессования часто с использованием
блок форм существенно снижающих стой
мость оснастки Отливки с толщ стенок до
4 мм и дз до 0 8 м п з алюм и магниевых
сплавов с повыш плотностью и достаточно
низкой шероховатостью (/?г 40—20 мкм) со
стабильными качеств и весовыми хар ками
получают литьем под низким давле
н и е м осуществляемым на литеиных магии
нах обеспечивающих высокую степень ме
ханнзации Отливки с толщ стенок до 4 мм
и дл до I м из алюм и магниевых сплавов
получают л и т ь е м в формы из смесей
холодного твердения Этот способ
обеспечивает хорошее качество пов Сти (/?г
до 20 мкм) и является перспективным для
поточных линии с групповой технологией От
ливки иа титановых сплавов любой сложное
ти с толщ стенок до 3 мм, дл до 2 м полу
чают литьем в набивные графито
вые формы с центробежной или стацио
нарцои заливкой Способ является универ
сальным и позволяет при относительно ко
ротком цикте и недорогой (металлич и де
рев ян нои) оснастке отливать детали практи
чески любой сложности но обеспечивает
сравнительно небольшую точность и шерохо
ватость до 80 мкм Наиболее массовые
и характерные для авиш произ ва тонко
стенные детали (типа панелей корпусов и
т п ) из всех алюм сплавов разнообраз
нои конфигурации с толщ до I мм и дл
до 3 м получают способом литья выжи
манием к рыи обеспечивает запотнение
форм практически без перегрева что рез
ко уменьшает объемную усадку и следо
вательно [арантирует высокую плотность
отливок и точность размеров при достаточ
но хорошем качестве пов сти (/?г 40—
20 мкм)
Штамповка формообразование деталей
с помощью специализиров инструмента
(штампа) Штамповкой получают из про
фильного ц листового материала (л и сто
вая штамповка) плоские и пространств
детали у к рых толщина значительно меньше
Др размеров В Т а применяют спец методы
листовой штамповки обтяжку и гибку с рас
тяжением для формообразования элементов
обшивки двойной кривизны и дтинномерных
детален планера ЛА из профильных материа
лов Штамповка производится на прессах
конструкция к рых позволяет использовать
упрощенные штампы содержащие пуансон
или матрицу Для изготовления деталей кар
каса самолета нз листового материала ши
роко применяется групповая штампов
к а эластичными средами Формообразование
осуществляется с помощью форм блока яв
ляюшегося пуансоном или матрицей Роль
второй части штампа выполняет эластичный
материал находящийся в контейнере к рыи
входит в конструкцию пресса Крупногаба
ритные детали несложной формы (обшивки
одинарной кривизны кспьцевые детали) по
лучают способом штамцовки к рая наз гиб
кой выкаткой Эта операция производит
ся на спепиализиров станках в гибочных вал
ках Формообразование листовых деталей из
высокопрочных труднодеформирусмых мате
риалов производят способом горячей листо
вон штамповки в т ч формообразование
в режиме сверхцластичности ползучести а
также совместно с термообработкой (для тер
мнчески упрочняемых сплавов и сталей) Лис
товая штамповка осуществляется на специ
ализиров прессовом оборудовании — рас
тнжно обтяжных и обтЯжных прессах нрес
сах для штамповки эластичными средами
Объемной штамцовкон в результа
те к рой существенно изменяется форма нс
ходнои заютовкн получают детали сложной
пространств формы с перем по длине сече
цием Применяют обычные методы объемной
штамповки на универе оборудовании (штам
побочных мо ютах и кривошипных горяче
штамповочных прессах) а также способы
изотермической (в т ч в режиме сверхплас
тичности) и высокоскоростной малоотходной
и безотходной штамповки на винтовых и мно
гоплунжерных прессах в разъемных матри
цах С целью повышения точности заготовок и
снижения расхода металла проводят пред
варит фасонирование горячую вальцовку,
прокатку высадку выдавливание н др
В качестве специализиров оборудования
применяются гиДравлич прессы для изотер
мич штамповки мчогоплунжерные молоты
электровысадочные машины вальцы прокат
ные станы Высокоточные детали сложной
пространств формы напр лопатки ГТД по
лучают холодной вальцовкой на спеииализи
S63
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св

ров установках Нагрев исходного материала
под штамповку осуществляется в электрич
печах, имеющих небольшой перепад темп-ры
по поду печи Нагрев стальных заготовок
ведется в газовых печах малоокислит на
грева
Электрохимическая обработка — способ,
к-рым можно обрабатывать практически лю
бые токопроводящие материалы, независимо
от нх физико-механич хар к В основе спосо-
ба лежит процесс анодного растворения ме-
талла при высокой плотности тока в про
точном электролите с последующим удале
нием образующихся продуктов реакции из зо-
ны обработки В качестве электролитов ис
пользуются водные растворы нейтральных со-
лен Для обеспечения высокой плотности тока
применяются источники пост тока с напря
жением до 24 В Электрод-инструмент в про
цессе обработки не изнашивается Наиболее
эффективно применение этого способа для из-
готовления детален из высокопрочных жа
ропрочных титановых сплавов и сталей, об
работка к рых резанием затруднена Хорошо
обрабатываются нержавеющие, легиров ста-
ли и цв сплавы В результате электрохим
обработки в поверхностном слое не проис
ходит структурных изменений, его микро
твёрдость такая же, как и осн металла
Остаточные напряжения отсутствуют, не об-
разуется микротрещин и наклёпа Однако
растравливание пов сти на 5—15% снижает
усталостную прочность В Т а применяют
след способы электрохим обработки объем
ное копирование, прошивку отверстий, элект
рохим шлифование и безразмерную обработ
ку Объемное копирование примени
ется для обработки лопаток газовых турбин и
компрессоров, фасонных пов-стен дисков, по
лостен корпусных Деталей ГТД, полостей
(гравюр) штампов и пресс форм, разл пазов
в деталях и т п Способом прошивки из
готовляют охлаждающие каналы в лопат
ках, межлопаточные каналы в монороторах
отверстия разл формы Макс скорость съёма
металла при объемном копировании 0,5—
2 мм/мни, при прошивке 2,5—8 мм/мин Ше
роховатость поверхности деталей нз жаро
прочных и титановых сплавов при копире
вании	2,5—0 83 мкм, при прошивке Ra
20—Ю мкм Глубина растравливания поверх
иостного слоя зависит от режимов обработ
ки, хим состава обрабатываемого материала,
обычно для жаропрочных сплавов 3—20 мкм
Погрешность обработки прн объёмном копи-
ровании 0,15—0.5 мм при прошивке отвер-
стий 0,05—0,2 мм
С 70-х гг получили распространение и м
пульсно циклические процессы
электрохим обработки с использованием
спец импульсных источников питания и ди
скретно-циклмч схем перемещения электро
да-ннструмента Эти процессы позволяют в
2—5 раз повысить точность обработки од-
нако скорость съёма металла уменьшается
в 1,5—3 раза, поэтому такая обработка цег
лесообразна на финишных операциях обра-
ботки со снятием небольшого припуска
Электрохимическое шлифование
применяют для обработки профиля пера ло-
паток газовых турбин, лабиринтных уплот
нений и базовых пов-стей лопаток, сотовых
уплотнений корпусных деталей двигателей
Этим методом осуществляют также профиль-
ное шлифование и заточку инструмента из
твердых сплавов Обработка по физ сущ-
ности не отличается от копирования и про-
шивки, осуществляется вращающимся элект
родом-инструментом, на к-рый подаётся элек
тролит, движущийся вслед за кругом (вдоль
зазора), удаляющий продукты обработки
Процесс интенсифицируется совмещением
электрохим растворения металла с абразив
ным резанием, для чего применяются абра
зивные или алмазные круги на токопрово
564 ТЕХНОЛОГИЯ
дящей связке Обработка ведётся прн напря-
жении пост или перемен тока 4—20 В сила
тока в зависимости от площади обработки
100—400 А Скорость подачи электрода при
глубинном электрохим шлифовании 8—15
мм/мин, при совмещении с обработкой абра
зивным инструментом 20—30 мм/мин При
этом обеспечивается шероховатость поверх
ностн Ra 0,63—2,5 мкм, погрешность формо-
образования ±0 05 мм. отсутствуют зау
сенцы, прижоги
Для полирования лопаток газовых турбин,
удаления заусенцев, скругления в деталях
турбин и т п применяют безразмерную
электрохимическую обработку, при
к рой электрод-инструмент остаётся непод
важным Производительность процесса 0,3—
0,5 мм/мин
Электрофизическая обработка — общее
назв способов обработки конструкЦ ма
териалов непосредственно электрич током,
электронным пучком, световым лучом и др ,
а также комбиниров электромеханич спосо-
бов, напр электроабразивной обработки В
Т а применяется электроэрозионная элек
тронно-лучевая и лазерная обработки
Электроэрозионная обработка, к
к-рой относится, в частности, электроискро-
вой способ, предложенный в 1943 Н И и
Б Р Лазаренко, осн на использовании нс
крового разряда между электродом инстру-
ментом (катодом) и обрабатываемой заготов-
кой (анодом), помещёнными в жидкий ди
электрик При сближении электродов про
исходит пробои диэлектрика, в результате
чего возникает электрич разряд, в канале
к рого образуется высокотемпературная
плазма (до 10 000 °C) Длительность элект
рич импульсов I—50 мкс, поэтому тепло не
успевает распространиться в глубь материа-
ла Способ позволяет получить поверхность
высокого качества (шероховатость на чисто
вых режимах Rt 20 мкм, на особо тонких
Ra 1,25—0,63 мкм), но отличается боль
шим износом инструмента (до 125% от
объёма снятого материала при обработке
стальных заготовок) и низкой производитель
ностью Этим способом обычно обрабатыва
ют пов стн небольших деталей, образуют
отверстия диам до 2 мм в листах, тонкие
щели, полости небольших штампов, а также
вырезают листовые заготовки Производи-
тельность процесса может быть повышена в
5—10 раз при использовании многоконтур-
ных схем и импульсных генераторов
Разновидностью электроэрозионной обра
ботки является электроимпульсный
способ, предложенный в 1948 М М Пнса-
ревским Способ осн на использовании им-
пульсов дугового разряда, к рый в отличие
от искрового разряда дает темп ру плазмы
в канале 4000—5000 °C, что позволяет увели
чить длительность импульсов, уменьшить
промежутки между ними В зону обработки
вводятся большие мощности (до неск дес
кВт), и т о увеличивается производитель-
ность (до 25 000 ммэ/мин) Длительность им-
пульсов 0,05—10 мс мощность разряда до
60 кВт Этим способом обычно осуществляют
черновую обработку пов-стей (пазов, щелей,
отверстий, полостей штампов), калибруют
профили лопаток газовых турбин и т п Ше
роховатость поверхности на грубых режимах
Rz 80—40 мкм на тонких Ra 2,5—0,3 мкм
Достоинством способа является малый износ
электрода (0,5—2% от снимаемого объема
материала для углеграфитового электрода
при обработке стальной заготовки до 20% —
для медно графитового электрода)
Электроннолучевая обработка
осуществляется на спец установках в рабо
чих камерах, в к рых поддерживается вакуум,
соответствующий давлению 2—10 Па Осн
элемент установки — электронная пушка,
вырабатывающая пучок электронов высоких
энергий (до 100 кэВ), скоицеитриров иа весь-
ма малой площади, что позволяет созда
вать в зоне обработки огромную плотность
потока энергии Установка оснащена систе-
мой программного управления электронным
пучком, а также имеет систему ЧПУ или
ЭВМ для управления координатными переме
щеннями обрабатываемой детали и электрон-
ной пушки Способ применяется для реза-
ния заготовок практически из любых мате
риалов, прошивки отверстий диам 0,05—1 мм
(в чопатках турбин, панелях, камерах его
раиия, теплозащитных экранах и т п ) Об
работка деталей из жаропрочных сплавов в
оптим режимах характеризуется высокой
точностью получаемых размеров малой ше-
роховатостью пов-сти (Ra 2,5—0.4 мкм), зо-
на структурных изменений материала нахо-
дится на глуб 0,01—0,1 мм
Лазерная обработка производится
на установках с твердотельными и газовыми
лазерами непрерывного и импульсного дей-
ствия Лазерное излучение характеризуется
высокой степенью монохроматичности и коге
рентности Для увеличения плотности по-
тока излучения и локализации зоны обработ
ки используются оптич системы, к рые обес-
печивают высокую плотность потока нзлу
чения (до Ю7 кВт/м2), необходимую для
создания термич эффекта за короткое время
(длительность импульса 0.1 — I мс) Лазер-
ная обработка применяется для образования
малых отверстий диам 0,1—1 мм в деталях
небольшой толщины (до 10 мм) н для разрез
ки заготовок из любых материалов Харак-
теризуется высокой точностью обработки от-
верстий, шероховатостью поверхности Ro
2 5—0,16 мкм при небольшой глубине струк-
турного изменения поверхностного слоя (1 —
100 мкм) Эффективность обработки повы-
шается при совмещении воздействия лазер
ного луча с искровым разрядом, а также в
случае применения сжатого воздуха для про-
дувки при калибровке отверстий (напр ,
в деталях топливной аппаратуры, лопатках
газовых турбин, экранах камер сгорания)
Для разрезания листов толщ до 1,5 мм при-
меняют твердотельные лазеры на алюмо
иттриевом гранате, толщ до 10 мм —более
мошные газовые (углекислый газ) лазеры
Процессы резки и удаления продуктов раз-
рушения интенсифицируют совместным воз
действием луча лазера и струи газа (обычно
кислорода) Режим обработки мощность
300—1000 Вт. плотность потока излучения
в зоне обработки 106—107 кВт/м2, ширина
реза 0.2—1 мм, скорость резки 0,5—10 м/мин
Способ применяется для прямолинейной и
контурной обрезки лопаток газовых турбин,
вырезки шаблонов, сеток нагреват элемен
тов, для разметки заготовок и маркировки
деталей Обработка осуществляется на ла-
зерных установках, оснащённых ЧПУ для
координатного перемещения стола
Размерное химическое травление, или
химфрезерование, получило распрост-
ранение в авиац пром стн с 1953—54 Спо-
соб разработан на осн технологии цинкогра
фни и хим гравирования, основан на хим
взаимодействии материала заготовки с опре-
дел хим растворами, в результате чего про
исходит удаление части материала в виде
летучих или растворимых веществ Достоин-
ством способа является возможность уже на
стадии проектирования предусмотреть объе-
динение тонкостенных детален в монолитные
узлы (напр , сопряжение обшивки с окан
товкой, накладками, усиливающими лента
мн) и тем самым уменьшить многодеталь
ность конструкции ЛА, а также обеспечить
равиопрочиость, снижение массы
Применяют э к в и д и с т а и т и о е травле
н и е, в т ч контурное и общее, и неэкви
дистантное, вт ч доводочное и направ
ленное (калибровочное), с использованием
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
разл агрессивных сред При контурном
травлении на очищенную и обезжир за-
готовку наносится спец лакокрасочное по
крытие (определ состава в зависимости от
применяемого раствора для травления), по
шаблону прочерчивается контур детали, уда-
ляется покрытие с мест травления, деталь
подвергается травлению, осветлению и про
мывке, после чего очищается от покрытия
Контурное травление может быть одно , мно-
гоступенчатым и простым Общее травле
ние имеет целью доведение размеров заго-
товки до заданных и улучшение качества
повети При доводочном травлении
производится местное или общее удаление
тонких слоев материала, в результате чего
уменьшается масса детали, улучшается каче
ство пов-сти (снижается шероховатость), по
вышается точность обработки При этом воз-
можно также исправление недостатков пред
шествующих операций Направленное
травление осуществляется воздействием
травителя на отд участки детали в течение
определ времени (напр , деталь постепенно
погружают в раствор и вынимают из него)
При хим травлении используют разл раст-
воры для алюм сплавов раствор на основе
щёлочи с добавлением серы и серосодержа
щих и др соединений, для титановых сила
вов — плавиковую кислоту, др минеральные
кислоты, сульфокислоты, для магниевых
сплавов — серную кислоту, др кислоты гли
церин, ингибиторы, для стальных деталей —
смесь минеральных кислот Хим травление
оказывает положит влияние на коррозион
ную стойкость материалов, уменьшает кон
центрацию напряжений вокруг неровностей
пов сти листовых деталей Способ обработки
является энергосберегающим процессом, т к
требует в 3—5 раз меньше затрат энергии,
чем при обработке резанием
Термическая обработка металлов — техно-
логия процессы, состоящие из нагрева, вы-
держки и охлаждения металлич изделий с
целью изменения их структуры и свойств
В Т а используются такие виды термич
обработки, как закалка, отпуск, старение и
др Закалка осуществляется для повыше
ния прочности материала в результате обра-
зования неравновесной структуры Для полу
чения неравновесной структуры сплав нагре
вают выше темп ры фазового превращения
в твёрдом состоянии, после чего быстро ох
лаждают, чтобы предотвратить равновесное
превращение при охлаждении Чем меньше
критич скорость охлаждения, тем глубже
прокаливается материал детали Критич
скорость охлаждения Стали уменьшается с
повышением содержания углерода н легиру-
ющих примесей Отпуск осуществляется
для уменьшения хрупкости, снижения внутр
напряжений, повышения хар-к пластичное
ти Старение используют для повышения
прочности гл обр алюм и медных сплавов,
жаропрочности никелевых сплавов Обра
ботка на бейнит проводится для одно
врем повышения прочностных и пластич
хар к стали Термомеханическую об-
работку (сочетание термич обработки с
пластич деформированием) применяют для
получения более высокой прочности, чем при
закалке с отпуском X н м и к о-те р м и ч ес
кую обработку (сочетание термич об
работки с изменением хим состава метал-
ла путём воздействия на него определ сред)
осуществляют Для изменения хим состава,
структуры и свойств поверхностных слоёв
деталей С этой целью проводят насыще
ине поверхностного слоя низкоуглеродис
тых сталей углеродом (цементация), азо-
том (азотирование), азотом и углеродом
(цианирование)
Нагревание деталей при термич обработке
осуществляют в электронагреват печах, в
печах ваннах с расплавами солей, на ин
дукц установках с использованием токов
промышл (400 Гц), повыш (2500—10 000
Гц) и высокой (более 50 000 Гц) частоты
Скорость нагревания деталей влияет на кине
тнку фазовых и структурных превращений
в металлах и сплавах, на свойства материала
Скорость нагревания в расплавах в 3—5
раз выше, чем в газовой среде, при индукц
нагреве она достигает сотен °C в 1 с Для
предотвращения изменения поверхностного
слоя материала нагревание деталей осущест-
вляют в инертных газах (аргон), вакууме,
в защитных средах иа осн азота, аммиака,
природного газа и т д Химико-термич об-
работку выполняют в твердом, жидком
(напр , в расплаве цианистых солей), газо-
образном или плазменном реагенте Охлаж-
дение деталей производят или вместе с печью
(при отжиге), или на воздухе (при нормали
зании) а также в жидкостях — воде, масле,
синтетич охладителях (при закалке), в рас-
плавах солей — селитре, щёлочах (при изо-
термич и ступенчатой закалке)
Упрочняющая поверхностная обработка —
технологии процесс, применяемый гл обр
для повышения сопротивления деталей уста-
лостному разрушению, износу, коррозии, осу
ществляется путем обработки пов-сти давле
и нем, в результате чего пластически дефор-
мируется только поверхностный слой мате
риала Такая обработка, наз поверхност
ным пластическим деформирова
нием (ППД), позволяет повысить назначен
ный ресурс детали в 2 —10 раз Упрочнению
подвергаются детали из металлич материа-
лов, способных деформироваться в холодном
состоянии при Статич взаимодействии с ин
струментом, рабочим телом или средой (ста
тич ППД) и при ударном взаимодействии
(ударная ППД) К статич ППД относится
накатывание, к ударному — о б работ
ка дробью Наряду с повышением проч
иости пов-сти деталей такая обработка обес-
печивает низкую шероховатость пов-сти (не
выше /?г 0,32—2,5 мкм), сохранение размеров
и взаимного пространств расположения
пов-стей деталей Качество обработки обес
печивается управлением режимами обра
ботки по заданной программе, применением
инструмента из натур и синтетич алма
зов (гл обр карбонадо), использованием
для рабочих тел и Сред дроби диам 0,03—
6 мм из легиров сталей и стекла
Упрочняющая обработка деталей газовых
турбин из жаропрочных сплавов и сталей,
работающих при темп рах 350—750°С, назна
чается и проводится с учетом релаксацией
ных процессов в материале Это обеспечивает
длительное сохранение высокой усталостной
прочности деталей ППД подвергается более
3000 наименований деталей ГТД и ЛА, рабо
тающих при темп рах от —-120 до 750 °C,
дл от неск мм до 30 м (панели, лонжероны,
детали механизации крыла, балки, шпангоу
ты, части фюзеляжа штоки, цилиндры амор
тизаторов, подкосы, оси шасси самолётов,
лопасти валы. Стаканы возд винтов, лон-
жероны лопастей и др детали несущей сис-
темы вертолетов, галтели и стержни болтов,
перо и замок турбинных лопаток, диски ро-
торов, сварные швы корпусов ГТД, валы,
зубчатые колеса, лопатки направляющих ап
паратов и др )
Упрочняющая обработка проводится на
универе и специализнров оборудовании, ос
иащённом средствами механизации, автома-
тизации и программного управления а также
в стапеле при сборке ЛА после подгонки
сопрягаемых пов-стей и совместной разделки
отверстий (диам 6—40 мм) в узлах, в т ч
в пакетах при разл сочетании материалов
(алюминий и сталь, алюминий и титан, алю
мнний и алюминий)
Клёпка — соединение элементов ко-нструк
ции заклёпками, в результате чего образу-
ется неразъёмное заклёпочное соединение
Клепка включает операции образования и
зенкования отверстий в соединяемых элемен-
тах, вставки заклепок н их осаживания с
целью получения замыкающих головок тре
буемой формы Различают клепку с двусто
ронним подходом (доступ к закладной и за-
мыкающей головкам заклёпки открыт с двух
сторон) и с односторонним подходом (доступ
к замыкающей головке закрыт) Клёпка осу
ществляется ударом (клепальными молот-
ками), прессованием (на клепальных прес
сах или автоматах), раскатыванием, протя
гиваннем и обжатием (на спец оборудо-
вании) При клёпке ударом прямым мето-
дом удары молотка наносятся по стержню
заклёпки, при клепке обратным методом —
по закладной головке Клепка прессованием
выполняется одиночным методом, когда за
один ход штампа расклепывается одна за-
клёпка, и групповым, при к ром расклёпы-
ваются неск заклёпок По степени механи
зании технол операций различают клёпку
ручную (инструментом вручную), механизи
ров (с помощью ручных механизиров инст-
рументов), машинную (машиной, управляе-
мой оператором), автоматич (весь комплекс
операций, включая иногда и герметизацию,
производится автоматом, а оператор контро
лирует процесс) В зависимости от требо
ваннн к конструкции ЛА используют потай-
ные заклёпки для соединения деталей, обте
каемых возд потоком, непотайные — для эле-
ментов каркаса и мест конструкции, в к-рых
они допустимы по условиям эксплуатации,
высокоресурсные герметичные, к рые обра-
зуют потайные и непотайные соединения по-
выш плотности и увелич выносливости, а
также заклепки для швов с односторонним
подходом в зону клёпки Дальнейшее совер
шеиствование заклёпочных соединений свя
зано с применением новых видов заклёпок и
новых средств механизации и автоматиза-
ции операций, гарантирующих стабильность
качества и высокий ресурс соединений
Сварка — группа технол процессов соеди-
нения, разъединения и в ряде случаев обра-
ботки материалов с использованием мест-
ного нагревания собственно сварка, наплав-
ка, сращивание, термич резка н т И Процесс
сварки осуществляется в три стадии сбли-
жение соединяемых деталей на расстояния,
необходимые для их физ контакта, образо-
вание прочного соединения на микроучастке
(хим взаимодействие), завершение процесса
образования соединения в макрообъёме
(диффузионные процессы) Для прочного со
единения свариваемых деталей необходима
активация стыкуемых пов стей, к рая осу-
ществляется с помощью тепловой Энергии
(термическая активация), упруго-пластич
деформации (механическая), электронного,
ионного и фотонного облучения (радиацион-
ная) Сварка может производиться без дав-
ления—сварка плавлением (газовая, тер-
мич , дуговая, плазменная сжатой дугой,
электрошлаковая, индукц , электронно-луче-
вая, лазерная), с применением давления—
механич сварка (холодная, трением, УЗ,
взрывом) и термомеханич (контактная, га-
зопрессовая индукц , дугопрессовая, печная,
термитная, диффузионная) Насчитывается
св 60 методов сварки В Т а применяются
чаще всего контактная н дуговая сварки
(ручная, механизиров и автоматич ) При
дуговой сварке для защиты сварочной ванны
и зоны сварки от взаимодействия с возду
хом применяют электродные обмазки или
флюсы (защита слоем жидкого шлака), во
мн случаях сварку ведут в вакууме или
в атмосфере защитных газов (аргон, гелий,
водород, углекислый газ, азот) либо их сме-
сей В произ-ве ЛА наиболее часто при-
меняют сварку, обеспечивающую высокоэф-
фективную защиту сварочной ванны (дуго-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свсЕЕЗЬЦОЛСкГИЯ	565
вую сварку в среде инертных газов или в
вакууме плавящимся и неплавящнмся элект-
родами), а также сварку с применением вы
сококонцен гриров источников тепла, обеспе-
чивающую наименьшую зону термич влия-
ния и миним остаточные деформации (элект-
ронно лучевую, плазменную и лазерную)
Склеивание применяют в Т а при изго
товлении панелей со стрингерным набором,
слоистых обшивок, сотовых конструкций, при
выполнении комбиниров соединений (клее-
заклепочных, клееболтовых, клеесварных и
др ) Технол процесс склеивания включает
операции предварительной «сухой» сборки,
подготовки пов-стей нанесения клея, окон-
чат сборки, отверждения клеевых прослоек
в соединениях и контроль Предварит сбор
ку выполняют для обеспечения требуемых
зазоров между склеиваемыми нов стями
(обычно 0,1 мм) в сборочно склеенном при
способлении Обшивки и детали каркаса,
напр из алюм сплавов, перед склеиванием
анодируют в серной или хромовой кислотах
или после обезжиривания подвергают трав
лению в жидком трихлорэтилене, в растворе
коннентриров серной кислоты, двухромово-
кислого натрия и воды (пиклинг-пронесс)
Для защиты подготовл пов стей применяют
адгезионные грунты, к-рые способствуют так
же повышению стабильности, прочности, во-
де- и тропикостойкости В состав грунтов
вводят ингибиторы коррозионных процессов
Используют жидкие пленочные, пастообраз-
ные, порошкообразные клеи Жидкие клеи
наносят кистью окунанием, роликом, валь
нами, распылением (возд , безвоздушным или
в электростатич поле) Плёночные клеи, осо
бенно на эпоксидной основе, применяют, как
правило, без подслоя жидкого клея Пленку
прикатывают на подготовл п<>в сть детали
роликом, механизиров устройствами и др
способами Пастообразные клеи наносят
Шпателем, роликом или механизиров устрой
ствами При использовании порошкообраз-
ных клеев соединение деталей осуществляют
в электростатич поле Нанесенному на
п©в сть детали жидкому подслою дают откры
тую выдержку при норм или повыш темп рах
для удаления растворителя наличие к-рого
вызывает пористость шва и снижает его проч
ность Окончат сборку узла ведут по тем
же базам сборочио склеечнОгО приспособле-
ния, в к ром производились предварит сбор
ка и подгонка Соединение клеями горячего
отверждения производят в автоклавах, на
прессах, в электрич камерных печах с соз
данном давления пневматич или механич
устройствами, вакуумированием Холодное
отверждение проводят на вакуумных столах,
в приспособлениях и стапелях, обесценивая
прижатие деталей заклёпками, пневматич
или механич устройствами, вакуумирова-
нием, при склеивании на верстаках поль-
зуются для зажима деталей винтовыми или
пневматич струбцинами и др присцособле
ниями Клеевые швы для защиты от воздей-
ствия влаги покрывают грунтами или гер-
метиками
Лит Белянин П Н Производство широко
фюзеляжных самолетов М 1979, Кардашов
Д А , Конструкционные клеи М 1980 Рыкове
кий Б П Смирнов В А, Щетинин [ М ,
Местное упрочнение деталей поверхностным накле
пом М 1985 Брондз Л Д Технология н обес
печение ресурса самолетов М, 1986 Одинцов
Л Г Упрочнение и отделка деталей поверхност
вым пластическим деформированием Справочник
М , 1987
А К Алтынбаев А И Бабушкин
П Н Белянин. В Е Берсудский Е Б 1 лотов
В В Голубев И А Денисова В В Книгин
Б П Налетов, В Ф Орлов В П Осипов
А В Петров Б П Рыковский А М Смирнов
Под общей ред П Н Белянина
ТИМОШЕНКО Степан Прокофьевич (1878—
1972) —ученый в области теоретич и при-
кладной механики, акад АН УССР (1919),
иностр чл АН СССР (1928), чл ряда акаде-
мий Европы и Америки Окончил ГГетерб
ин-т путей сообщения (1901) Учился в Гер-
мании, затем преподавал в Петерб ин-те
путей сообщения (1903—06) В 1906—и и
1917—20 проф Киевского политехи ин та,
в 1912—17 проф ряда ин-тов в Петербурге
(Петрограде) Принимал участие в орг-ции
АН УССР, в 1919—20 директор Ин-та техн
механики АН УССР В 1920 эмигрировал
в Югославию и мнял кафедру в Загребс-
ком политехи ии-те В 1922 переехал в США
В 1923--27 работал в компании «Вестин
гауз», с 1927 проф Мичиганского ун та, с
1936 — Стэнфордского ун та В i960 пере-
ехал в ФРГ Осн труды по механике твер
дых деформир тел ц расчету сооружений
Создал классич уч пособия «Курс сопро-
тивления материалов» (1911—31, II изда-
ний) и «Курс теории упругости» (т I—2
1914—16) В 1916 участвовал в работе спец
комиссии под рук Н Е Жу ковского, впервые
установившей условия, к-рые должны выпол-
няться црн определении прочности самоле
тов Работы Т широко используются в само
летостроении
Соч Устойчивость упругих систем, пер с англ
2 изд М , 1955, Устойчивость стержней, пластин
и оболочек, М 1971
Лит Григолюк Э И С П Тимошенко
(1878—1972) М , 1977 (Ин т механики МГУ, Науч
тр N® 47)
ТИНЯКОВ Георгий Александрович (1913—
56) — сов летчик испытатель, подполковник
В Сов Армии с 1937 Окончил Ворошилов
градскую воен авиац школу лётчиков
(1938) Воен академию командного и штур
майского состава ВВС Кр Армии (1943,
ныне Воен возд академия им Ю А Гага-
рина) С 1939 работал летчиком-испыгателем
в НИИ ВВС Г1поводил испытания вертоле-
тов Ми, Ка Як С 1955 летчик-испыта
тель вертолётов и самолетов Як Про-
вел заводские испытания пасс верто-
лета Як-24К опытного реактивного ист
ребителя-перехватчика Як-25, испытывал
эксперим самолет с ЖРД и Др ЛА Летал
иа самолетах и вертолётах св 100 типов
Установил 2 мировых рекорда иа вертолете
Як-24 Погиб в испытат полёте Награжден
орденом Красного Знамени, 4 орденами
Красной Звезды, медалями
ТИССАНДЬЕ (Т issandier) Анри Г1 ОЛЬ
(1891 —1945) — франц пилот и испытатель
ЛА Получил свидетельство летчика в 1909
Установил большое число рекордов на возд
шарах и самолетах В 1919—45 ген сскрс
тарь Междунар авиац федерации (ФАЙ)
В его честь в 1952 учрежден диплом ФАИ
(см Награды ФАЙ)
ТИССАНДЬЕ (Tissandier) Гастон (1843—
99) — франц аэронавт и метеоролог С 1868
совершал многочисл полеты на возд шарах
15 аир 1875 на аэростате «Зенит» достиг
выс ок 8600 м (вместе с учёными Ж Э
Кроче-СпинСДДи и А Сивелем, погибшими в
этом полете из-за несовершенства кислород-
ного оборудования) В 1878 опубликовал
«Историю воздухоплавания» Вместе с бра
том Альбером получил патент на применение
электродвигателя в аэронавтике (1881)
В 1883 Т построил дирижабль (см рис
4 на стр 215) объемом 1060 м3 с галь
ванич батареей и электродвигателем мощи
1,1 кВт, вращающим двухлопастный возд
винт (обшая масса силовой установки 280
кг) Достигнута скорость 2,5 м/с В 1884
скорость дирижабля с Электродвигателем
мощи 1,5 кВт возросла до 3 4 м/с
ТИТАНОВЫЕ СПЛАВЫ В пром масштабах
легкие Т с начали применять в авиастрое-
нии в 50 х гг Эги сплавы обладают высокой
прочностью в широком интервале темп р —
от криогенных (—25() °C) до умеренно вы
соких (300—600 °C) — и отличной корро
знойной стойкостью
А М Тер Маркарян С П Тимошенко
1 А Тиняков
Г Тиссандье
Т с получают путем легирования титана
след элементами (в скобках указана мак-
симальная для пром сплавов массовая кон
центрация легирующей добавки. %) алюми
нием (8), ванадием (16), молибденом (30),
марганцем (8), оловом (13), цирконием (10),
хромом (10), медью (3), железом (5), вольф-
рамом (5), кремнием (0,5), реже ниобием
(25), танталом (5), как микродобавки при-
меняются палладий (0,2) —Для повышения
коррозионной стойкости и бор (0,01) —для
измельчения зерна Легирующие добавки
имеют разл растворимость в а- и 0 титане
и изменяют темп ру «^=±0 превращения Боль-
шинство добавок (кроме алюминия, олова и
циркония) понижают темп-ру аллотропич
превращения титана, расширяют область су
шествовании 0-модификации Алюминий по-
вышает темп-ру превращения, расширяет об-
ласть существования «-модификации Олово
и цирконии мало влияют на эту темп-ру
и наз нейтральными упрочнитслями
В зависимости от характера легирования
Т с могут иметь структуру «-титана, 0 ти
тана или, чаше всего, являются двухфаз-
ными с разл соотношением а и 0-фаз Это
соотношение может изменяться в зависимое
ти от термич обработки, обеспечивающей
двухфазным сплавам очень высокие прочно-
стные хар ки и-сплавы хорошо свариваются,
но пе упрочняются термич обработкой 0-
сплавы имеют высокую техцол пластичность
и выдерживают Значит деформацию при ком
натной темп ре (что особенно важно для
изготовления деталей из листового материа-
ла), хорошо свариваются Недостатки их—
цовыш плотность из за высокого содержа-
ния тяжелых легирующих добавок (до 25%)
и сравнительно невысокая жаропрочность
Двухфазные термически упрочняемые Т с
сочетают достоинства а и 0 сплавов, не имея
их недостатков
К сплавам нз основе «-титана относятся
ВТ5Л (Для фасонного литья), В 15-1 (в осн
для листов) и ВТ20 (для листов и поковок),
а также листовые сплавы ОТ4 0, ОТ4 1 и
ОТ4 Близок к «-сплавам универсальный
сплав ВТ6, из к-рого изготовляются все виды
полуфабрикатов Сплав ВТ6 содержит
иск рое кол во 0 модификации, и поэтому
его прочность можцо повысить на 15—20%
566 ТИМОШЕНКО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
м. Н Тищенко
А. И Томашевский
Д Л Томашевич
путём термич обра-
ботки. К спла-вам на
основе а-тнтана от-
носится и наиболее
жаропрочный сплав
ВТ 16 (предел прочно-
сти 950— 1150 МПа),
применяемый для из-
готовления штампов-
кой деталей компрес-
соров ГТД. Из двух-
фазных сплавов наи-
большее распростра-
нение имеют жаро-
прочные сплавы ВТЗ-
I, ВТ8, ВТ9, ВТ25 и
высокопрочные тер-
сплавы ВТ22. ВТ23
штампованных изде-
для высокопрочных
мически упрочняемые
(для крупных нагруж
лий, а сплав ВТ23 и
листов), ВТ14
Из сплавов на основе 0-титана следует
отметить листовой высокопрочный сплав
ВТ15 и сплав ВТЗО с высокой технол. плас-
тичностью, применяемый для крепежа и
нек-рых листовых деталей.
Лит "Глазунов С Г,Моисеев В. Н, Кон-
струкционные титановые сплавы, М, 1974, Соло-
нина О П, Глазунов С Г., Жаропрочные ти-
тановые сплавы, М , 1976, металлография титано-
вых сплавов. М , 1980	С Г Глазунов
ТИЩЕНКО Марат Николаевич (р. 1931) —
сов. авиаконструктор, чл.-корр. АН СССР
(1987). Герой Соц. Труда (1982). Окончил
МАИ (1956) Увлекался авиамоделизмом.
Ему принадлежит впервые утверждённый
ФАИ офии рекорд продолжительности полё-
та модели вертолёта (1954). С 1956 в ОКБ
М. Л. Миля, с 1970 гл конструктор этого
ОКБ, в 1981—92 ген. конструктор. В 1985—87
зав. кафедрой МАИ (проф. с 1985). При-
нимал участие в создании вертолётов Ми-2,
Ми-6, Ми-8, В 12 (Ми-12) и др. Разработал
метод расчёта аэродинамич. хар-к несущего
винта с учётом нелинейных хар-к профиля
с использованием лопастной вихревой теории,
что позволило создать более соверш. методы
расчёта лётных данных вертолётов. Под рук.
Т созданы трансп. вертолёт большой грузо-
подъёмности Ми-26, боевой вертолёт Ми-28,
спортивный вертолёт Ми-34 и др Т раз-
работаны усовершенств методы выбора оп-
тим. параметров проектируемых вертолетов,
аэродинамич и прочностных расчётов. Ле-
нинская пр (1976). Награждён 2 орденами
Ленина, медалями, а также иностр, орденами.
См. ст. Ми.
С о ч. Вертолеты. Выбор параметров при проекти-
ровании, М , 1976 (совм с А В Некрасовым и
А С Радиным).
ТОКИЙСКАЯ КОНВЕНЦИЯ 1963 о пре-
ступлениях и некоторых Других
действиях, совершенных на борту
воздушного судна. На 1 янв. 1990 участ-
никами конвенции являлись 138 гос в (СССР
с 1988). Т- к. 1963 применяется в отношении
уголовных преступлений (кража, убийство,
провоз наркотиков и т. п.) и действий, к-рые
независимо от того, являются они преступле-
ниями или net, могут угрожать или угрожают
безопасности возд. судна либо находящихся
на его борту лиц и имущества, а также
в отношении действий, к-рые у [рожают под-
держанию должного порядка и дисциплины
на борту. Согласно конвенции командир
возд- судна самостоятельно решает в соот-
ветствии с законодательством страны регист-
рации возд судна, совершено на борту уго-
ловное преступление или нет- Конвенция оп-
ределяет принципы установления гос-вами
юрисдикции в отношении указанных актов
цри сохранении в качестве основной юрис-
дикции страны регистрации возд. судна.
Т. к. 1963 обязывает гос-ва разрешать ко-
мандиру высадку на их территории соответ-
ствующих лиц. заключать их под стражу и
принимать др. меры, обеспечивающие их
задержание, производить предварит, рас-
следование Эти меры должны применять-
ся в течение периода, разумно необходи-
мого для того, чтобы предпринять уголов-
но-процессуальные действия или действия
но выдаче таких лиц др гос-ву. Гос-во.
заключившее лицо под стражу, немедленно
уведомляет гос-во регистрации возд. суДна
и гос-во. гражданином к-рого является за-
держанное лицо, о факте и причинах задер-
жания и о намерении осуществить свою юрис-
дикцию. Конвенция предусматривает ряд про-
цессуальных норм, касающихся обращения с
задержанным липом и его права на вылет
из страны, если гос-во места высадки его
не принимает Конвенция не содержит нормы,
обязывающей выдачу.
Т. к 1963 — единств, междунар документ,
содержащий сцеЦ. главу о полномочиях ко-
мандира возд. судна по принятию мер при-
нуждения в отношении любого лица, если у
командира есть разумные основания пола-
гать. что оно совершило или готовится со-
вершить указанное выше преступление или
действие Это обусловливается необходи-
мостью обеспечения безопасности возд. суд-
на. лиц или имущества на нем. поддержа-
ния Должного порядка и дисциплины на бор-
ту либо обеспечения возможности передать
лицо компетентным властям или высадить
его. Командир может также потребовать или
разрешить помощь др. членов экипажа и
просить (разрешать), но не требовать по-
мощи пассажиров для принуждения предпо-
лагаемого преступника Члены экипажа и
пассажиры могут самостоятельно принять оп-
редел. меры без разрешения, если они имеют
разумные основания полагать, что такие дей-
ствия необходимы для обеспечения безопас-
ности возд. судна, лиц и имущества на борту.
Конвенция определяет также сферу дейст-
вия обязательств и прав гос-в и командира
возд. судна во времени и пространстве
Лит' Международное воздушное право, кн I,
М . 1980	ЮН Малеев
ТОКСИКОЛОГИЯ АВИАЦИОННАЯ (от
греч. toxikon — яд и logos — учение) — раз-
дел токсикологии, изучающий токсич свой-
ства и степень опасности для человека разл.
материалов, применяемых в авиации. К ток-
сически опасным в-вам относятся топлива,
смазочные масла, жидкости для гидросистем,
конструкц полимерные материалы, продукты
их термоокислит- разложения и др. Систе-
матич. контакт с этими материалами при
определ условиях эксплуатации авиац тех-
ники может вызвать разл заболевания у
инж техи. персонала, а при попадании в ка-
бину ЛА явиться причиной снижения рабо-
тоспособности членов экипажа и привести
к аварийной ситуации
Осн задачи Т а. проведение идентифи-
кации и определение кол-ва токсич- в в, к-рые
могут поступать в кабину Л А и помещения,
где работает обслуживающий инж.-техн. пер-
сонал, с целью выявления источников их вы-
деления; определение зависимости между
кол-вом I азо выдел ей ий и конструктивными
дефектами машин и условиями их эксплуа-
тации, изучение влияния нек-рых условий
полёта на загрязнённость воздуха кабин ЛА,
исследования полимерных материалов с
целью отбора таких, к-рыс при повседнев-
ной эксплуатации авиац техники и обору-
дования, а также в случае пожара не ста-
новятся источниками выделения в кабину ЛА
высокотоксичпых соединений (цианидов,
хлор- и фторсодержащих хим. агентов и др.);
разработка профилактич мероприятий, на-
правленных на предупреждение острых и
хронич. интоксикаций летного состава и
инж -техн, персонала
Становление Т. а. относится к 30-м гг-,
когда были развернуты исследования влияния
оксида углерода на состояние летчиков в
полёте В 50-е гг совершенствовались ме-
тоды определения загрязнённости кабин ЛА
парами авиац. топлив и смазочных масел,
продуктами их разложения. С кон. 70-х —
нач 80-х гг- разрабатываются и совершен-
ствуются методы отбора проб воздуха в ка-
бинах ЛА. определения в них содержания
хим агентов, изучается токсичность топлив,
масел, рабочих жидкостей и т. п. и их дей-
ствие с учётом разл. факторов обитания в
кабинах ЛА, разрабатываются принципы и
методы оценки многокомпонентных парога-
зоаэрозольных смесей и нек-рые вопросы их
гигиенич регламентирования. Большой вклад
в развитие? а внесли сов учёные Н М Доб-
ро гворский. В. В Андреев. В. А. Спасский,
Ф. Г- Кроткое, А В. Демидов, В. А. Адамов
и др В области Т а. известны труды нем
учёных X. Дирингсхофена. X. Хартмана, амер,
врачей Г. Армстронга, Е. Конччи. Г. К«т-
цеса, польск. токсиколога В Свенцицкого
и др.
В Т. а. используются методы эксперим
патологии, фармакологии, биохимии и пси-
хофизиологии. а также спец, методы токси-
кология. исследований (напр, токсикомет-
рия) Т. а. неразрывно связана с авиац ги-
гиеной, клинич исследованиями проф. болез-
ней, судебной медициной и др. разделами
авиац. медицины.
Лит Токсикология в авиации, в кн  Авиационная
медицина, М , 1986 В В Кустов, В И Белкин
ТОЛКАЮЩИЙ ВИНТ — воздушный винт,
расположенный на ЛА за двигателем в хвос-
товой части фюзеляжа или гондолы двига-
теля. В силу этого Т в находится в сильно
возмущ потоке, что является его гл. недо-
статком, преимущество в снижении уровня
шума в салоне пасс самолёта.
ТОМАШ ЁВИЧ Дмитрий Людвигович
(1899- 1974) —сов. авиаконструктор, проф
(1962), д-р техн, наук (1961). Окончил Киев-
ский политехи, ин-т (1926). С 1923 принимал
участие в стр-ве планеров в мастерской ин-та
и в расчетах самолёта К-1 конструкции
К А. Калинина. Дипломным проектом была
авиетка КПИР-5, к-рая была построена в
1927 и успешно летала. После окончания
ин-та работал на киевском авиаремонтном
з-де (до 1929), с 1934 — в КБ Н Н Поли-
карпова (с 1936—его заместитель). Участ-
вовал в разработке самолётов И-15. И-16,
ВИТ, И-153, И 180. Был необоснованно реп-
рессирован и, находясь в заключении, в
1939—41 работал в ЦКБ-29 НКВД. Где ру-
ководил разработкой опытного истребителя
«110». В 1943 в его КБ создан опытный
двухмоторный одноместный штурмовик-бом-
бардировщик «Пегас*. Позднее Т конструи-
ровал беспилотные аппараты разл назначе-
ния В 1954—67 преподавал в МАИ. Гос.
пр. СССР (1953, 1969). Награждён орденом
Трудового Красного Знамени.
ТОМАШЕВСКИЙ Аполлинарий Иванович
(1890 -1926) —сов. лётчик-испытатель,
засл, пилот СССР (1925) В 1916 окончил
школу мор лётчиков в Ораниенбауме (ныне
www.vokb-la.spb.ru - Самол^ЮМ[АШ^в1аЮЛЙ 567
г Ломоносов) и оставлен там инструктором
Участник Гражд войны Провел летные ис
пытания одного из первых сов эксперим
ЛА — тяжёлого самолета-триплана «КОМ-
ГА» (1923), первого сов пасс самолета АК I
(1924) первого цельнометаллич многомо
торного моноплана со свободнонесу щим кры
лом АНТ-4 (1925) Участник первого сов
группового сверхдальнего перелёта Москва—
Улан Батор— Пекин (1925) на самолете
АК-1 При испытаниях самолета АНТ-4 ус-
тановил 2 мировых рекорда продолжатель
ности полета с грузом (1926) Награждён
2 орденами Красного Знамени
ТОНКОГО ПРОФИЛЯ ТЕОРИЯ — теория,
рассматривающая обтекание профиля при
малых значениях угла атаки и относитель
ной толщины как малое возмущение одно-
родного Взбегающего потока За исключени-
ем случая, когда Маха число Mw велико
(MM^>1), течение около профиля является
потенциальным, т к скачки уплотнения (если
они образуются) имеют малую интенсивность,
и завихренность потока за ними можно не
учитывать В Т п т упрощение ур-иия для
потенциала скорости основано на предполо
женин о том, что характерное значение угла
наклона т пов-сти профиля к вектору ско
рости набегающего потока является ма
лым т<е1 Аналогичный подход используется
в тонкого тела теории
До- или сверхзвук обтекание тонкого про
филя описывается линеаризованной теорией
течений, причем возмущения всех газоди-
иамич переменных имеют порядок малого
параметра т (см Дозвуковое течение Сверх-
звуковое течение} Потенциал скорости <р
возмущ движения удовлетворяет лниеари
зов ур нию
дх^ ду^
где л, у — декартовы координаты (см рис )
С точностью до членов 2 го порядка малости
граничное условие непротекания на пов-сти
профиля можно перенести на линию хорды
у=0, от к-рой отсчитывается толщина или
угол атаки а
где е(х) — местный угол наклона пов стн про
филя к оси х На основе Бернулли урав
нения получается простая ф ла для расчёта
коэффициента давления ср
Ср—— (2/V	д<р/дх
В дозвук потоке вносимые профилем воз-
мущения, затухая, распространяются во всём
поле течения Эллиптич ур-ние для потен
Пиала скорости возмущ движения сводится
к ур нию Лапласа, описывающему обтекание
профиля несжимаемой жидкостью Его мож
но решить методами теории функций ком
плексного переменного или методом особен
ностей (см Источников и стоков метод}
Напр, задача обтекания симметричного про
филя при а=0 решается с помощью рас-
пределения вдоль линии хорды источников
(стоков) с интенсивностью, пропорциональ
ной наклону пов сти профиля В задаче об
текания несущего профиля нужно использо
вать распределение вихрей Преобразование
Прандтля — Глауэрта дает простые ф-лы пе-
ресчёта аэродинамич хар к профиля в до-
звук и несжимаемом потоках (см Прандт
ля — Глауэрта теория}
В сверхзвук потоке возмущения от профи
ля распространяются вдоль хар-к, к-рые на
конечном расстоянии от профиля совпадают
с прямолинейными хар ками невозмущ по-
тока Гиперболич ур ине для потенциала ско-
рости возмущ движения представляет собой
двумерное волновое уравнение Его решение
приводит к локальной зависимости коэф дав
ления от наклона пов сти профиля (см Ак-
керета формулы}
где знак « + » относится к верх пов-сти про
филя (//>0), знак «—» к нижней (у<0)
На основе этой ф лы получают ф лы Аккере
та для коэффициентов подъемной силы и
волнового сопротивления
Для трансзвук обтекания тонкого профиля
характерно распространение возмущений на
большое расстояние по нормали к набегаю-
щему потоку, а также увеличение по поряд
ку величины коэф давления (сроот2/э) Т п т
при трансзвук скоростях является нелиней-
ной Нелинейное ур ние для потенциала ско-
рости возмущ движения относится к сме-
шанному эллнптнко гиперболич типу
dtp d>2<p	р
д* дх2 ду2
где К=(]—Mi) |(т4-1)М^т]-2/3—транс-
звук параметр подобия, у — показатель
адиабаты При	необходимо учиты-
вать завихренность течения около профиля
и вместо ур ния для потенциала использо
вать полные Эйлера уравнения, в результате
учета характерных для гиперзвук обтекания
оценок порядков величии приходим к нели
нейной теории малых возмущений (см Гипер
звуковое течение}
Лит Ферри А , Аэродинамика сверхзвуковых
течений, пер с англ М , 1953 Эшли X , Л эн
дал М Аэродинамика крыльев и корпусов лета
тельных аппаратов пер с англ М 1969 Седов
Л И Плоские задачи гидродинамики и аэроди
намики, 3 изд, М, 1980, Лойцянский Л Г,
Механика жидкости и газа, 6 изд , М 1987
В Н Голубкин
ТОНКОГО ТЕЛА ТЕОРИЯ — теория прост-
ранств безвихревого течения идеальной жид-
кости около тонких тел [тела, у к-рых попе
речный размер I (толщина, размах) мал
по сравнению с продольным размером L
т=//£<^1] К этому классу тел относятся,
иапр , фюзеляжи, крылья малого удлинения X.
и их комбинации с тонким фюзеляжем
При движении несжимаемой жидкости по-
тенциал скорости удовлетворяет линейному
ур-нию Лапласа, поэтому обтекание тела,
установленного под углом атаки а, можно
получить путем наложения двух независимых
течении (см рис ) а предположения Т т т
позволяют упростить их анализ Первое те
чение соответствует продольному обтеканию
тела потоком со скоростью Е,= Eicosa На
достаточно больших (порядка L} расстоя
ниях от тела течение ие зависит от формы
его поперечных сечений и является осесим-
метричным течением, как и при обтекании
эквивалентного тела вращения с тем же за-
коном изменения площадей поперечных се
ченнй вдоль тела Этот рез\ 1ьтат известен
как правило эквивалентности Вто
рое течение соответствует поперечному обте-
квнию тела потоком со скоростью Еа=
= Vasina На расстояниях порядка I от тела
трёхмерное ур-ние Лапласа сводится к дву-
мерному в плоскости x=const, где х—коор-
дината вдоль оси тела, т е движение жид-
Обтекание тонкого тела при отличном от нуля
угле атаки
кости в плоскости x=const в осн такое же,
как при плоском бесциркуляц обтекании кон-
тура поперечного сечения тела однородным
потоком со скоростью на бесконечности
Решение этой задачи зависит от х как от
параметра Этот результат обычно наз пра-
вилом (законом) плоских сечений
(М Мунк, 1924)
При анализе обтекания тонкого тела газом
(сжимаемой жидкостью) с целью упрощения
решения нелинейных Эйлера уравнений, как
и в тонкого профиля теории, предполагается,
что угод между плоскостью, касательной к
пов-сти тела, и вектором скорости набегаю
щего потока мал, иными словами, наряду с
условием т<^1 принимается, что <х<С1 В ре-
зультате при до-, транс и сверхзвук ско
ростях полёта тонкого тела Маха число по-
перечного потока достаточно мало —
Следовательно, сжимаемость среды здесь не-
существенна, и в поперечных плоскостях име-
ем двумерное безотрывное обтекание контура
заданной формы несжимаемой жидкостью
Для решения этой задачи можно использо-
вать эффективный метод конформных преоб
разовании В связи с этим Т т т нашла
широкое применение в аэродинамике при
оценках подъемной силы и индуктивного со-
противления тонких тел в рассматриваемом
диапазоне скоростей полёта Напр задача
о плоском крыле малого удлинения (А<^1)
решена Р Т Джонсом (R Т Jones, 1946),
получившим для коэф подъемной силы соот-
ношение св=пак/2 Указанный подход приме
ияется также для исследования интерферен-
ции аэродинамической крыла малого удли
нения с тонким фюзеляжем
В рамках Т т т упрощается и расчёт
волнового сопротивления, к-рое связано с
продольным потоком Волновое сопротивле
иие произвольного тонкого тела в осн оп
ределяется распределением площадей попе
речных сечений вдоль тела и равно сопро
тивлеиию эквивалентного тела вращения В
этом состоит площадей правило, к-рое об
легчает расчет сопротивления и указывает
пути его снижения
Лит Ф р а и к л ь ф И Карпович Е А,Га
эодниамика тонких тел М —Л , 1948, Аэродинамика
частей самолёта При больших скоростях, пер с англ ,
М 1959, Липман Г , Р о ш ко А, Элементы газо
вой динамики пер с англ, М I960 Эшли X
Л э н д а л М Аэродинамика крыльев и корпусов
летательных аппаратов, пер с англ М 1969
ВИГолубкик
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА летател ьиого
аппарата — система, обеспечивающая
прием топлива и размещение его на борту
ЛА, подачу топлива в насосы высокого дав-
ления двигателя из баков в определ порядке
для сохранения правильной центровки ЛА и
управляемого её изменения, прокачку топли
ва через агрегаты, в к рых оно используется
в качестве хладагента и рабочей жидкости
(напр . в приводах)
Топливо на борту ЛА размещается в ба-
ках, к-рые располагаются как внутри кры-
ла и фюзеляжа, так и вне ЛА — на спец
568 ТОНКОГО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
подвесных устройствах. Часто в качестве ба-
ков используются герметичные отсеки ЛА
(см. Топливный бак). Баки, из к-рых топливо
подаётся в двигатели, наз. расходными. На
ЛА подача топлива в двигатели выполняется
по двум схемам. По первой схеме топливо
подаётся к одному или неск. двигателям в
течение всего полёта из одного расходного
бака. Из др. баков топливо перекачивается
или перетекает в расходный бак По вто-
рой схеме подача топлива в двигатели осу-
ществляется последовательно из неск. рас-
ходных бакоа: по мере опорожнения одного
расходного бака начинается подача топлива
из очередного расходного бака.
Подача топлива в насосы высокого дав-
ления двигателей для обеспечения их беска-
витац. работы производится при 2-ступенча-
том повышении его давления (см. рис ). Вна-
4	4 5
чале давление повышается баковыми насо-
сами 4, а затем двнгат. насосом 8. В маги-
стралях подачи топлива в двигатели уста-
навливаются обратные клапаны 2, устрой-
ства 5, обеспечивающие питание двигателей
топливом на режимах полёта с околонуле-
выми и отрицат вертнк. перегрузками, пе-
рекрывиые краны 6. датчики 7 расходомеров
топлива, топлнвомасляиые теплообменники
9 и фильтры 10. Если в качестве двнгат.
насоса подкачки применяется насос центро-
бежного типа, то устанавливается только
один фильтр на входе в насос 13 высокого
давления. При использовании в качестве
двигат. насоса подкачки насоса коловрат-
ного типа на его входе для обеспечения
работоспособности устанавливается допол-
нит. фильтр. Топливные фильтры снабжа-
ются перепускными клапанами 12, через
к-рые обеспечивается питание двигателя
топливом в случаях засорения или обле-
денения фильтра. В качестве баковых на-
сосов подкачки обычно применяются цент-
робежные насосы с электроприводом, реже
насосы с приводом от топливной турбины.
Для работы турбины топливо подводится от
двигат. насосов подкачки или от спец, на-
соса, размещаемого на коробке приводов аг-
регатов ЛА.
Подача топлива в двигатели контролирует-
ся сигнализаторами давления 3, датчики
к-рых обычно устанавливаются за каждым
баковым насосом подкачки и иа входе в
насос высокого давления двигателя, а также
сигнализаторами II перепада давления, ха-
рактеризующими состояние фильтров Сигна-
лизация осуществляется обычно на мнемо-
схеме Т. с. в кабине экипажа.
Перекачка топлива из одних баков в дру-
гие на ЛА реализуется по двум схемам —
лучевой и коллекторной. В лучевой схеме
топливо из каждого бака перекачивается по
отд. магистрали, оснащённой поплавковым
клапаном, управляющим подачей топлива в
расходный бак !. В коллекторной схеме топ-
ливо из всех бакоа перекачивается по общей
магистрали. Обычно в качестве перекачи-
вающих н баковых насосов подкачки при-
меняются насосы одинакового типа. Иног-
да перекачка топлива осуществляется струй-
ными насосами, активное топливо к к-рым,
как правило, подводится от электропри-
водиых баковых насосов подкачки.
На нек-рых ЛА предусматривается аварий-
ный слив топлива в атмосферу, к-рый выпол-
няется в аварийных ситуациях для облег-
чения ЛА перед посадкой. В этом случае
система оснащается устройством, исключаю-
щим слив из баков топлива, потребного для
питания двигателей при посадке.
Для нормального функционирования Т. с. в
надтопливиом пространстве баков с помо-
щью дренажных устройств поддерживается
давление, значение к-рого определяется проч-
ностью баков и кавитац свойствами бако-
вых насосов подкачки. Дренаж баков может
быть открытым либо комбинированным. При
открытом дренаже иадтопливное пространст-
во баков сообщается с атмосферой трубо-
проводом, конфигурация к-рого исключает
вытекание топлива из баков при выполне-
нии ЛА эволюций. Давление в баках зави-
сит от формы заборного патрубка и распо-
лагаемого скоростного напора набегающего
Схема подачи топлина
из расходного бака в
двигатель
потока воздуха. При ко чониир ipni.Mu воз-
дух для подачи в баки отбирается за ком-
прессором двигателя. Если его недостаточно
для наполнения баков, дополнительно воздух
поступает из атмосферы через заборный пат-
рубок. В этом случае устанавливаются кла-
пан наддува, поддерживающий требуемое
давление, и предохранит, клапаны (см. также
Дренаж и наддув).
Топливо в качестве хладагента использу-
ется для охлаждения масла системы смазки
двигателей. Для этой цели большинство ави-
ац. двигателей оснащается топливомасля-
ными теплообменниками. На ЛА со сверх-
звук. скоростями полёта, на к-рых примене-
ние набегающего потока воздуха в разл. сис-
темах охлаждения становится неэффектив-
ным (вследствие его аэродинамического на-
гревания), топливо используется для охлаж-
дения воздуха в системе кондиционирова-
ния кабины, для охлаждения рабочей жид-
кости гидросистемы, энергоузлов и прибор-
ных отсеков ЛА. В Т Дедеш, В А Дотеров-
ТОПЛИВНАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ—одни
из критериев оценки трансп. ЛА — расход
топлива, приходящийся на единицу трансп.
работы (на 1 пассажиро-км или иа 1 тонио-
км). Уровень Т. э. зависит гл обр от удель-
ного расхода топлива двигателей, аэроди-
намич. и весового совершенства ЛА, его пас-
сажировместимости (грузоподъёмности).
При сравнении разл. ЛА обычно исполь-
зуют значения Т. э., рассчитанные по тех-
нической дальности полёта. См. рис. 9 в ст.
Авиация.
ТОПЛИВНЫЙ БАК летательного ап-
парата - резервуар для размещения топ-
лива на борту ЛА. Т. б. входят в топлив-
ную систему ЛА и различаются’ но прин-
ципу размещения иа ЛА — внутренние и до-
полнительные, по характеру применения —
расходные, предрасходные,балансировочные,
по конструктивному исполнению — баки-кес-
соны и мягкие баки.
Внутренние Т. б. размещаются внутри
конструкции ЛА. В фюзеляже располагают-
ся Т- б_, наз. фюзеляжными, в консолях кры-
ла и в цензроплане — Т- б_, наз. соответст-
венно крыльевыми и центроплаиными. Любой
из перечисленных Т- б. может быть расход-
ным, предрасходным или балансировочным.
Расходным Т. б. наз. бак, из к-рого топ-
ливо подаётся к двигателям. Обычно он раз-
мещается вблизи двигателя для сокращения
длин коммуникаций, связывающих бак с дви-
гательным насосом подкачки топлива, и по
возможности в ниж. части конструкции ЛА.
что облегчает подачу а него топлива само-
тёком из др. Т. б. Так как топливо из рас-
ходного Т- б. вырабатывается в последнюю
очередь, он устанавливается вблизи центра
масс ЛА для исключения недопустимого из-
менения центровки. В этом баке размещают-
ся один или неск. насосов подкачки топли-
ва, к-рыми топливо подаётся в двигатель-
ный насос, датчики топлнвоизмерит. аппара-
туры, элементы предохранения бака от пе-
реполнения при перекачке в него топлива
из др. баков, а также устройства, разгру-
жающие стенки бака от чрезмерного дав-
ления. Бесперебойная работа двигателя на
режимах полёта ЛА с нулевыми, околонуле-
выми и отрицат. перегрузками обеспечивает-
ся встроенным в конструкцию расходного
Т- б. противоперегрузочным отсеком, в к-ром
устанавливается насос подкачки, либо
топливным аккумулятором. Принцип дейст-
вия прот и в оперегрузочно г о отсека
основан иа том. Что топливо из бака сво-
бодно поступает в отсек и заполняет его,
но при отливах топлива в расходном Т б.
оно из отсека уйти не может. При этом снаб-
жённый двумя входами (верхним н нижним)
насос подкачки работает, пока не будет пол-
ностью выработано топливо из отсека. Объём
отсека обеспечивает работу насоса в тече-
ние заданного расчётного времени действия
перегрузок, в результате к-рых произошёл
отлив топлива в расходном Т б.
Рис. 1. Мягкий топливный бак: I —заливная гор-
ловина; 2 — датчик топливомера, 3 — штыри креп-
лении к контейнеру; 4 — штуцер подсоединения
к системе подкачки, 5 — протиноперегрузочиый
отсек
Фюзеляжная подвеска
консольная
Рис. 2. Схемы подвески сбрасываемых топливных
баков.
концевая
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво1Г1СМ"У^ИВМЫЙ S69
Рнс. 3. Сбрасываемый топливный бак.
Топливный аккумулятор представ-
ляет собой цилиидрич. сосуд со сферич. дни-
щами, разделённый прорезиненной мембра-
ной на две полости — воздушную и топлив-
ную. Возд. полость находится под давле-
нием сжатого воздуха Топливная полость со-
единена с трубопроводом, идущим от насоса
подкачки к двигательному насосу, и прн ра-
ботающем насосе подкачки заполнена топ-
ливом, т. к давление воздуха в возд. полости
меньше миним. возможного давления в трубо-
проводе за насосом. Прн этом мембрана при-
жата к стенкам сосуда и весь его объём
заполнен топливом. При отливе топлива от
насоса давление в трубопроводе за ним па-
дает, сжатый воздух давит на мембрану и
она вытесняет топливо нз топливцои полости
в магистраль подкачки (проходх топлива в
насос препятствует установленный в магист-
рали обратный клапан). Вместимость топлив-
ного аккумулятора определяется расчётным
временем действия перегрузок, приводящих
к отливу топлива от насоса.
Конструктивно расходный Т. б. представ-
ляет собой герметичный отсек ЛА, т. и. б а к-
кессон, либо выполненный из эластичных
материалов съёмный м я г к и й бак (рис. 1).
В последнем Случае отсек ЛА служит для
Т.б. контейнером и не является герметич-
ным. Мягкий Т. б. может быть протекти-
рованиым. Внутр, слой такого бака изго-
товлен из топливостойкой резины, наруж-
ный — из силовой кордовой ткани, между
ними — слой губки. Прн повреждении Т. б
и попадании на губку топлива происходит
её набухание, т. о. восстанавливается герме-
тичность стенки бака. Мягкий Т б. вклады-
вается в контейнер, расправляется в нём и
фиксируется с помощью штырей, кнопок или
распорных шпангоутов.
П ре др а с ход н ым Т. б иаз. бак, из
к-рого топливо подаётся в расходный Т. б.
Балансировочный Т. б. — бак, из к-рого
топливо перекачивается в др. Т. б. для обес-
печения необходимой центровки ЛА. Напр.,
при переходе с дозвук. режима полёта на
сверхзвуковой для выдерживания центровки
ЛА требуется изменить положение центра
масс, что и достигается перекачкой топлива.
Предрасходиый и балансировочный Т. б.
иногда наз. перекачиваемыми. Конст-
рукции их (баков-кессонов и мягких баков)
принципиальных отличий от конструкции рас-
ходного Т б. не имеют.
Для предохранения Т. 6. от взрыва при-
меняются два способа защиты: заполнение
надтопливного пространства нейтральным
газом по мере выработки топлива и запол-
нение части объёма бака ячеистым пенопо-
лиуретаном.
Допол нительные Т. б. устанавливают-
ся на ЛА прн выполнении полётов на даль-
ность, превышающую расчетную (уч. полё-
ты, перегоны ЛА и др.) Различают сбра-
сываемые и несбрасываемые дополнит. Т- б.
Несбрасываемый бак органически вписывает-
ся в аэродинамич. обводы ЛА или крепится
к ниж. пов-сти ЛА. Сбрасываемый, или под-
весной, бак включает в себя устройства для
подвески к ЛА или держатели с замками,
обеспечивающие не только его подвеску (рис.
2), но и прн необходимости сбрасывание в
полёте Цель сбрасывания — уменьшение аэ-
родинамич. сопротивления ЛА после выра-
ботки из бака топлива. Сбрасываемый ме-
таллич Т. б. (рис. 3) — тело вращения, вы
работка из него топлива осуществляется сжа-
тым воздухом, подаваемым через штуцер 6.
К топливной магистрали ЛА бак присоеди-
няется через штуцеры 4. Для исключения
повреждения топливных коммуникаций ЛА
при сбрасывании бака используются телеско-
пич. шланги Скобы 3 и 5 служат для под-
вешивания бака к держателям и восприни-
мают вер гик. нагрузки. Осевые нагрузки вос-
принимаются упором 7. Металлич. оболочка
бака усилена шпангоутами 1. В верх, части
бака расположена заливная горловина 2, а в
хвостовой — клапан 8 стравливания воздуха
из бака Этот клапан используется при за-
правке бака топливом и после полета до
открытия заливной горловины. Кроме метал-
лических, применяются сбрасываемые Т. 6.
из крафтцеллюлозы, пропитанной эпоксидны-
ми смолами для обеспечения герметичности
оболочки бака, а также из пластич мате-
риалов.	В М. Цыганов, В. Ю. Розин
ТОПЛИВО АВИАЦИОННОЕ — горючее
в-во, вводимое вместе с воздухом в камеру
сгорания двигателя ЛА для получения тепло-
вой энергии в процессе Окисления кисло-
родом воздуха (сжигания). К Т. а. относятся
авиац. беизииы и реактивные топлива. Пер-
вые применяются в порш, двигателях, вто-
рые — в турбореактивных и турбовинтовых.
Из совокупности показателей, характери-
зующих качество авиационного бензи-
н а, наиболее важными являются детонац.
стойкость, фракц. состав и хим. стабиль-
ность. Детоиац. стойкость определяет при-
годность бензина к применению в двигате-
лях с высокой степенью сжатия рабочей сме-
си без возникновения детонац. сгорания, вы-
зывающего большие ударные нагрузки на
поршни и перегрев головок цилиндров.
Фракц. состав характеризует испаряемость
бензина, что определяет его способность к
образованию рабочей топливовозд. смеси,
хим. стабильность — способность противо-
Табл 1 — Основные данные авиационных
бензинов
Марка бензина
Показатель	Б-95/130	Б-91/115	Б-70
Содержание тетраэтилсвинца, г на			-
1 кг бензина, не более Детонационная стойкость:	3,3	2.5	0	!>
октановое число по моторному			
методу, не менее	95	91	70
сортность на богатой смеси	130	115		
Теплота сгорания (низшая),			
МДж/кг (ккал/кг), не менее	43 2 (10300)	43,2 (10300)	—
Фракционный состав перегоняется при температуре, °C, не выше*			
10%		82	82	88
50%	105	105	105
90%			145	145	145
97,5%	....	180	180	180
остаток, %, не более давление насыщенных паров, кПа	1,5	1,5	1,5
не менее	...	29	29	—
не более	48	48	48
Иодное число, г иода на 100 г беизи-			
на, не более	10	2	2
Содержание смол, мг на 100 мл бен-			
зина, не более	4	3	2
Цвет	Жёлтый	Зелёный	Бесцветный
Примечание. Температура начала перегонки не ниже 40 "С, кристаллизации — не выше — 60° С.
стоять изменениям хим. состава прн хране-
нии, транспортировке и применении
Авиац бензины получают гл. обр. из бен-
зиновых фракций путём прямой перегонки
нефти, каталитич крекинга или риформинга
без добавки или с добавкой высококачеств.
компонентов, этиловой жидкости и разл. при-
садок. Фракц. состав авиац. бензинов ха-
растеризуется диапазонами темп-р выкипа-
ния (40—180°С) и давлений насыщ. паров
(29—48 кПа)
Классификация авиац. бензинов основыва-
ется на их аитидетонац. свойствах, выражен-
ных в октановых числах н в единицах сорт-
ности. Сорта отечеств, авиац. бензинов мар-
кируются, как правило, дробью: в числите-
ле — октановое число или сортность на бед-
ной смеси, в знаменателе — сортность на бо-
гатой смеси, напр., Б-95/130 Встречается
маркировка авнац. бензинов и по одним ок-
тановым числам (напр., Б-70). Авнац. бензи-
ны выпускаются трех марок: Б-95/130,
Б-91/115 н Б-70 (табл- 1). Из перечисл.
сортов наибольшее применение находят
авиац. бензины Б-91/115 и Б-95/130.
Осн. показателями качества реактив-
ных топлив являются массовая и объём-
ная теплота сгорания, термостабильность
топлива, давление изсыщ. паров, вязкость
прн минусовых темп-pax, совместимость с
конструкц. и уплотнит- материалами, нагар-
ные н протнвоизносные свойства. Совокуп-
ности перечисл. требований авнац. бензины
не удовлетворяют гл. обр. из-за пониж.
плотности, высокой испаряемости и плохих
смазочных свойств. В связи с этим бензины
в качестве осн. топлив для ТВД и ТРД не
применяются.
Реактивные топлива вырабатываются в
осн. из среднедистиллятных фракций нефти,
выкипающих при темп-ре 140—280 °C (лнг-
рон ио-керосиновых). Широкофракц. сорта
реактивных топлив (Т-2) изготовляются с
вовлечением в переработку также бензино-
вых фракций нефти. Для получения нек-рых
сортов реактивных топлив (Т-8В, Т-6)
в качестве сырья применяются вакуумный
газойль н продукты вторичной переработки
нефти. В реактивные топлива могут вво-
диться функциональные присадки (анти-
окислит-, протнвоизносные и др.).
Реактивные топлива на 96—99% состоят
из углеводородов, в составе к-рых разли-
чают три осн. группы — парафиновые, нафте-
570 ТОПЛИВО -
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл 2 — Основные данные реактивных
топлив
Показатель	Марка топлива		
	ТС-1	РТ	Т-6
Плотность при 20°С, кг/мэ, ие менее	775	775	840
Фракционный со- став температура иача ла перегонки, °C, не выше	150		1
не ниже	—	135	195
перегоняется прн температуре °СТ не выше 10%	165	175	220
50%	195	225	255
90%	270	270	290
98%	250	280	315
Вязкость кинемати ческая. сСт при температуре 20 °C, не менее	1,25	1,25	
не более	—	—	4,5
при температуре —40 СС не более	8	16	60
Теплота сгорания (низшая), МДж/кг (ккал/кг), не ме- нее	43	43,2	43
	(10250)	(10300)	(10250)
Температура вспытикн4 опреде ляеманв закрытом тигле, °C, не ниже	28	28	
Температура нача- ла кристаллиза ции *С, не выше	—60	—60	—60
Иодное число г ио- да иа 100 г топли- ва, ие более	3,5	0,5	1
Содержание смол, мг на 100 мл топ- лива. не более	5	4	6
новые и ароматические Содержание каждой
из этих групп в составе топлива опреде-
ляется природой нефти и технологией его
произ-ва Содержание в топливе ароматич
углеводородов регламентируется стандарта-
ми гл обр из за их повыш склонности к
нагарообразованию и дымлению Ограиичи
вается в реактивных топливах также содер
жание непредельных углеводородов (через
показатель «иодное число») как химически
нестабильных Кроме углеводородов в реак-
тивных топливах в незначит кол вах присут-
ствуют сернистые, кислородные, азотистые,
металлорганич соединения и смолистые в-ва
Их содержание в реактивных топливах
регламентируется стандартами Так, напр ,
нормируется содержание сернистых соеди
нений, зольных продуктов, оргаиич кислот
и смол Ограничение кол-ва указанных
гетероатомных соединений в топливе вызва
но их отрииат. влиянием на термостабилъ
ность, антикорроз и нек рые другие эксллуа-
тац свойства
По способу получения реактивные топлива
делятся на прямогонные и гидрогениза-
ционные Первые (Т-l, ТС 1, Т 2) получают-
ся непосредственно из отогнанных фракций
нефти без их глубокой переработки Техно
логия получения вторых (PT, Т 8В, Т-6)
включает такие процессы, как гидроочистку
(PT, Т-8В), глубокое гидрирование (Т-6),
гидрокрекинг (Т-8В), осн содержанием
к-рых является воздействие водорода при вы-
соких давлениях и темп рах на углеводороды
и гетероорганич соединения нефти При гид
роочистке из нефтяного дистиллята удаляют
ся агрессивные и содержащие серу, азот и ки-
слород нестабильные соединения практичес-
ки без изменения углеводородного состава
топлива При гидрокрекинге и гидрировании
наряду с очисткой исходного сырья происхо-
дит изменение его углеводородною состава
(превращение непредельных соединений в
насыщенные)
Применение гидрогенизац процессов при
произ ве реактивных топлив позволяет рас-
ширить сырьевую базу топлив и значи
тельно повысить их термостабильность Осн
сортами отечеств реактивных топлив яв-
ляются ТС-1, РТ и Т-6 (табл 2)
Топливо ТС-1 является массовым реактив
ным топливом для дозвук авиации и
сверхзвук авиации с огранич продолжи-
тельностью сверхзвук полета . Топливо РТ
полностью удовлетворяет эксплуатац требо-
ваниям, предъявляемым к топливу ТС I,
и может применяться вместо него Вместе
с тем, будучи более термостабильным, оно
допускает нагрев в топливной системе си-
ловой установки до более высоких темп-р,
и поэтому допущено к применению в
теплонапряженных двигателях самолетов с
увелич продолжительностью сверхзвук по-
лёта, в течение к рою вследствие аэро-
динамич нагревания возможно значит по-
вышение темп-ры топлива в баках само
лёта
Топливо Т-Ь высокотермостабильное, имеет
повыш плотность и низкое давление насыщ
паров Эти качества определяют применение
топлива Т-6 на высокоскоростных самолетах
с большой продолжительностью сверхзвук
полета
Наряду с осн сортами реактивных топлив
пром стью могут вырабатываться резервные
Резервным по отношению к топливу ТС-1
является топливо Т-2, резервным по отно-
шению к топливам РТ и Тб — топливо
Т 8В Топливо Т-2 — широкофракц прямо
гонное реактивное топливо с плотностью
не менее 755 кг/м3, давлением насыщ
паров не более 13 кПа, выкипающее в
диапазоне темп р 60 —280 °C Благодаря бо
лее широкому, чем у топлива ТС-1, фраки
составу топливо Т-2 имеет по сравнению
с топливом ТС-1 в 1,3—1,8 раза больший
выход из нефти Топливо Т 8В характе
ризуется повышенной плотностью (не ме-
нее 800 кг/м3), примерно вдвое меньшим,
чем у топлив ТС-1 и РТ, давлением на
сыщенных паров и высокой термостабильно-
стью
В связи с постепенным истощением за-
пасов нефтяного сырья исследуются новые
виды авиац топлив, в т ч синтетичес
кое топливо, криогенное топливо (включая
жидкий водород), криогенное метановое топ-
ливо (КМТ) и др В 1989 — 90 на жидком
водороде и КМТ был испытан самолёт
Ту-155, в 1987 — 88 на сконденсированном
техн бутане — вертолет Ми-8Т См также
Боросодержащее топливо
Лит Саблина 3 А, Состав и химическая
стабильность моторных топлив И, 1972, Дубов-
кин Н Ф , Физике химические и эксплуатационные
свойства реактивных топлив Справочник, И 1985
Ф П Федоров
ТОП ЛИ ВО РЕГУЛИРУЮЩАЯ АППАРА-
ТУРА двигателя — совокупность уст-
ройств, предназначенных для подачи топлива
в камеры сгорания (основную и форсажную)
и ее регулирования на установившихся и
переходных режимах работы двигателя
Кроме того, эта аппаратура используется
для питания топливом как рабочей жид-
костью гидромеханизмов управления и регу
лирования двигателя Т а ТРД и ТВД со-
держит топливный насос высокого давления,
подкачивающий насос, топливный фильтр,
дозирующий кран, клапан перепада, распре
делит клапан, форсунки топливные и вспо-
могат устройства Классификация Т. а
выполняется по назначению (для основного
или форсажного контура двигателя), по типу
применяемого топливного насоса (плунжер-
ный, шестеренный, центробежный), по кон-
струкции (насос объединён с регулятором
расхода топлива или выполнен отдельно)
Распространена Т а с плунжерным насо-
сом благодаря сравнительно простой кон-
струкции, допускающей изменение подачи
топлива при пост частоте вращения (рис 1)
Насос подает топливо к дозирующему крану
и далее к топливным форсункам через
распределит клапан Для обеспечения бес-
кавнтац работы плунжерного насоса при
изменении давления топлива в баках ЛА на
входе его установлен подкачивающий насос
обычно центробежного типа Производитель-
ность плунжерного насоса регулируется из-
менением установки наклонной шайбы гид-
равлич сервомотором, на к-рый воздействуют
те или иные регуляторы САУ двигателем
(напр , частоты вращения двигателя, степени
сжатия воздуха в компрессоре, темп ры газов
за турбиной, приёмистости и сброса режима),
ограничители предельных значений (частоты
вращения, темп-ры газов, давления за комп
рессорой и др ), средства защиты от помпа-
жа двигателя и др Обеспечение хорошего
Рис. 1. Топливорегулн-
руюшая аппаратура с
плунжерным насосом
I—двигательный цент-
робежный насос (под-
качивающий) 2	—
фильтр, 3 — плунжер
ный насос, 4 — гидрав-
лический сервомотор,
5 — регулятор, 6 — до-
зирующий кран. 7 — рас
пределительный клапан,
8 — форсунка, 9 — ры-
чаг управления двигате-
лем
распыливания топлива, подаваемого в осн
камеры сгорания, достигается применением
центробежных двухступенчатых или двух
сопловых форсунок Переключение работы
форсунок с одного канала на два произ-
водится распределит клапаном по заданной
программе. В случаях, когда требуется
обеспечить относительно большие расходы
топлива (более 12 000 л/ч) или когда по-
догрев топлива в системе не превосходит
www.vokb-la.spb.ru - СамоЛ^ЕЬВИВф^ЕЕЗЛПИР 571
допустимого, применяется Т. а. с шесте-
ренным насосом (рис. 2). При этом регу-
лирование расхода топлива достигается пе-
ремещением дозирующего крана, на к-ром
поддерживается пост, перепад давлений с
помощью клапана перепада. Перемещение
дозирующего крана осуществляется гидрав-
лич. сервомотором, на к-рый воздействуют
сигналы отд. регуляторов системы управле-
ния двигателем, аналогично описанному
выше воздействию на наклонную шайбу
плунжерного насоса. В остальном эта Т. а.
аналогична рассмотренной выше
В составе Т. а. форсажного контура дви-
гателя, как правило, используется высокона-
порный центробежный насос. Регулирование
расхода топлива производится с помощью
дозирующего клапана, перепад давлений на
к-ром также поддерживается постоянным.
Дозирующий крап перемещается гидравлнч.
сервомотором, управляемым сигналами От
системы регулирования форсажн0|О контура
двигателя. Форсажная камера мощного ТРД
имеет неск. топливных коллекторов форсу-
нок (до 6), включаемых в определ. после-
довательности. Поэтому в составе Т. а.
имеются неск. распределит, клапанов, к-рые
автоматически включают в работу отд.
группы форсунок. В нек-рых системах Это
переключение делается механически от рыча-
га управления двигателем. Топливные фор-
сунки форсажного контура в большинстве
Случаев Струйные	А В. Фарафонтов
ТОРМОЖЕНИЯ ПАРАМЕТРЫ - парамет-
ры и юэнтропнчески (без обмена энергией
с внеш, средой} заторможенного газа: плот-
ность торможения q0. температура тормо-
жения Ть, полное давление р0, энтальпия
торможения Н. Играют важную роль при
движении идеального газа и используются
в качестве характерных масштабов соот-
ветствующих газодннамич. переменных Для
изоэнтропач. течения совершенного газа они
позволяют с помощью Бернулли уравнения
построить газодинамнч. ф-ции, к-рые опре-
деляют собой зависимость отноент- газоди-
намич. переменных от Маха числа и широко
используются прн анализе задач внеш и
внутр аэродинамики
ТОРМОЗА САМОЛЕТА --устройства, пред-
назначенные для сокращения длины про-
бе! а самолёта после посадки или прерван-
ного взлёта, облегчения маневрирования
самолёта на аэродроме, обеспечения его нe-
пoдвижнoclи при опробовании двигателей.
После посадки кинетич. энергия самолёта,
обусловленная поетупат- скоростью, перехо-
дит в работу, затрачиваемую ни преодоление
сил аэродинамич. сопротивления и сил тре-
ния, возникающих при торможении колёс.
Различают три типа Т- с — колодочный, ка-
мерный и дисковый.
Ocii. часть колодочного тормоза —
отлитые из легких сплавов колодки (две
и более), па наруж. пов-стях к-рых уста-
навливаются накладки из материалов, обес-
Рис. 2. Толлинорегулирующая аппаратура с шестеренным насосом:
1 — от двигательного центробежного насоса (подкачивающего}; 2--
шестерённый насос; 3 — клапан перепада; 4 — дозирующий край, 5 —
гидравлический сервомотор; 6 — регулятор; 7 — распределительный
клапан, 8 — форсунка.
печивающих при работе тормоза большой
коэф, трения. Колодки связаны между со-
бой пружинами. При включении тормоза
силовой привод (как правило, гидравлнч.
или пневматический) прижимает колодки
к тормозной рубашке, жёстко закреплённой
на корпусе колеса и вращающейся вместе
с иим. После снятия усилия с силового
привода тормозные колодки возвращаются
в исходное положение пружинами.
Тормоза такого типа создают достаточно
большой тормозной момент Осн. недоста-
ток — неравномерный износ колодок.
В камерном тормозе торможение осу-
ществляется подачей жидкости под давле-
нием или сжатого воздуха в резиновую
кольцевую камеру, что приводит к при-
жатию тормозных колодок к тормозной ру-
башке. Камерные тормоза просты в изго-
товлении и эксплуатации, отличаются плав-
ной работой, без заклинивания, высокой ве-
совой эффективностью, критерием к-рой яв-
ляется отношение массы тормоза к погло-
щаемой энергии. Осн. недостатки: замедлен-
ность действия, большой расход воздуха
и потеря камерой упругих свойств при
низкой темп-ре.
Дисковые тормоза действуют по
принципу фрикц. муфты сцепления На ба-
рабане колеса и корпусе тормоза укрепле-
ны вращающиеся вместе с колесом и непод-
вижные тормозные диски. Диски переме-
щаются вдоль оси колеса. Тормозной эффект
достигается тем, что вращающиеся диски
прижимаются к неподвижным. Дисковые тор-
моза компактны, создают больо|ой тормозной
момент, работают плавно, без заклинивания,
не требуют точной концентричности колеса
и барабана. Недостатком является плохой
отвод тепла от пов-стей трения, вследствие
чего при длит и непрерывном торможении
возможен перегрев. В кон. 70-х гг. появи-
лись диски из композиционных материалов.
Посадка самолёта-истребителя с тормозной парашютной системой.
способные поглощать ту же энергию при
значительно меньшей массе.
Наибольшая эффективность торможения
достигается прн обеспечении предельного
коэф, трения, к-рому соответствует оп-
ределённое относит, проскальзывание ко-
леса. Увеличение тормозного момента приво-
дит к увеличению относит, проскальзыва-
ния, уменьшению коэф, трения и к по-
следующей полной блокировке колеса —юзу,
что, в свою очередь, может вызвать раз-
рушение пневматика. Чтобы достичь наиболь-
шей эффективности торможения и исклю-
чить юз, на многоколёсных шасси приме-
няется автоматич. регулирование тормозного
момента. Наиболее широкое распространение
получили автоматы торможения дистанц.
действия с электроинерц. или электрич.
датчиками.
Рост посадочных скоростей потребовал
применения дополнит, средств, позволяющих
уменьшить длину пробега: тормозных пара-
шютов, реверсивных устройств.
Историческая справка. Применению
тормозных механизмов колёс, позволяющих
развивать большой тормозной момент, длит,
время препятствовала схема шасси с хвосто-
вым колесом Прн сильном торможении со-
здавалась опасность опрокидывания ЛА на
носовую часть (центр масс располагался
непосредственно за гл. опорами). Появление
схемы шасси с носовой опорой решило проб-
лему торможения и полностью исключило
опасность опрокидывания ЛА.
Колодочные и камерные тормоза применя-
лись до 50-х гг. Их энергоёмкость оказа-
лась недостаточной для возрастающих масс
ЛА. Был разработан дисковый тормозной
механизм, способный поглощать значитель-
но большую кинетич. энергию и работать
с более высокими нагрузками. На совр.
ЛА (кроме очень лёгких самолётов) приме-
няют только дисковые тормоза.
В М Шейнин
ТОРМОЗНОЙ КРЮК, посадочный
к р ю к,— элемент взлётно-посадочных уст-
ройств самолёта, предназначенный для за-
хвата троса аэрофинишёра и остановки
самолёта при аварийной посадке илн пре-
рванном взлёте на аэродроме, а также во
время обычной посадки на палубу авиа-
несущего корабля или укороченную ВПП.
Т. к. самолётов аэродромного базирования
рассчитаны на усилие, останавливающее са-
молёт при пробеге 200 — 300 м, а самолётов
палубного или смешанного базирования —
при пробеге 70—100 м.
ТОРМОЗНОЙ ПАРАШЮТ— парашют с
комплектом устройств, обеспечивающих его
размещение и крепление на самолёте и введе-
ние в действие; предназначается для сокра-
572 ТОРМОЖЕНИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
щения длины пробега (см Посадка)
Обычно вводится на скорости 180—400 км/ч,
резко увеличивает сопротивление воздуха,
что позволяет быстро снизить скорость дви-
жения самолёта и сократить длину пробега
на 30—35% Использование Т п особенно
целесообразно при посадке самолета на ув
лажнеиную илн обледенелую ВПН, когда
эффективность тормозов колес шасси резко
снижается из за уменьшения коэф сцепле
ния и пользование ими на нач этапе пробе-
га становится опасным На легких самолетах
обычно применяют один Т п пл 15 — 40 м2,
на ср и тяжёлых — тормозные парашютные
системы, состоящие из неск куполов общей
пл до 200 м2 (см рис ) Время вытя
гивания и наполнения куполов 1,5-3 с
Тормозное усилие парашютов пропорцно
иально квадрату скорости движения само
лета На скорости 20—30 м/с Т п обычно
отцепляют, т к они становятся неэф-
фективными
Т п , как правило размещаются в хвое
товои части фюзеляжа т о , чтобы линия
действия тормозящего усилия проходила
возможно ближе к центру масс самолёта
Тормозная парашютная система состоит
обычно из вытяжных и осн парашютов
(включающих купол и стропы), чехла,
контейнера со створками и замка После
открытия створок контейнера пружина вытал
кивает в поток вытяжной парашют, к-рый
вытягивает чехол и осн парашюты Выпуск
и отцепку парашютов производит лётчик
при помощи дистанц системы, обеспечиваю
щей необходимую блокировку и последова
тельиость операций Применяются также ав
томатич системы введения парашютов, сра
батывающне, как правило, после касания пе
редней или осн опорами шасси самолета
пов-сти ВПП На приборной доске летчика
имеется светосигнализатор, к рый указыва
ет, что Т п аведен в действие Т п при-
меняются в осн на воен самолётах, т к
возникающие при выпуске Т п перегруз
ки могут быть достаточно большими
Т п был впервые разработан Г Е Ко-
тельниковым (1912) и опробован на авто
мобиле «Руссо Балт> Практич применение
получил в 1937 на самолете АНТ-6, пред-
назначавшемся для посадки на лед в р-не
Сев полюса Этот Т п конструкции И В Ти
това обеспечивал посадку на огранич ВПП
В Ф Федоренко
ТОРМОЗНОЙ ЩИТОК — отклоняемая
пов-сть на самолёте, используемая для уве
личення сопротивления аэродинамического
Т щ располагается в осн на фюзеляже
В нек рых случаях в качестве Т ш
используют створки шасси и др элементы
Ф-ции Т щ часто выполняют интерцеп
торы Осн требование к Т щ — высокая
Эффективность торможения при миним
изменении подъемной силы и продольного
момента
ТОРПЕДА авиационная —см в ст
Противолодочное оружие
ТР — марка первых сов турбореактивных
(отсюда назв ) двигателей, созданных под
рук А М Люльки (см ст АЛ)
ТРАВЕРЗ (от лат transversus — попереч
ный) — направление, перпендикулярное кур-
су ЛА «Быть на Т» к-л объекта означает,
что наблюдатель с ЛА видит данный объект
в направлении, составляющем прямой угол
с курсом ЛА, т е в момент прохож-
дения Т к л ориентира (насел пункта, реки,
горы и т Д ) ЛА находится от него на наи
меньшем расстоянии Во время полёта при
хорошей видимости этим часто пользуется
штурман ЛА для поверочного определения
курса и правильности выполнения расписа
ния полета
ТРАНСЗВУКОВАЯ СКОРОСТЬ - то же.
что околозвуковая скорость
ТРАНСЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение га-
за в к ром скорость потока может пере
ходить через местную скорость звука.
оставаясь в одной части пространства мень
ше, а в другой превосходя её Принято
считать, что в Т т разность между ско
ростью частиц н скоростью звука невелика
так что в каждой точке Маха число М
близко к единице |М—Ij-cl
Изменение площади поперечного сечения
элементарной трубки тока влечет за собой
прямо противоположные изменения скорости
в зависимости от того, меньше или больше
единицы число Маха Сужение (расширение)
трубки тока вызывает увеличение (падение)
скорости потока в ней при М<1 и умень
шение (рост) скорости вследствие быстрого
увеличения (падения) плотности газа при
М>1 Это свойство положено в основу
конструкции Лаваля сопла типичного уст-
ройства в к ром реализуется Т т с пере
ходом через скорость звука в окрестности
миним (критического) сечения При увели
чении скорости набегающего дозвук потока
и приближении ее к звуковой происходит
резкое возрастание сопротивления аэроди
намического обтекаемого тела Это явление
связано с образованием у его пов сти
местных сверхзвук зон, оканчивающихся
сзади скачками уплотнения Рост сопротив
ления обусловлен необратимым сжатием
газа при переходе через скачки уплотне-
ния, изображенные на рис жирными линиями
Эффективный метод уменьшения сопротнвле
ния ЛА в трансзвук диапазоне скоростей
полёта состоит прежде всего в примене
нии стреловидных крыльев (см Крыла тео
рия Стреловидного крыла теория), поскольку
силовые нагрузки зависят в главном от нор-
мальной к передней кромке составляющей
вектора скорости, а не от его модуля
Еще один приём, ведущий к снижению
сопротивления тела, основан на изоэнтропич
сжатии газа в местных сверхзвук зонах
Для этой цели разработаны сцен профили
с пикообразным распределением давления
вдоль его носовой части Приходящие на
звук линию (синие штриховые линии на
Местные сверхзвуковые зоны обтекаемого профиля
рис . на этой линии М—I) интенсивные
волны разрежения отражаются от неё в виде
непрерывных волн сжатия Хотя полностью
избежать появления скачков уплотнения в
системе изоэнтропич волн нельзя, практи
чески удаётся значительно понизить интен-
сивность возникающих ударных фронтов
С 70-х гг получили распространение сверх-
критические профили с местной сверхзвук
зоной, простирающейся почти по всей их
верхней пов сти Поскольку местное число
Маха в сверхзвук зоне не превышает
значительно единицу, интенсивность скачков
уплотнения мала Вырез же в хвостовой
части на ииж стороне сверхкритич профиля,
где М<Д, обеспечивает смещение назад
действующей на профиль нагрузки
Значит вклад в общее сопротивление об
текаемою тела может вносить отрыв по-
граничного слоя из-под замыкающих местные
сверхзвук зоны скачков уплотнения На
самолетах и др телах пограничный слой,
взаимодействующий со скачком уплотнения.
является турбулентным На испытываемых
в аэродинамич трубах моделях в погра-
ничном слое часто осуществляется ламинар
ное течение Для его искусств турбулизации
применяют разл методы, напр на носовые
части профилей наносятся карборундовые
зёрна (см также Турбулизатор) Кроме
тою предпринимаются попытки подавить
отрыв пограничного слоя вызываемый замы-
кающим скачком уплотнения, при помощи
отсоса пограничного слоя
Реализация Т т в аэродинамич трубе
сопряжена с нек-рыми трудностями, посколь-
ку помещаемая в ее рабочей части модель
играет роль блокирующего устройства — об-
разующиеся на модели значит сверхзвук
зоны взаимодействуют со стенками аэро
динамич трубы и разрушают Т т Чтобы
свести к минимуму интерференц эффекты
со стенками, последние снабжаются перфо-
рац отверстиями (см Перфорация стенок)
приближающими условия в потоке к имею
щим место в безграничном пространстве
По измерениям в аэродинамич трубах
в кон 40-х гг был сформулирован закон
стабилизации Т т, гласящий, что изме-
нения в распределениях параметров газа
вдоль пов-сти обтекаемого тела малы по
сравнению с изменением числа Маха М
набегающего потока Сложнее моделировать
влияние вязкости на структуру Т т,
в связи с чем в 70 е гг наметилась
тенденция к стр-ву все бодее крупных аэро-
динамич труб трансзвук диапазона ско-
ростей с большими значениями Рейнольдса
числа потока
Матем трудности в исследовании Т т
даже в модели идеальной жидкости обуслов-
лены нелинейным характером исходных
ур ний движения газа и их смешанным
эллиптико гиперболнч типом Предположе-
ние о близости скорости частиц к мест-
ной скорости звука позволяет упростить
Эйлера уравнения, но и в получаемой
асимптотич системе ур ний сохраняется
ведущий нелинейный член, т е ур ния
остаются нелинейными Осн преимущест-
во асимптотич ур ний заключается в их
инвариантности по отношению к двухпара
метрич группе преобразований подобия
Существование такой группы позволяет,
с одной стороны, сформулировать обобщён-
ный подобия закон для Т т , объединяющий
в едином параметре подобия число Маха
и относит толщину обтекаемого тела,
а, с другой стороны, установить широкий
класс автомодельных решений Последние
играют большую роль в выяснении качеств
особенностей Т т, в частности возможных
типов перехода через скорость звука в
окрестности критич сечения сопла и даль-
него поля вокруг обтекаемою тела Ряды,
получаемые при разложении по ф циям от
автомодельной переменной, лежат в основе
матем обоснования закона стабилизации
Т т и оценки быстрого роста сопротивления
тел при М-Н В исследованиях плоскопа-
раллельного Т т широко применяется го-
дографа метод, ведущий в комбинации с
асимптотич подходом к известному линей
ному ур Нию итал математика Ф Трикомн
(F Tncomi) Хотя в нек-рых матем
моделях построены безударные местные
сверхзвук зоны, строгие аргументы свиде-
тельствуют о невозможности, вообще говоря,
реализовать потенциальное Т т у профиля
или крыла Поэтому практически задача
сводится к определению аэродинамич форм,
допускающих макс снижение интенсивности
замыкающих скачков уплотнения
Осн инструментом в теоретич изучении
Т т является числ интегрирование ур-ний
Эйлера, для чего чате всего исполь-
зуются разл модификации т н метода
верх релаксации, а с 70-х гг - метод
www.vokb-la.spb.ru - Самол"ет^вош»иРУук^лР5?^
приближ факторизации При помощи этих
методов проектируются крыловые профили
со скачками уплотнения небольшой амплиту
ды в замыкающих местные сверхзвук
зоны системах изоэнтропич волн сжатия
н сверхкритич профили обладающие высо
ким аэродинамич качеством Наряду с
исследованиями трансзвук плоскопарал
ле ль ных течении и осесимметричных течений
ведутся эффективные расчеты трехмерного
поля скоростей около произаольных по форме
конфигураций, создаются программы для
вычисления параметров газа в потоке у ЛА
Данные расчетов существенно дополняют
результаты измерений в аэродинамич тру
бах Интегрирование ур ний Прандтля для
сжимаемого пограничного слоя позволяет
учесть вязкость и теплопроводность воздуха
и вычислить соответствующие поправки к
решению для идеального газа Для иссле
дования явлении отрыва и устойчивости при
меняется совр концепция Пограничного слоя
с самоиндуциров давлением
Лит I у дер л ей К Г Теория околозвуковых
течений пер с нем М I960 Рыжов О С
Исследование трансзвуковых течений в сотах
Лаваля М 1965 Коул Дж Д Кук Л П
Трансзвуковая аэродинамика пер с англ М
1989	О	С Рыжов
ТРАНСЗВУКОВЫЕ АВТОКОЛЕБАНИЯ
самовозбуждаюшиеся колебания органов уп-
равления ЛА при скоростях потока близких
к скорости шука Причиной возбуждения
Т а является перемещение при околозвук
скоростях скачков уплотнения к-рые распо
лагаются (рис 1) либо на несущей
пов-сти либо иа органе управления, либо
на задней кромке органа управления Взаимо
действие скачка уплотнения с пограничным
слоем приводит к отрыву потока из под
скачка причем интенсивность и характер
возникающих в зоне отрыва нестационарных
давлений зависят от интенсивности скачка
уплотнения При отклонении (напр , под
действием случайного толчка) органа уп
равления на нек рыи угол 6 (рис 2)
скачки уплотнения перемещаются один —
вниз, другой - вверх по потоку При этом
интенсианость первого скачка уплотнения
Рис 1 Схема расположения скачков уплотнения
потока а — на несущей поверхности, б — на
органе управления в — на задней кромке органа
управления 1 - несущая поверхность 2 и 5 —
скачки уплотнения 3 — зона отрыва потока 4 —
орган управления
Рис 2 Перемещение скачков уплотнения при от
клоненин органа управления
Рнс 3 Схема установки уголков (а) и располо
жение генераторов вихрей на оперении самоле
та (б)
уменьшается, второго — увеличивается, со
ответственно изменяется и интенсивность
отрыва потока В результате происходит
нарушение баланса между аэродинамич
демпфированием и возбуждением колебаний
органа управления При нек-рых условиях
возбуждение колебаний может стать прева
лирующим, что приведет к самовозбуждению
колебаний органа управ 1еция Аэродинамич
силы обусловливающие демпфирование и
возбуждение колебаний, нелинейно зависят
от угла 6 Установление предельного цикла
(предельного значения б) Т а произойдёт
при определ значении 60, koi да наступит
баланс между энергией, поступающей от
аэродинамич возбуждении, и ее рассеянием
из-за демпфирования колебаний (с учетом
внутр треиия в конструкции)
При Т а с матым и средним значениями
предельных циклов ухудшается комфорт
пассажиров, снижается работоспособность
членов экипажа, а также уменьшается срок
службы узлов навески органа управления
и проводки управления Большие значения
предельных циклов Т а (б0 порядка
неск градусов) вызывают разрушение авиац
конструкции
Существуют аэродинамич и конструктив-
ные способы предотвращения и гашения
Т а К аэродинамич способам относятся
установка уголков на несущей повети
вдоль передней кромки органа управления
(рис 3, о) и оснащение несущей пов сти
впереди органа управления вихреи гене
риторами (рис 3, б) Уголки на несущей
пов сти препятствуют свободному переме-
щению скачков уплотнения, цо увеличивают
аэродинамич сопротивление ЛА, повышают
уровень возмущений потока, приводящих к
бафтингу Генераторы вихреи способствуют
устойчивости потока около органа управ-
ления
С целью гашения Т а повышают жест-
кость проводки управления и узлов навески
органа управления на несущую пов сть
ЛА, что приводит к увеличению собств
частоты крутильных колебаний органа управ
ления, для повышения демпфирования коле
баний в цепь проводки управления уста
навливают фрикционный или чаще гидрав
лич демпфер
Лит Ч ж е и П К Управление отрывом потока
пер с аигч М 1979	Г М Фомин
ТРАНСМИССИЯ ВЕРТОЛЁТА (от лат
iransmissio — переход, передача) — совокуп
ность агрегатов и узлов для передачи
мощности от двигателя (двигателей) к не
сущему винту (несущим винтам) и ру-
левому винту вертолета Различают след
осн типы Т в одновинтового вертолета
с рулевым винтом, соосного вертолёта,
двухвинтового вертолета продольной схе
мы (см рис 1—3), двухвинтового верто-
лета поперечной схемы, многовинтового
вертолета
Т в состоит, как правило, из след
агрегатов и у<лов редукторов (главного,
промежуточного, хвостового, объединитель
ного и др), трансмиссионных валов (сое
динит и синхронизирующих), муфт этих
валов и их подшипниковых опор, приводов
И агрегатов, необходимых дли работы разл
систем вертолета, муфт свободного хода и
муфт сцепления, тормоза несущего винта,
вентиляторной установки
Редукторы предназначаются для пре
образования высокой частоты вращения дви
гателей в низкую и создания больших
крутящих моментов, необходимых для вра
щения винтов, для изменения направления
оси вращения (напр , горизонтальной оси
вращения двигателя в вертик ось вращения
несущего винта), для восприятия нагрузок,
создаваемых несущими и рулевыми винтами
и передачи их элементам конструкции фюзе-
ляжа, для привода во вращение разл
агрегатов, обслуживающих вертолёт Нек
рые типы редукторов могут выполнять все эти
ф ции (напр, гл редукторы), др типы
редукторов — только отд ф ции (напр ,
промежуточные и хвостовые редукторы)
Трансмиссионные валы служат для
передачи вращения как от Двигателя (дви
гателей) к редукторам так и от редук
тора к редуктору В нек рых случаях
трансмиссионные валы могут переда-
вать вращение от г«1 редукторов к несущим
винтам К трансмиссионным валам относит
ся также валы, передающие вращение от
редукторов к вентиляторным установкам
или к л др агрегатам
Коробки приводов агрегатов мо
гут иногда располагаться непосредственно
на картерах редукторов а в нек рых слу
чаях являются самостоят агрегатом, при
водимым во вращение посредством спец
трансмиссионного вала от к л редуктора
Муфты сцепления предназначаются
для соединения двигателя (двигателей)
с Т в или отъединения его от нее
При установке на вертолете ГТД со
свободными турбинами (см Турбоваль
Рис 1 Схема трансмиссии двухвинтового верто
лета продольной схемы 1 — редуктор переднего
несущего винта 2 — трансмиссионный (синхро
инзирующий) вал, 3 — объединительный редуктор,
4 — двигатели 5 — редуктор заднего несуше го
винта 6- трансмиссионные (приводные) валы
574 ТРАНСЗВУКОВЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самцлёт своими руками?!
верхнего
винта; 6 — редуктор двигателя,
крутящий момент верхнего винта,
крутящий момент нижиего Винта,
в
— крутящий момент двигателя.
Рис. 2. Схема трансмиссии соосною вертолёта
1—двигатель. 2— вал привода редуктора, 3 —
главный редуктор, 4 — вал нижнего виита; 5 —
вал
3. Схема трансмиссии одновнито-
вертолёта с рулевым винтом: 1 —
вал (конневан часть), 7—хвосто-
редуктор.
Рис.
вого
вентиляторная установка, 2 — главный
редуктор. 3 — тормоз несущего винта,
4 — трансмиссионный хвостовой вал
(передняя часть); 5 — промежуточный
редуктор; 6 — трансмиссионный хвосто-
вой
вой
ный двигатель) муфты сцепления не тре-
буются. Муфты свободного хода
служат для автоматич. отъединения дви-
гателей от Т. в. при выходе из строя или
остановке двигателя.
Тормоз несущего винта предна-
значается для фиксации винта во время
стоянки вертолёта и в нек-рых случаях для
подтормаживания несущего винта, продол-
жающего вращаться после посадки верто-
лёта. Вентиляторная установка слу-
жит для охлаждения (посредством радиа-
торов) масла редукторов и в нек-рых слу-
чаях масла двигателя. Конструкция Т. в. в
значит, степени зааисит не только от числа
несущих винтон, но и от числа двигателей,
установленных на вертолёте.
За рубежом часто под термином «транс-
миссия» подразумевают только гл. редук-
торы	А. К Котиков
ТРАНСПОРТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АП-
ПАРАТ. К транспортным относят ЛА,
предназнач для возд. транспортировки гру-
зов, а часто также (особенно в зарубеж-
ной лит-ре) и пасс. ЛА. См. ст. Грузовой
летательный аппарат. Военно-транспортный
летательный аппарат, Пассажирский само-
лёт, Грузопассажирский самолёт.
ТРАП — устройство для входа пассажиров и
экипажа в ЛА и выхода из него. По
конструкции Т разделяются на несамо-
ходные, самоходные, встроенные в здание
аэровокзала и встроенные в ЛА (см. рис.).
Несамоходные Т. изготовляются из
лёгких конструкций и состоят из каркаса
с боковым ограждением и поручнями,
ступеней и верх, площадки. Для удобства
перемещения несамоходные Т. устанавли-
ваются на металлич. обрезиненные или бес-
камерные пневматич. колёса. Несамоходные
Т. не регулируются по высоте, т е. имеют
постоянную посадочную высоту.
Самоходные Т. по типу привода раз-
деляются на Т. с электроприводом и Т
с приводом от двигателя внутр сгорания.
Самоходные Т. с электроприводом пере-
мещаются при помощи электродвигателя
пост- тока, питающегося от аккумулятор-
ных батарей. Т. состоит из ходовой части
с рулевым управлением и приводом колес,
подъёмной лестницы, механизма подъема
лестницы гидравлич. типа, ниж. и верх,
площадок. Изменение высоты подъёма Т.
для обслуживания ЛА с разл уровнем
расположения входного люка достигается
изменением угла наклона лестницы при помо-
щи механизма подъёма Т. с приводом
от двигателя внутр сгорания, как правило,
монтируются иа автомобильном шасси.
Осн. часть такого Т.— телескопии, двух-
секционная лестница с ограждениями, по-
ручнями и стационарно закреплёнными
на лестнице ступенями. Верх, секция лестни-
цы оборудована горизонтальной посадочной
площадкой с выдвижным устройством. Изме-
нение высоты Т. достигается путем выдви-
жения верх секции, стыковка трапа с ЛА
производится выдвижением концевой части
верх, площадки Для обеспечения устойчи-
вого положения при посадке-высадке пас-
сажиров самоходные Т всех видов обор]
дуются выносными гидравлич. onopaMi
Т., встроенные в здание аэр<
вокзала, по принципу действия разд<
ляютея на поворотные и стационарны!
Поворотный Т состоит из двух или трё
телескопии, секций — галерей, опирающихс
на неподвижную и подвижную опоры,
головки Т., шарнирно закреплённой на ког
цевой секции. Неподвижная опора (ротонда
устанавливается в непосредств. близости о
Трапы: а — несамоходный; б — самоходный с эле-
ктродвигателем. в — самоходный с двигателем
внутреннего сгорания; г—встроенный в самолёт
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт своими рукаТВА.П
575
аэровокзала и соединена с ним крытым
мостиком — переходом Подвижная опора
обычно опирается на два колеса На раме
опоры размещены механизмы привода колес,
поворота каретки и подъема Т Все ме
хаиизмы могут быть электромеханич или
гидравлич типа Подвод Т к ЛА осу
ществляется четырьмя движениями пово
ротом вокруг ротонды на необходимый
угол (ось колес подвижной опоры совпа
дает с продольной осью трапа), выдвиже
нием Т путем телескопирования его секций
(ось колес подвижной опоры перпенди-
кулярна продольной оси Т — подвижная
опора растягивает телескоп), подъёмом Т
на необходимую высоту стыковкой головки
Т с фюзеляжем ЛА (поворот головки)
Стационарный Т постоянно закреплен
иа галерее аэровокзала Стыковка его с
ЛА производится путем телескопирования
выдвижной секции, подъема Т и поворота
его головки Такая конструкция Т требует
точной установки ЛА на месте стоянки,
что достигается применением спец системы
наведения
Т встроенные в ЛА, являются эле-
ментом конструкции фюзеляжа — пасс две-
рью и в открытом положении выполняют
роль Т Одним торцом такой Т шарнирно
прикреплён к фюзеляжу, а др его торец
опускается до земли (и поднимается обратно)
при помощи гидравлич (основного) или руч
ного (запасного) привода В убранном
положении Т герметично закрывается и
фиксируется Т могут быть расположены
по борту фюзеляжа или в его хвостовой
части (с торца) Нек-рые ЛА оборудованы
Т, к-рые после открытия двери вручную
выставляются одним концом на землю,
а др конец прн этом закрепляется на по
роге двери	П М Зелинскии
ТРАССА ВОЗДУШНАЯ — см Воздушная
трасса
ТРЕНАЖЕР (от ан|Л tram — воспитывать,
обучать, тренировать) авиационный,—
наземное обучающее средство, предназнач
для формирования, совершенствования и
контроля профсссион навыков и умений у
личного состава воен и гражд авиации
Т могут применяться на всех стадиях
обучения, для профессией отбора, при пере
подготовке специалистов и повышении их
классности и т д В гражд авиации
получили распространение Т для летного
состава, работников инж -техн служб, опера
торов управления возд движением
Идея создания устройства для обучения
пилотов более дешёвого и безопасного,
чем самолёт, возникла на заре авиации
В 1927 в США был построен первый
действующий тренажер, представляющий
собой упрощенный макет одноместного са
молёта с кабиной, закреплённой на универ-
сальном шарнире Толчком к широкому и
эффективному применению Т послужили
успехи в развитии электроники, внедрение
передовых технологий, создание модульных
структур разл уровня, в т ч програм-
мно матем обеспечения Т стали составной
частью взаимосвязанно! о комплекса средств
обучения для выработки и закрепления
Знаний, навыков и умений специалистов
в ожидаемых условиях эксплуатации, вклю
чая случаи отказов и возникновения нештат-
ных ситуаций В состав этого комплекса
наряду с Т разл типа входят электронные
классы, построенные на базе персональных
компьютеров, аудиовизуальные средства, уч
фильмы и пр Использование Т позволяет
во много раз сократить налет ЛА (экоио
мия топлива и ресурса) имитировать опас
ные режимы отказы, пожары. Многократно
повторять режимы с целью демонстрации
допущенных ошибок н их устранения (При-
чем ошибки не приводят к возникновению
Общий вид комплексного тренажера 1 — кабина экипажа 2 — экраны системы визуализации 3 —
блок имитатора акустических шумов, 4 — гидросистема 5 — кабели 6 — пульт инструктора. 7 —
система объективного контроля 8 — вычислительный комплекс 9 II —гидроиилиндры 10 — агре
гаты системы управ тения и имитации загрузки 12 — рабочее место пилога — командира ЛА, 13 —
приборная доска пилота — командира ЛА
реальной опасности), интенсифицировать уч
процесс благодаря автоматизации, повыше
нию роли инструктора внедрению новых
педагогии приемов
Т летного состава — имитационная систе-
ма, воспроизводящая интерьер кабины, все
виды информации поступающей к пилотам,
условия полёта, хар ки движения и факторы,
воздействующие на ЛА В совр Т ими
тируется специфика управления функцион
системами, двигателями или ЛА в целом,
возможны также вариации в наличии обрат
ных связей по управлению
В процедурных Т, где отрабатыва-
ются действия в кабинах с большим числом
управляющих органов с помощью приборов
имитаторов моделируется работа той части
пилотажного оборудования, к-рая необхо
дима для отработки соответствующих про
цедур
В специализированных Т, служа-
щих для отработки техники управления на
иболее важными агрегатами или системами
либо развития профессией навыков у отд
членов экипажа, моделируются динамич
процессы управления системами и даже по
лет ЛА в норм условиях и в нештатных
ситуациях На нек рых Т этого типа
устанавливаются системы имитации внеш
обстановки
Наиболее совершенными являются ком
плексные Т (см рис), предназнач
для формирования и отработки навыков
пилотирования у всех членов экипажа
как единого целого на всех или наиболее
важных этапах полета Т этого типа
отличаются наибольшей полнотой имитации
режимов полета и воспроизведения функцион
систем ЛА Они позволяют формировать
навыки и умения разл иерархического уров-
ня — от простейших до самых высоких
Здесь отрабатываются не только восприятие
и осмысление потоков информации, дискрет-
ных процедур и непрерывного пилотирования,
но и принятие решений, взаимодействие чле-
нов экипажа Друг с другом и с на-
земными службами и др Комплексные Т
оборудуются рабочими местами всех членов
экипажа Конструкция Т включает систему
подвижности, имитирующую ощущение про-
странств полета, систему полной имитации
работы органов управления Система под
вижности представляет собой динамич плат
форму, перемещающуюся с помощью гидро
цилиндров, число к рых совпадает с числом
степеней свободы (3,4 или 6)
В Т первых поколений для имитации
визуальной информации использовались про-
екционные системы, управляемые автоном
ным вычислителем Значит шагом вперед
послужило создание телевизионных систем
имитации визуальной обстановки (СИВО),
передающих изображение макета местности,
полученное подвижной управляемой камерой
Осн недостатки этих СИВО — большие габа
ритные размеры и жесткая «привязка»
к одному макету, тек одному сюжету
Электронный синтез визуальной обстановки
осуществляется системами с ЦВМ, к-рые
могут воспроизводить обстановку в 100 и
более аэропортах, обладают большой гиб
костью и быстродействием Ранние поколения
СИВО воспроизводили только ночные уело
вия позднее стали имитироваться дневные
и сумеречные условия, а также полёт
в тумане, облаках и пр
Присутствие инструктора — характерная
особенность Всех Т Он осуществляет
не только контроль, но и управление
обучением, хотя в ряде случаев преду-
смотрен режим самообучения курсанта
В нек рых Т предусмотрено размещение
рабочего места инструктора вне кабины,
чтобы не подвергать его длит акселерац
воздействиям Большое внимание уделяется
оснащению пульта инструктора средствами
выдачи обобщенной информации о ходе
«полета» и агрегатами для автоматизации
управления Т
Многие авиапредприятия и уч центры
используют такие методы и средства под-
готовки и переподготовки лётных экипажей,
к рые позволяют если ие полностью исклю
чить некоммерч тренировочные полеты, то
свести их к очень небольшому числу
Это достигается путём существенного по-
вышения техн уровня Т и сопряжённого
с ними комплекса уч средств, оснащением
их высокоэффективными компонентами, ис-
пользованием передовой технологии
Осн показатели уровня Т — адекватность
хар к, полнота имитируемых режимов, обу
чающие качества, габаритные размеры,
металло и энергоёмкость, стоимость Важ
ным является требование совпадения навыков
и умений, формируемых в процессе обучения
на Т , с достигаемыми при тренировках
в реальном полете Повышение уровня Т,
связанное с большим объёмом ни и
опытно-конструкторских работ, окупается
снижением расходов при эксплуатации ЛА,
повышением безопасности и эффективности
полетов См также Пилотажный стенд
Г Ш Меерович
ТРЕНИЕ в аэро- и гидродинами-
ке — касат составляющие вектора поверх-
576 ТРАССА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ностных сил Если в аэро- и гидродинамич
задачах движение жидкости или газа иссле-
дуется на основе Навье—Стокса уравнений,
то действие сил трения учитывается во
всём поле течения, и согласование резуль-
татов расчётов с эксперим данными зависит
от модели движущейся среды и точности
числ интегрирования ур-ний динамики вяз-
кой жидкости Расчетом единств образом
определяются структура потока и аэроди-
намич хар-ки обтекаемого тела, в частности
аэродинамич сопротивление, составной
частью к рого является сопротивление тре
ния
При больших Рейнольдса числах, с к-рыми
обычно приходится иметь дело в авиации,
широко используется теория течений идеаль-
ной жидкости и теория пограничного слоя
Хотя в первом случае силы треиия формально
ие рассматриваются, но проявление их
действия учитывается в той или иной форме
либо при постановке задачи, либо при уста-
новлении единственности и существования
решения В вязкой жидкости за счёт сил
трения происходит обмен импульсами и
энергией между ее частицами, в идеальной
жидкости такого обменного механизма нет,
поэтому при постановке задачи обычно де
лается предположение, эквивалентное этому
механизму, напр вращение жидкости как
твердого тела Др пример — подъёмная сила
профиля, наличие к-рой, согласно Жу-
ковского теореме, связано с циркуляцией
скорости вокруг профиля, но само возник-
новение циркуляции скорости и определение
её единственного значения из Чаплыгина—
Жуковского условия обусловлены проявле-
нием неидеальных свойств среды, т е
проявлением сил трения Третий пример —
прямая ударная волна, ур-Ния газовой дина-
мики формально допускают два решения пер-
вое соответствует скачкообразному пере-
ходу сверхзвук потока в дозвуковой, вто
рое — скачкообразному переходу дозвук
потока в сверхзвуковой Анализ этой задачи
с учетом сил трения указывает на реали-
зуемость первого решения и на невоз
можность существования второго решения
При безотрывном обтекании распределение
давления иа пов сти тела, полученное в
рамках теории идеальной жидкости, доста
точно хорошо согласуется с экспериментом,
для известного поля иевязкого течения со-
противление трения обтекаемого тела оцени
вается на основе ур-иий пограничного слоя
В совокупности эти результаты позволяют
правильно определить его аэродииамич
хар-ки	В А Башкин
ТРЕТЬЯКОВ Анатолий Тихонович (1899—
1978) — один из организаторов авиац
пром-сти СССР, геи майор инж -авиац
службы (1944), Герой Соц Труда (1941)
Учился в Горьковском ун те В авиац
пром сти с 1923 Директор авиац з-дов
№ 1 в Москве и Куйбышеве (1941—44),
№ 23 в Москве (1944—46)	В годы
Вел Отечеств войны под рук Т освоено
произ во штурмовиков Ил-2 и бомбардиров-
щиков Ту-2 В 1946—60 на разл долж-
ностях в авиац пром-сти Деп ВС СССР
в 1946—50 Награждён 2 орденами Ленина,
орденами Трудового Красного Знамени,
Красной Звезды, медалями
ТРЕЩИНА УСТАЛОСТНАЯ — см в ст
Усталость
ТРИММЕР (англ trimmer, от trim — при-
водить в порядок)— вспомогат рулевая
пов сть, расположенная вдоль задней кромки
осн органа управления (см рис ) Пред-
назначен для частичной или полной компен
сации шарнирных моментов органов управле-
ния на установившихся режимах полёта
(см Балансировка} Отклонение Т на нек-
рый угол осуществляется пилотом с помо
Схема использования
сации 1—триммер,
привод триммера
триммера для сервокомпеи
2 — орган управления 3 —
щью спец привода и не зависит от угла
отклонения органа управления
ТРИПЛАН (от лат tri , в сложных словах —
три, трижды и planum — плоскость) — само
лёт с тремя несущими пов-стями (крыльями),
расположенными друг над другом (не обя-
зательно строго по вертикали) В годы
1-й мировой войны по схеме Т был построен
ряд истребителей и бомбардировщиков (Соп
вич «Трайплейн», Фоккер Dr 1, Капрони
Са 42—см рис в табл VIII и IX)
Как и полипланы, Т ие имеют прей му
ществ перед бипланами, а конструктивно
сложнее
ТРОПОПАУЗА — граница между тропосфе-
рой и стратосферой (см Атмосфера Земли)
Представляет собой слой толщиной от неск
сотен метров до 1—3 км За Т условно
принимают ииж границу слоя, в к-ром
убывание темп-ры с высотой становится
меньше 2 °С/км В тропиках Т находится
на выс 15—18 км В умеренных и по-
лярных широтах Т располагается на выс
7—12 км В циклонах Т ниже, чем в
антициклонах Зимой в Арктике и Антаркти-
ке иногда наблюдаются случаи размывания
Т На широтах 30—40° отчетливо просле-
живается «разрыв тропопаузы*— располо
жение двух слоёв тропопаузы один над
Другим (соответственно тропич над поляр-
ной) Этот разрыв находится в зоне суб
тропич струйного течения и играет важную
роль в обмене воздухом между страто-
сферой и тропосферой Разрыв Т наблю-
дается иногда и н окрестности полярных
струйных течений Высота Т испытывает
сезонные изменения, а также изменения от
суток к суткам при прохождении барич
систем
Значение Т Для авиации определяется
наличием в этой области слабо развитой
атмосферной турбулентности при ясном небе,
а также изменении вертик температурного
градиента с высотой, что сказывается на
работе двигателей Обычно Т является
верх границей облаков Однако известны
случаи, когда облака «пробивают» Т и
проникают в стратосферу
трубка ТОКА — поверхность тока, прове-
денная через замкнутый контур С Пов-сть
ст, расположенная внутри Т т и опираю-
щаяся иа контур С иаз ее сечением
Если все линии тока внутри Т т и на
её пов сти нормальны к пов-сти о, то такое
сечеиие будет нормальным, или ортогональ-
ном Т т, сечение к-рой имеет бесконечно
малую площадь, называется элемента р
ной и в пределе ст—»0 переходит в линию
Трубка тока Ci и Сг — контуры трубки тока,
я, и и, — её сечения
тока Т т есть простой и наглядный
кинематич образ, облегчающий изучение
движения жидкостей и газов
Ту—марка самолётов, созданных в ОКБ,
организованном А Н Туполевым,— см
Авиационный научно-технический комплекс
(АНТК) им А Н Туполева Самолетам,
проектировавшимся в 1922—37, присваива
лось наименование «АНТ» (Андрей Николае-
вич Туполев), а с 1942 они получали обозна-
чение «Ту» Самолёты, созданные под рук
А А Туполева, имеют также марку
Ту (Рис 1) Оси данные самолётов при-
ведены в табл 1—6
АНТ-1 (рис 2) — спортивный одноместный
свободионесущий моноплан с нижним рас-
положением крыла, с ПД «Анзани» Кон
струкция самолета смешанная — деревянно-
металлическая (нервюры и хвостовое опере
ние из кольчугалюминия) Осн элементы кон-
струкции подвергались статич испытаниям,
проводились исследования в аэродииамич
трубах АНТ-1 успешно летал и подтвер-
дил расчётные хар-ки Построен в одном
экз
Рис. 1 Эмблема самолётов марки Ту
АНТ-2 (рис 3 и рис в табл X) —
первый цельнометаллнч самолёт отечеств
конструкции с ПД «Бристоль-Люцифер»
Проектировался в гражданском варианте для
перевозки 2—3 пасс и почты и в военном —
пилот и наблюдатель, вооружение 2 пулемёта
По схеме — свободионесущий моноплан с
верхним расположением крыла Крыло двух-
лонжероиное неразъёмное фюзеляж почти
треугольного сечения Вся обшивка гофриро-
ванная Кабина летчика открытая Предпо-
лагалось серийное произ во в Кольчугине
Дублер АНТ-2бис с ПД «Райт» мощностью
220 кВт построен в ЦАГИ в 1930 и успешно
использовался для почтовых перевозок
АНТ 3, Р-3 (рис '4 и рис в табл X) —
двухместный разведчик, выполненный по схе-
ме одностоечного полутораплана Выпускал-
ся с ПД «Либерти» (опытный), «Нэпир-
Лайон» (для перелета в 1926 иа АНТ-3
«Пролетарий»), Л1-5 и «Лоррен Дитрих»
(в серии) фюзеляж треугольного сечения
Вооружение — два пулемёта «Льюис» калиб
ра 7,62 мм Летчик наблюдатель (ои же
Стрелок) мог работать стоя АНТ 3 — первый
сов цельнометаллнч самолёт, выпускавший-
ся серийно На самолётах АНТ-3 выполнено
два больших перелета Построено ок 100 экз
АНТ 4, ТБ-1, Г-1 (рис 5 и рис в табл X) —
первый в мире цельнометаллнч двухмотор-
ный тяжелый бомбардировщик свободно не-
сущей моноплаиной схемы Строился с ПД
«Нэпир Лайон» (иа опытном самолёте),
БМВ-VJ (на дублере «Страна Советов»),
М 17 (в серии) Крыло многолонжеронное,
фюзеляж трапециевидного сечения, обшивка
гофрированная Кабина открытая Вооруже
ние—три спарки пулемётов ДА бомбовая
нагрузка до 1 т В зимних условиях эксплуа-
тировался на лыжном шасси, в гидро-
авиации (обозначение ТБ-1П) использовал
ся на поплавковом шасси. После снятия
с вооружения ТБ-1 передавались в ГВФ,
где с меньшими эксплуатац нагрузками под
обозначением Г 1 применялись для трансп
перевозок Для АНТ 4 впервые была решена
37 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамиТУ 577
Табл I — Самолёты специального назначения АНТК им АН Туполева
Основные данные	Спортивный АНТ-1	Агитационный АНТ 20 «Максим Г орький»	Предназначенные для вы полнения дальних беспоса дочных перелетов		АНТ 6 «Авиа арктика»
			АНТ-25 (РД)	АНТ-37бис «Родина»	
Первый полет, год Начало серийного производства,	192 1	1934	1933	1936	1936
ГОД	—	—	1933		1936
Число, тип и марка двигателей	1 ПД	8 ПД	1 ПД	2 ПД	4 ПД
	«Анзапи»	М-34ФРН	М 34 РФ	М 86	М 34Р
Мощность двИ1 а те ля кВт	25 7	662	699	699	610
Длина самолета, м	5,4	32,476	13 4	15	25.18
Высота самолета, м	1.7	11 253	55	6 15	-6,5
Размах крыла, м	7.2	63	34	31	41,85
Площадь крыла, м2	10	486	87.1	85	234.5
Колея шассн м Взлетная масса, т	—	10 64.5	7.3	8	7
нормальная	0,36	42		9.6	24 05
максимальная	—	53	11 5	12 5	24.5
Масса пустого самолёта, т Максимальная дальность поле-	0,229	28 5	3 78	5 855	12 5
та, км Максимальная скорость полёта,	540	2000	13000	7300	2500
км/ч	145	220	246	340	275
Практический [|Отолок км	0 4	4 5	7 85	8	4.5
Экипаж, чел	1	8	3	3	8
Табл 2 Самолеты-разведчики АНТК им А Н Туполева			
Основные данные	АНТ 3 (Р 3)	АНТ 7 (Р 6, КР-6)	АНТ-10 (Р 7)
Первый полет год Начало серийного	1925	1929	1930
производства, год Число, тип и марка	1927	1931	—
двигателей	1 ПД	2 ПД	1 ПД
	М-5	М 17	БМВ V 1
Мощность двигате ля кВт	331	500	500
Длина самолета, м	9.5	15,06	|0.9
Высота самолета, м	3 05	5,45	3.6
Размах крыла, м	13.02	23,2	15.2
Площадь крыла, м2	37	80	49
Колея шасси м Взлетная масса, т	1,89	4.61	—
нормальная	2,128	6 13	2,92
максимальная			7,25		
Масса пустого с а монета, т Максимальная	1.377	3 9	1 72
дальность полста,			
КМ	950	1680	1100
Максимальная ско-			
рость полета км/ч Практический по	194	212	235
толок, км	5	5 62	5,5
Экипаж чел	2	3—4	2
задача создания легкой свободнонесущей мо-
нопланной конструкции Это позволило в
дальнейшем строить самолеты монопланы с
весовой отдачей, не уступающей бипланным
схемам Конструкция стала классической и
получила признание в мировом самолете
строении На АНТ 4 установлены мировые
рекорды продолжительности полета с гру-
зом, выполнен ряд экспедиций и перелетов
Самолет использовался для отработки поро
ховых ускорителей взлёта, дозаправки топли
вом в воздухе, системы десантирования лю-
дей и тяжелой техники иа парашютах,
телемеханич средств управления, систе
мы возд авианосца «Звено» (см ниже)
ТБ-1 принимали участие в боевых дейст-
виях в 1929 иа ст Манчжурия, в 1938
у оз Хасаи, в 1939 у оз Буир-Нур
В 1939 -40 участвовали в воен действиях
в Финляндии	Во время Вел Отечеств
войны самолёты входили в состав авиагруп
пы ВВС Сев флота и использовались
для трансп перевозок Строились серийно
в 1929—32 Построено 216 экз
АНТ-5, И-4 (рис 6 н рис в табл X)—-
одноместный цедьнометаллич истребитель
полуторапланной схемы с ПД «Гиом-Рои
Юпитер IV» (иа опытном самолете). «Гном-
Рон Юпитер VI» (на дублере) и М-22
(в серии) Верхнее трехлонжеронное крыло
состояло из двух половин, стыковавшихся
по плоскости симметрии самолета В 1929
выпущена модификация И 4 с очень малень
ким нижним крылом Эта машина устанавли-
валась на крыле авианосца ТБ-l (система
«Звено») Вооружение — два пулемета «Вик-
керс» калибра 7,62 мм Строились серийно
в 1927—31 Построено 349 экз
АНТ 6, ТБ-3, Г 2 (рис 7 и рис в табл
XVI)— первый в мире нельнометаллич сво
бодионесущий моноплан-бомбардировщик с
четырьмя ПД, расположенными в ряд по
размаху в носке крыла Вначале иа АНТ-6
устанавливались ПД «Кертисс Конкерор»,
затем БМВ-VI (иа опытном самолёте),
М 17Ф и М-34Р (в серии) При создании
АНТ 6 реализована концепция А Н Туполева
об эффективности свободнонесущих моно-
планных схем при использовании толстого
профиля в корне крыла в сочетании с
его разгрузкой Четырёхлонжероиное крыло
состояло из центроплана и двух консолей
Толщина профиля крыла обеспечивала при
необходимости доступ в полете к крайним
Силовым установкам Носки крыла по обе
стороны от каждого двигателя могли отки
дываться, образуя трал для осмотра силовой
установки В центроплане были установле-
ны выдвижные башни стрелкового вооруже-
ния для защиты нижней задней полусферы
Фюзеляж трапециевидного сечения, кабина
лётчиков открытая, обшивка крыла и фю-
зеляжа гофрированная Стабилизатор с из
меняемым в полёте углом установки Управ-
ление элеронами облегчалось включением в
систему двух полиспастов Зимой самолет
эксплуатировался на лыжном шасси Воору-
жение — шесть—восемь пулеметов ДА, бом-
бовая нагрузка 4 т- В 30-х п только
в СССР было налажено крупносерийное
произ во таких больших машин В процессе
серийной постройки самолет непрерывно
совершенствовался' подкрыльевые башни за-
менила кормовая установка, на руле направ-
ления был установлен серворуль, четырех
колесное шасси, состоящее из двух тележек,
заменено двухколесным с тормозами, исполь-
зовались ПД новых моделей (в 1936 —
М-34ФРН), на арктич. варианте кабина
летчиков сделана закрытой Самолет стал
основой бомбардировочной авиации, воздуш-
но-десантных соединении, воен трансп
авиации На нем отрабатывались системы
«Звено» и «СПБ» (см «Звено» Вахмистро
ва) На АНТ-6 установлены мировые ре-
корды. осуществлен ряд экспедиций и пере-
летов После использования в ВВС само-
леты ТБ 3 передавались в ГВФ, где под
Табл 3—Истребители АНТК им А Н Туполева
Основные данные	АНТ 5 (И 1)	АНТ 13 (И-8)	АНТ-21 (МИ 3)	АНТ 23 (И 12)	АНТ 29 (ДИП)	АНТ 31 бис (И 14)
Первый полет год Начало серийного производства,	1927	1930	1913	193|	1935	1934
год	1928	-	—	—	—	1934
Число, тип и марка двш ателей	1 ПД	1 ПД	2 ПД	2 ПД	2 ПД	1 ПД
	М 22	«Кертисс- Конкерор*	М 17	«Юпитер-Vl»	М 100	М 25
Мощность двигателя кВт	353	515	500	353	633	460
Длина самолёта, м	7,28	—	12.3	9.5	13,2	6.11
Высота самолета, м	2.8		5.95	—	5.3	3.14
Размах крыла, м	11.4	9 03	20.76	10.6	19,19	11 25
Площадь крыла, м5	23 8	20,09	55,1	30	55.1	16 8
Колея шасси, м Взлетная масса, т	1,62	—	4.94	—	4 85	2.9
нормальная	1.43	1,235	5.26	2,4	53	1.54
максимальная	—	1.454		—		—
Масса пустого самолёта, т Максимальная дальность полета	0.978	1	3.8	1.75	3.9	1.17
км Максимальная скорость полёта,	840	545	2100	—	—	1050
км /ч Практический потомок, км	231	303	351	259	352	449
	7	5	7.89	8.5	—	9 43
Экипаж, чел	1	1	4	1	2	1
578 Ту
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!

обозначением Г 2 продолжали работать
С меньшими эксплуатац нагрузками ТБ 3
участвовали в воен конфликтах 1938 — 40
В Вел Отечеств войне использовались в
качестве бомбардировщика в возд десант
иых и воен трансп операциях В 1932—37
построено 819 экз
АНТ 7 Р6 КР6 Р 6П МР6 ПС 7
МП 6 (рнс 8 и рис в табл ХИ) —
самолет многоцелевого назначения что отве
чало воен доктрине сер 20 х гг —
разведчик истребитель дальнего сопровож
дення бомбардировщик торпедоносец Цель
иометаллич моноплан с двумя ПД (М 17
БМВ VIC М 17Ф) Крыло четырехлонжерон
ное с размещенными внутри него бензо
баками Стабилизатор с изменяемым в поле
те углом установки Управление двойное
(это позволило использовать АНТ 7 в каче
стве уч машины при переходе на более
скоростные самолеты СБ) Вооружение —
пять пулеметов ДА бомбовая нагрузка
500 кг Защита задней иижней полу
сферы обеспечивалась опускающейся пово
ротной башней со стрелком Хорошо воору
женная машина по скорости не уступала
одномоторным истребителям тех лет По
ставленный на поплавки самолет (обозна
чения Р 6П МР 6) использовался в мор
авиации С 1936 АНТ 7 снимались с воору
жения передавались (под обозначениями
ПС 7 и МП 6) в ГВФ и Главсевморпуть
Благодаря большому радиусу действия
применялись для картография съемок в
Сибири Пасс вариант вмещал семь чел
при двух членах экипажа АНТ 7 был первым
самолетом пролетевшим 5 мая 1937
полюсом (см Арктическая воздуи
сов
Сев
экспедиция 1937 года) В 1938 самолет!
Р 6 участвовали в спасении людей с корабле{
затертых льдами в море Лаптевых В 193
на ПС 7 выполнен сверхдальний переле
Москва—бухта Нагаева (9222 км за девят
летных дней) Во время Вел Отечест!
воины АНТ 7 уже снятый с вооружение
применялся для буксировки планеров до
ставки оружия партизанам и эвакуаци
раненых и т д Было построено 406 само
летов разных модификаций
АНТ 8 МДР 2 (рис 9)— первый сов цель
иометаллич гидросамолет мор дальний раз
ведчик с двумя ПД БМВ VI Двигател
устанавливались на стойках над крылом
имели толкающие винты что уменьшал'
Таб । 4— Бомбардировщики АНТК	им А Н Т v। слева						
Основные данные	АНТ 4 (ТБ 1)	АНТ 6 (ТЬ b	АНТ 16 ( ГБ 4)	АНТ 17 (ДБ 2)	АНТ 4<i (СБ)	АНТ 41 (Г 1)	Т\ 2
Первый полет год Нача io серийного производства год Число тнп и марка двигателей Мощность двигателя кВт Тяга двигателя кН Длина самолета м Высота самолета м Размах крыла м Площадь крыла м2 Колея шасси м Взлетная масса т нормальная максимальная Масса пустого самолета т Максимальная дальность полета км Максимальная скорость полета км/ч Практический потолок км Экипаж чел	192о 192J 2 ПД М 17 500 18 5 1 28 7 120 58 681 8 79 4 52 1350 198 4 83 6	1930 1912 4 ПД М 17Ф 537 24 4 8 47 39 5 230 7 16 38 18 01 11 207 2700 197 3 8 8	1913 6 ПД М 34 610 32 И 73 54 422 10 64 33 28 37 2| 4 2000 200 2 75 12	1935 2 ПД <Гиом Рон* 625 15 3 825 31 85 5 72 9 456 11 5 5 8 5000 342 8 4	1934 1936 2 ПД М 100А 633 12 57 4 39 20 33 56 7 5 1 5 706 8 05 4 138 2150 423 9 56 3	193Ь 2 ПД М 34ФРНВ 883 15 54 3 86 25 73 88 94 5 88 8 925 5 846 4200 435 95 4	1941 1942 2 ПД АШ 82ФН 1360 |3 8 4 5 18 86 48 8 54 |0 86 11 36 7 434 2100 547 9 5 3-5
580 Ту
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!

вероятность их повреждения при волнении
Конструкция лодки во многом являлась
экспериментальной Часть нагрузки воспри-
нималась несущими подкрыльевыми поплав
ками Испытания, проведенные в нач 1931,
показали, что машина имеет хорошую море-
ходность, способна взлетать и садиться при
значит волне В серии самолет не строился
АНТ 9, ПС 9 (рис в табл XI)—пасс
девятнместный самолёт Опытный самолет
имел три ПД «Гном-Рон Титан» В серии
ставились либо три ПД «Райт», либо
(в основном) два ПД М-17 По схеме —
свободнонесущий моноплан с верхним распо
ложением крыла Шпангоуты фюзеляжа в
пределах салона — рамные, в хвостовой час-
ти—с расчалками Управление двойное, угол
установки стабилизатора — изменяемый в
полете В июле—авг 1929 опытный экз
АНТ 9 под назв «Крылья Советов» совершил
перелёт по Европе, подтвердивший, что ма
шина не уступает иностр самолётам такого
же класса С 1933 по 1943 ПС 9 широко
использовались на гражд авиалиниях
В 1935 ПС-9 был передан в агитэскад
рилью им М Горького Он получил назва-
ние «Крокодил» (в честь сатнрич журнала),
был соответствующим образом оформлен
внешне и с успехом совершал агитполеты
АНТ-9 участвовал во вспомогат операциях
Вел Отечеств войны Серийная постройка
самолетов велась в 1930—32 Построено ок
70 экз
АНТ 10, Р7 — двухместный разведчик
бипланной схемы с ПД БМВ-VI От
АНТ-3 отличался большими размерами,
установкой баков в крыле (впервые для
бипланов), размещением бомб в фюзеляже
В серии не строился
АНТ 13, ИЗ, «Жокей», «Общественный
самолёт» — одноместный истребитель-пере
хватчик с ПД «Кертисс Конкерор» Без-
расчалочный биплан небольших размеров
и малого веса Построен в порядке обществ
инициативы На нем впервые в СССР
достигнута скорость 303 км/ч В серии
не строился
АНТ-14 «Правда» (рис 10 и рис в
табл XI)—пасс самолет на 36 мест
Из пяти ПД «Гном Рон-Юпитер VI» четыре
располагались в носке крыла по его размаху,
один — в носовой части фюзеляжа По схе-
ме — подкосный цельнометаллич высоко-
план с гофриров обшивкой Крыло четы-
П родолыение табл 4
Основные данные	Т> 4	Ту 12 («77»)	Ту 14Т («81»)	Ту-16	Ту 80	Ту 82	Ту 85
Первый полет год	1947	1947	1950	1952	1949	1949	1950
Начало серийного производства год	1947	—	1950	1953	—	—		
Число, тип и марка двигателей	4 ПД	2 ТРД	2 ТРД	2 ТРД	4 ПД	2 ТРД	4 ПД
	АШ 73ТК	«Нин 1»	ВК 1	AM ЗМ	АШ 73ФН	ВК 1	ВД 4К
Мощность двигатели. кВт	1770	—	—	—	1770			3160
Тяги двигателя кН	—	22 3	26 5	94.6	—	26 5		
Длина самолета, м	30,18	15 75	21,95	34.8	36 6	17 57	39.31
Высота самолёта, м	8,95	4 19	5,95	10,36	8,91	6.2	11 36
Размах крыла, м	43,05	18,86	21,69	32 99	44 3	17.81	55 94
Площадь крыла, м1	161,7	48.8	67 36	164 65	173 1	45	273.6
Колея шасси, м	8,67	6 06	6.6	9,78	8 67	6 93	9,1
Взлётная масса, т							
нормальная	47,6	14.7	21	75 8	51 5	13 5	75
максимальная	54,5	15.72	25 35	—	67.2	18.34	107
Масса пустого самолёта т	35,27	8 993	14 49	37 2	41 03	9 526	55 4
Максимальная дальность полета, км	6200	2200	ЗОЮ	7800	7000—8000	2395	12000
Максимальная скорость полёта, км/ч	558	783	845	1050	650	934	665
Практический потолок, км	И.2	11 36	И.2	15	11 18	И 4	13
Экипаж, чел	II	4	3	6	11	3	II —16
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамХу!
Табл 5 — Гидросамолёты АНТК им. А. Н. Туполева
Основные данные	АНТ 4 (ТБ 1П)	АНТ 7 (Р 6П)	АН! 8 (МДР 2)	АНТ 22 (МК 1)	АНТ-27бис (МТБ 1)	АНТ 44бис (АНТ 44Д)
Первый полет, год Начало серийного производства.	1929	1929	1931	1934	1934	1938
ГОЛ	1932	1932	—	—	1935	—
Число, тип и марка двигателей	2 ПД	2 ПД	2 ПД	6 ПД	•3 ПД	4 ПД
	М 17	М 17	Б MB-VI	АМ-34Р	AM 34Р	М-87
Мощность двигатели, кВт	500	500	500	610	610	699
Длина самолёта, м	18,9	15,06	17.03	24,1	21.9	22,42
Высота самолёта, м	6,6	—	5,67	8,96	8.6	7,88
Размах крыла, м	28.7	23.2	23,7	51	39,4	36,45
Площадь крыла, №....	120	80	84	304,5	177.5	144.7
Колея шасси, м Взлётная масса, т	5,5	4,61		12	—	20.46
нормальная	. .	. .	7.5	6,41	6.92	29.45	16.25	|9 
максимальная	8	7,5	8,16	43	—	21
Масса пустого самолёта, т Максимальная дальность полёта,	5.016	4,64	4,56	21.663	10.521	13
КМ Максимальная скорость полёта»	1600	1300	|062	1330	2000	4500
км/ч ...	186	234	166	205	225	355
Практический потолок, км	3,62	3,85	3,35	3,5	4.47	7,1
Экипаж, чел	6	3 4	5	8	5	6
рёхлонжеронное, фюзеляж практически пря
моугольного сечения, шпангоуты в пределах
салона рамные, в хвостовой части — фер
менные. Самолёт предназначался для про
оптировавшейся авиалинии Москва — Влади-
восток и был наиболее крупным пасс,
самолетом тех лет с высокими лётно техн,
хар-ками. Построен в одном экз , т. к.
пассажиро- и грузопоток оказались недоста-
точными для рентабельной эксплуатации
столь больших машин Под назв. «Правда»
АНТ 14 стал флагманом (до постройки
АНТ 20) atитэскадрильи им. М. Горького.
Использовался для платных полётов над
Москвой, за 10 лет поднял в воздух
ок. 40 тыс. пассажиров Совершил неск.
рейсов по стране и принял участие в авиац.
празднике 1935 в Бухаресте.
АНТ-16, ТБ-4 (рис II)— тяжелый бомбар-
дировщик с шестью ПД М-34, два из
к рых установлены по тандемной схеме над
фюзеляжем. Схема аналогична АНТ-6. Отли
чие в значит, увеличении размеров и устрой-
стве двух крупных бомбоотсеков, располо
женных до и после центроплана. В них
размещалась бомбовая нагрузка до 4 т,
что было впервые достигнуто в мировой
практике. Необходимая жёсткость конструк
ции обеспечивалась мощными коробчатыми
лонжеронами, люки окантовывались жёст-
кими рамами. Самолёт испытывался в 1933,
в серии не строился.
АНТ-20 «Максим Горький» (рис. 12 и рис
в табл. XII)— в своё время самый большой
в мире сухопутный самолёт Строился на нар
деньги (было собрано 6 млн. руб ) в связи
с 40-летием литературной и обществ, дея-
тельности М. Горького и предназначался
для проведения агитац. мероприятий Для
Этих целей он был оборудован мощной
радиоустановкой «Голос с неба», типо-
графией, радиостанциями, фотолаборато-
рией, звуковой киноустановкой для демон
страции фильмов на открытом воздухе,
библиотекой и т- п. Кабина пилотов была
оснащена новейшими аэронавигац. прибора-
ми. Силовая установка состояла из восьми
ПД М-34ФРН, два из них — в тандемном
расположении над фюзеляжем. Запуск дви-
гателей — сжатым воздухом; топливные ба-
ки — в консолях крыла. Крыло трёхлонже-
ронное, стабилизатор, регулируемый в полёте.
Фюзеляж прямоугольного сечения. Шпангоу-
ты рамные, в хвостовой части - ферменные.
Почти вся пов-сть самолета гофрированная
Для посадки в самолет впервые в авиац.
практике применён Трап, к рый в убранном
положении становился частью пола Впервые
в истории авиации на самолёте использо-
вался не только постоянный, но и перем.
ток напряжением 120 В. Помимо членов
экипажа на борту размещалось 72 чел.
Служебные и бытовые (наир., спальные
каюты) помещения занимали площадь более
100 м2. Как и все машины тех лет,
самолёт разбирался на части, что позволя-
ло перевозить их по ж. д. На самолёте
установлены мировые рекорды грузоподъём-
ности В авг. 1934 самолёт стал флагманом
агит'эскадрильи им. М. Горького. 18 мая
1935 в результате столкновения истребите-
ля И 5 с АНТ 20 произошла катастрофа,
погибли 46 чел.
АНГ-20бис, Л-760, ПС 124 — пасс, ва-
риант АНТ-20. После гибели АНТ-20 СНК
СССР в 1935 принял постановление о про-
из ве 16 подобных самолётов, однако был по
строен только 1 экз Осн. отличия, с фю-
зеляжа снята тандемная установка двига-
телей, внутр, помещения переоборудованы
на 64 пасс места. Установлено шесть ПД
М-34ФРНВ, заменённых в 1940 двигателями
АМ-35 ПС-124 успешно эксплуатировался
на линии Москва —Минеральные Воды.
АНТ-21, МИ-3 — многоцелевой истреби
тель с двумя ПД‘М 17 Фюзеляж оваль
кого сечения с гладкой обшивкой, кабины за-
крытые, шасси убирающееся. Крыло и опере-
ние имели гофриров обшивку. Вертик
оперение — с разнесёнными шайбами. Дуб-
Табл 6_Пассажирские самолёты АНТК им А Н. Туполева
Основные данные	АНТ 2	АНТ-7 (ПС-7)	АНТ 9 (ПС 9}	АНТ |4 «Правда»	АНТ 20бис (Л-760, ПС-124)	АНТ 35 (ПС 35)	Ту 70
Первый полёт, юд	1924	1935	1929	193|	1939	1936	1946
Начало серийного производства, н>'	—	1935	193.3	—	-	1937	—
Число, тип и марка двигателей	1 ПД	2 ПД	2 ПД	5 ПД	6 ПД	2 ПД	4 ПД
	«Бристоль- Люцифер»	М-17	М-17	«Г ном-Рон Юпитер VI»	AM 34ФРНВ	М-62ИР	АШ-73ТК
Мощность двигателя, кВт . .	73,5	500	500	353	883	735	1'770
Тага двигателя, кН .	.	—	—		—	—	—	—
Длина самолёта, м .	7.6	15.06	17.01	26.49	34	|5,4	35,61
Высота самолёта, м	2.12	3,45	5	8.29	10.85	5,66	9,75
Размах крыла, м	10,45	23,2	23,85	40.4	63	20.8	43,05
Площадь крыла, м2	17.5	80	84	240	486	57.8	161,7
Колея шасси, м	....	1.75	4.61	5.07	8,05	10,65	5,55	9.48
Взлетная масса, т	0,836	6.25	6,2	17.53	42	7	Ы.4
Масса пустого самолёта, т	0,52.3	3.88	4.4	10,828	31,2	5,01	38,29
Максимальная коммерческая нагрузка, т Дальность полёта при максимальной ком	0.36	0,74	0.81	3,78	6,72	1.1	—
мерческой нагрузке, км Коммерческая нагрузка при увеличенном	425	—	700	2400	2600	920	4900
запасе топлива, т 	 Максимальм ан дальность при увеличенном	0,2	—				1 j 200	
запасе Топлива, км .	750	2000	1800	—	—		—
Крейсерская скорость полёта, км/ч	155	234	180	195	275	372	563
Число пассажиров . . .	2-3	7	9	36	64	'°	48
Экипаж, чел	1	2	2	5	9		6
582 Ту
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
лёр (АНТ-21бис; рис 13) значительно от-
личался от опытного самолёта щайбы были
заменены килем, оперение выполнено с глад
кой обшивкой В серии самолет не строился
АНТ-22.МК-1 (рис 14)— цельиометаллич
гидросамолет (мор крейсер), выполненный
по схеме катамарана Предназначался для
дальней разведки, нес бомбовую нагрузку
до 6 т на наружных подвесках Конструк
ция была уникальной и крупнейшей в мире из
построенных по этой схеме Крыло четы-
рехлонжеронное с гофриров. обшивкой
Над центропланом в трех тандемных уста
новках размещались шесть ПД АМ-34Р
Лодки конструктивно были выполнены как
поплавки, с развитой носовой частью и
относительно большой шириной Обе лодки
соединяло хвостовое оперение с двумя киля
ми Для придания конструкции необходимой
жёсткости горизонтальное оперение было
сделано бипланным расчалочиым Общивка
лодок и килей гладкая На самолёте были пре
вышены мировые рекорды высоты полета
с грузом В серии не строился
АНТ 23, И 12, «Бауманский комсомолец» —
цельнометаллнч одноместный пушечный ист-
ребитель двухбалочной схемы с иизкорасло-
лож крылом Кабина лётчика размещалась
между двумя ПД «Юпитер VI», установлен-
ными тандемно и приводящими тянущий
и толкающий возд винты Крыло двухлон-
жеронное неразъёмное с гладкой обшивкой
Хвостовые балки крепились к лонжеронам
крыла и в своей передней части переходили
в обтекатели пушек В серии не строился.
АНТ-25, РД (рис в табл XII)—цель-
иометаллич свободнонесущий моноплан с
ПД М-34 (на опытном самолёте), затем —
М-34Р Назначение — установление рекорда
Продолжение табл 6
Основные данные	Ту 104	Ту 114	Гу-124	Ту 134	Ту 144	Ту-154	Ту I54M	Ту 204
Первый полёт, год	1955	1957	I960	|963	1968	1968	1984	1089
Начало серийного производства, год	1956	1958	1961	1964	1969	1969	1984	1990
Число, тип и марка двигателей	2 ТРД	4 ТВД	2 ТРДД	2 ТРДД	4 ТРЛДФ	3 ТРДД	3 ТРДД	2 ТРДД
	АМ-ЗМ	НК 12МВ	Л 2011	Д 30	НК-144	НК 8 2	Д ЗОКУ-154	Г1С-90А
Мощность двигателя кВт	—	1 1000	—				—				
Тяга двигателя, кН	94.6	—	53	66,7	199	93	105	157
Длина самолёта, м	38.85	54 I	30 58	17,1	65 7	47 9	47 9	46
Высота самолета, м	11.9	15,5	8,08	9,02	12,5	1 1 4	1 1 4	13,9
Размах крыла, м	34.54	51,1	25,55	29	28	37,55	37 55	42
Площадь крыла, м2	169 7	311.1	105.35	115	507	180	180	|68
Колея шасси м	11,325	13,7	9,05	9 45	6	11,5	11.5	7.8
Взлетная масса т	78	179	37.6	47.6	207	98	100	93,5
Масса пустого самолёта, т	44 2	95	23.16	29	98	52	53	56 5
Максимальная коммерческая нагрузка, т Дальность полета при максимальной ком	12	22 5	6	8,2	15	18	18	21
мерческой нагрузке, км Коммерческая нагрузка при увеличенном	2100	7000	1500	1980	3500	3300	3700	2500
запасе топлива, т Максимальная дальность при увеличен	8	16	4,1	5	—	6	7	13.2
ном запасе топлива, км	2800	8400	2040	3060	6500	4500	5000	4600
Крейсерская скорость полета, км/ч	800	750	750—850	750—850	2200	850	850	810-850
Число пассажиров	100	170—224	44—56	80 86	150	164 — 180	164—175	214
Экипаж чел	5		3	3	4	3—4	3—4	2—3
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукам583
дальности беспосадочного полёта по прямой.
Крыло низкорасположенное двухлонжерон-
ное с третьим дополнит, задним лонжероном.
Отличалось большим удлинением (А.= 13,1),
наличием семиметровых топливных баков,
воспринимавших часть нагрузки. Обшивка
гофрированная, обтянутая полотном. Прн
конструировании крыла использовали спе-
циально разработанную методику расчёта
ка вибрацию и прочность крыльев большого
удлинения. Фюзеляж монококовый с гладкой
обшивкой, оперение — с гофрнров. обшивкой.
Кабина на трех членов экипажа имела но-
вейшее радио-, электро-, навигац. оборудо-
вание, обогрев. Впервые в СССР приме-
нён электрифицир. механизм подъёма шас-
си. Для непотопляемости в случае вынуж-
денной посадки на воду имелись мешки из
прорезин, ткани, наполнявшиеся воздухом
На самолётах АНТ-25 выполнен ряд выдаю-
щихся перелётов (в т. ч. беспосадочные
перелёты экипажей В. П Чкалова и
М. М. Громова через Сев. полюс в США) и
установлены мировые рекорды дальности бес-
посадочного полета по прямой и ломаной.
Строился малой серией (16 экз.), в т. ч. с ди-
зелями ЮМО-4 и АН-1 по 1 экз. (обозна-
чение РДД).
АНТ-27, МДР-4 (рнс 15)— мор. дальний
разведчик. По схеме — лодка со свободно-
несущим монопланным крылом и близко по-
ставленными к ней подкрыльевыми поплав-
ками. Крыло трёхлонжероннос с гофриров.
обшивкой центроплана и полотняной на
консолях. Над крылом на стойках уста-
новлены три ПД М-34Р. Средняя установ-
ка — с толкающим винтом. Хвостовое опере-
ние высокоподнятое. В 1935 построен второй
вариант (АНТ-27бис), к-рый в связи с
изменением боевого назначения получил
обозначение МТБ-1 — мор торпедоносец-
584 Ту
бомбардировщик. Выпускался малой се-
рией — 15 самолётов.
АНТ-29, ДНП (рис. 16) — двухместный
пушечный истребитель с двумя ПД М-100
и полностью гладкой обшивкой Самолёт
был вооружён 102-мм дина мореактивной
пушкой системы Л. В. Курчевского. Ствол
пушки и труба для отвода газов проходи-
ли по низу фюзеляжа. Предусматривалась
возможность установки и др. вооружения.
В связи с появлением реактивных снарядов
ДИП своё назначение потерял.
АНТ-31, И-14 (рис. 17)—истребитель
цельнометаллич. конструкция со свободно-
несущим монопланным крылом; первый в
Сов. Союзе с убирающимся шасси. Фюзеляж
и киль с гладкой обшивкой, крыло и ста-
билизатор — с гофрированной. Уборка шасси
тросовым приводом; колёса снабжены тормо-
зами. Опытный самолёт с высотным ПД
« Бристол ь-Меркур» имел закрытый фонарь
кабины. В Серии строился АНТ-31бис (рис.
в табл XII), имевший ряд отличий, обшив-
ка полностью гладкая, кабина открытая,
опоры шасси крепятся под бортом фюзеляжа
и убираются в сторону консолей крыла.
Первые самолёты выпускались с ПД «Райт-
Циклон», большинство — с М-25. Вооруже-
ние— пулемёт ПВ-\ н две автоматич.
пушки Курчевского АПК калибра 37 мм.
Построено 22 экз. Первый полёт в 1933.
АНТ-35, ПС-35 (рис. 18 и рис. в
табл. ХП1)— первый скоростной пасс, само-
лёт на линиях ГВФ. На опытном АНТ-35
было два ПД «Гном-Рон», на серийных —
два М-Б2ИР. Планёр, за исключением фюзе-
ляжа, взят от АНТ-40. В новом фюзеляже
размешалось 10 пасс, кресел; он был обо-
рудован звуке- и теплоизоляцией, общей и
индивидуальной вентиляцией, освещением,
отоплением. Экипаж размещался в кабине
с двойным управлением н совершенным на-
вигац. оборудованием. Самолёт мог про-
должать полёт с одним работающим дви-
гателем. Постпоено 11 экз.
АНТ-37, ДБ-2 (рис. 19)— дальний бом-
бардировщик с двумя ПД К-14 («Мистраль-
Мажор») Во время испытаний нз-за вибра-
ции горизонтального оперения произошло
разрушение самолёта в воздухе Самолёт-
дублёр ДБ-2 с двумя ПД «Гном-Рон», пере-
данный на испытания с необходимыми уси-
лениями конструкции, показал хорошие
хар-кн по дальности полёта. В серии не
строился.
АНТ-37бис, ДБ-2Б, «Родина» (рис. в табл.
XIII)—вариант самолёта АНТ-37, приспо-
собленного для установления рекорда даль-
ности. Были установлены более мощные
ПД М-86, переоборудована кабина, увеличен
объём баков. Планёр практически не менял-
ся. Крыло н оперение с гладкой обшивкой.
Впервые в СССР применено электрич.
управление подъёмом и выпуском шасси.
На самолёте «Родина» в 1938 В. С. Гри-
зодубова, П- Д. Осипенко и М. М. Раскова
установили женский мировой рекорд даль-
ности беспосадочного полёта по прямой.
В серии не строился.
АНТ-40, СБ (рис в табл. XVI) —
массовый скоростной фронтовой бомбарди-
ровщик. Его скорость была близка к
скорости истребителя, что дало возможность
использовать СБ для нанесения бомбовых
ударов в тактич. зоне противника без при-
крытия истребителей. По схеме— цельноме-
таллич среднеплан с двумя ПД «Райт-Цик-
лон» (в серии ПД М-100). Крыло двух-
лонжеронное, фюзеляж монококовой конст-
рукции. На элеронах впервые введена про-
тивофлаттерная весовая компенсация, став-
шая обязательной для скоростных самолётов.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Обшивка гладкая Опоры колёсного шасси
убирались назад в мотогоидолы, лыжные
поднимались и прижимались к нижней
поверхности мотогондол, где были сделаны
зализы обтекатели Протектированные баки
размещались в центроплане и в крыле
На серийных машинах предусматривалась
возможность установки подвесных баков
Стрелковое вооружение четыре пулемета
ШКАС Бомбовая нагрузка 1 — 1 5 т Даль-
ность полёта с 500 кг бомб — 1000 км
Самолёт выпускался в разл модификациях
с разными ПД После снятия с вооружения
самолёты использовались в ГВФ с мень
шими эксплуатац нагрузками под обозна
чениями ПС 40, ПС 41 в качестве транспорт-
ных В 1937 на СБ установлен мировой
рекорд подъёма 1000 кг груза на высоту
12 246,5 м СБ участвовал в боевых
действиях в Китае, Испании, Монголии,
на Дальнем Востоке, в сов фнн войне
К нач Вел Отечеств войны фронтовая
бомбардировочная авиация на 94% состояла
из самолётов СБ Построено 6831 экз ,
в т ч 250— в аарианте пикирующего
бомбардировщика Ар 2
АНТ 41, Т I (рис 20)—торпедоносец-
Среднеплан с двумя ПД М 34ФРН Крыло
двухлонжеронное Шасси убиралось в мото
гондолу, хвостовое колесо — в фюзеляж
Обшнвка гладкая с потайной клёцкой На
внутр подвеске размешались две торпеды
или две бомбы по 1000 кг Испытания
показали высокие скоростные данные
(435 км/ч), хорошую скороподъемность
В одном из полётов Т 1 потерпел ка
тастрофу из-за возникшего флаттера крыла
Работы по заложенной серии были прекра-
щены
АНТ-42, ТБ 7, Пе 8— см в ст Пе
АНТ 44, МТБ, «Чайка» (рис 21 и рнс в
табл XVI) —мор тяжелый бомбардировщик
По схеме — цельнометаллнч летающая дод
ка с небольшим изгибом крыла по типу
«Чайка» В носке крыла по размаху
размещались четыре 11Д М 85 Корпус
лодки с широким днищем имел оптнм
обводы, полученные по данным испытаний
моделей в гидроканале ЦАГИ АНТ 44
успешно прошел испытания Второй экземп
ляр, получивший назв АНТ 44бис (нли
АНТ-44Д), с более мощными ПД М 87
был выполнен по схеме амфибии АНТ 44бнс
также успешно прошел испытания, в 1940
иа нём установлено шесть рекордов по клас
су амфибий Применялся в Вел Отечеств
войне Вооружение - четыре пулемёта
ШКАС, две пушки ШВАК, бомбы — до 2,5 т
В серии не строился
АНТ-51, «Иванов»— одномоторный раз-
ведчик моноплан с ПД М 62 Дальнейшие
модификации, строившиеся серийно,— ББ-1,
Су-2 (см в ст Су)
Ту-2, «103» (рис 22 и рис в табл
XVI1I) — фронтовой пикирующий бомбарди
ровщик, созданный в 1939 -40 в спец
техотделе М° 103 ЦКБ-29 НКВД По схе
ме — среднеплан с разнесенным хвостовым
оперением Два ПД AM 37 (на опытном
самолете и дублере), ALU-82 (на третьем
самолете), АШ 82НВ (в серии) Двухлон
жеронное крыло состояло из центроплана
и консолей Осн опоры шасси убирались
и над в мотогоидолы, хвостовое колесо —
и фюзеляж Фюзеляж полумонококовои кон
< i рукции с большим бомбовым отсеком Базо
воя схема была использована для со
здания ряда модификаций первого в СССР
спец фоторазведчика, штурмовика, пере
хватчика, скоростного дальнего бомбар-
дировщика, торпедоносца, истребителя
дальнего сопровождения Вооружение —
две пушки ШВАК по бортам фюзеляжа
три—пять пулемётов УБ (УБТ) Для защи
ты сзади Бомбовая нагрузка — три бомбы
по 1000 кг, макс нагрузка до 4 т Мощное
вооружение и большая скорость полета
позволяли использовать Ту-2 без истребите
лей сопровождения Серийная постройка
продолжалась с 1942 по 1950 Построено
более 2500 самолетов из них ок 800
участвовало в Вел Отечеств войне и в
войне 1945 с Японией Самолет проявил
себя как один из лучших фронтовых бом
ба рди ров ши ков 2 й мировой воины Он стал
своеобразным «мостом» между поршневой
и реактивной авиацией На его базе был
построен первый реактивный бомбардиров
щик Ту 12 (см ниже)
Гу 4, Б-4 (рис 23) — дальний тяжелый
бомбардировщик с четырьмя ПД АШ 73ТК
В 1945 в ОКБ велась разработка самолета
«64»— первого послевоен четырехмоторного
бомбардировщика Однако задерживалось
решение вопросов о его оснащении совр
радио , навигац оборудованием, системами
вооружения и т п Это объяснялось тем,
что во время войны не было возможности
проводить широкие перспективные разра
ботки Для решения возникших проблем
в миним сроки пр во постановило вместо
самолёта «64» разработать самолет Б 4,
взяв за образец имевшиеся в СССР амер
самолеты В-29 с совр оборудованием
На создание сов аналога было отведено
два года За это аремя предстояло ие только
поднять на качественно новый уровень
развития мн отрасли пром сти но и из
готовить, испытать и начать серийное про
из во сотен приборов и агрегатов для са
молётов Б 4 Ответственным за весь комп
леке работ, в к ром участвовало более 900
з-дов КБ и НИИ разл наркоматов
был назначен А Н Туполев По схеме
Ту 4 среднеплан с крылом большого удли
нения (Х=11,5) Крыло двухлонжеронное
трапециевидное Шасси с передней опорой,
оборудовано гидравлич тормозами Перед-
ние кромки крыла и оперения с противо
обледенит пневматич протекторами Фюзе
ляж полумонококовой конструкции с тремя
герметич кабинами Передняя и ср кабины
соединены между собой тоннелем На ср
кабине имеются три блистерных прицельных
станции Срелковое вооружение — 10 пушек
НС 23 в пяти турельных установках с дис
танц управлением с любого поста Бомбо
вая нагрузка 6 т, перегрузочная — восемь
1000-кг бомб Ту 4 стал последним серий-
ным бомбардировщиком с ПД и до сер
50 х ir был осн самолетом стратегии
авиации СССР Самолет широко использо-
вался в качестве летающих лабораторий
(Ту 4ЛЛ) для испытаний новою оборудова
ния двигат установок, систем дозаправки
топлиаом в полете и др В варианте
стратегия разведчика (Ту-4Р) был оснащен
дополнит баками в переднем бомбоотсеке
и фотооборудованием в заднем Построено
ок 1000 экз
Ту-12, «77» (рис 24 и рис в табл
XXIII)— первый сов реактивный бомбарди
ровщик с двумя ТРД «Нии-1» Создан на
базе серийного Ту 2 Осн отличия обшивка
кессона крыла подкреплена изнутри гофром,
фюзеляж увеличен по высоте и удлинена
его носовая часть, шасси с передней опорой,
гондолы двигателей заканчивались обтека
телями Для подкрыльевых опор Вооруже
ние — одна пушка Нр 23, два пулемета
УБ Г, бомбовая на|рузка от 1 до 3 т
При создании Ту-12 впервые решались воп
росы, связанные с особенностями как проек
тирования, так и технологии произ ва тяже
лых реактивных самолетов В частности,
стала очевидной необходимость перехода от
индивидуального кислородного питания к
гермокабинам Ту 12 успешно прошел испы
тания, достигнув скорости 783 км/ч Строил
ся малой серией — 5 экз
Ту 14, «73» (рис 25) — след реактивный
бомбардировщик ОКБ Для самолета спро
ектировано крыло со скоростными профиля
ми, применена гермокабина Горизонтальное
оперение стреловидное, вертикальное одно
килевое Ту-14 имел ряд модификаций В
связи с недостаточной мощностью двух ТРД
«Нин 1», установл под крылом, впервые в
практике мирового самолетостроения была
разработана и осуществлена установка
третьего двигателя (ТРД «Дервент V») в
хвостовой части фюзеляжа Самолет успеш
но прошел испытания, показав скорость
872 км/ч на высоте 5000 м и дальность
2810 км В варианте разведчика имел обозна-
чение «73Р» («74») Первый полет в 1947
Самолет Ту-14 («78») отличался от само
лета «73» установкой отечеств двигателей
(два ТРД РД 45 и одни РД 500) взамен
импортных Были внесены изменения в вер-
тик оперение и остекление кабины В ва
риантах торпедоносца Ту 14Т («81») и
разведчика Ту 14Р («89») установлены два
более мощных ТРД В К I, что позволило
вместо третьего двигателя оборудовать кор
мовую |ермокабину При этом экипаж
уменьшился с четырех до трех чел , число
пушек НР 23 с шести до четырех Торпеды
подвешивались в удлиненном бомбоотсеке
Ту 141 имел скорость 860 км/ч, дальность
ок 3000 км Для авиации ВМФ построено
87 самолетов
Ту 16, «88» (рис 26 н рнс в табл
XXV) — первый сов серийный дальний бом
бардировщик со стреловидным крылом В
принятой компоновке два ТРД Ат 3, имев
шие большие габариты, размещались а корне
крыла вплотную к бортам фюзеляжа, к
к-рому они и крепились, осн опоры шасси,
впервые имевшие многоколесные тележки
убирались назад в обтекатели Каналы
воздухозаборников двигателей проходили
сквозь крыло что потребовало особой кон-
струкции корневых зон лонжеронов Найден
ные конструктивные решения позволили
получить оптнм аэродинамич качества
Система сервокомпенсацин и профилиро
ванне носков рулен обеспечили возможность
ручного управления во всём диапазоне
скоростей без бустерных устройств Впервые
для самолетов такого типа была разрабо
тана и внедрена в практику система
дозаправки топливом в полете «с крыла на
крыло» Вооружение — семь пушек НР 23,
бомбовая нагрузка 3 т (максимальная —
9 т) Ту 16 имел ряд модификаций раз-
аедчик с фотоаппаратурой в бомбоотсеке,
заправщик с дополнит топливным баком,
торпедоносец постановщик радиопомех, ра
кетоноеец В последней модификации Ту-16
мог поражать объекты противника, не входя
в зону его ПВО Строился массовой серией
с 1953 Построено более 1500 экз
Ьомбардировщик Ту 22
Ту-22 — реактивный сверхзвук бомбарди
ровщик со среднерасположенным крылом и
двумя двигателями типа ВД-7М в хвостовой
части фюзеляжа Экипаж 3 чел Макс
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?ТУ
585
взлётная масса без ускорителей 92 т
Макс дальность полёта на крейсерском
дозвук режиме 5650 км Потолок 13 500 м
скорость 1640 км/ч Вооружение пушка
калибра 23 мм, бомбовая нагрузка до 9 т
Строился серийно в разл модификациях
Первый полёт в 1959
Ту-22М 3 — реактивный сверхзвук бом
бардировщик, самолет с крылом изменяемой
в полете стреловидности и двумя ТРДДФ
в хвостовой части фюзеляжа (первый полёт
в 1969) На Ту-22МЗ (1977) два ТРДДФ
НК-25 тягой по 242 кН Экипаж — 4 чел
Макс взлётная масса без ускорителей 122 т,
практнч потолок 14 000 м, макс скорость
2300 км/ч Вооружение УР, бомбы Строил-
ся серийно
Ту-28—то же, что Ту-128 (см ниже)
Ту-70 (рис 27) — первый в СССР пасс
самолёт с герметнзир салоном По схеме —
низкоплан с четырьмя ПД АШ 73ТК
Построен на базе Ту-4 с увеличенным
по длине и диаметру фюзеляжем Салон
оборудован отоплением, вентиляцией имеет
ся блок питания Самолёт успеш-
но прошёл испытания В серии не строился
Опыт создания большой герметизир
кабины использован при проектировании
Т у-104
Ту 75 — трансп вариант самолета Ту 70
Фюзеляж приспособлен для размещения в
нём тяжелой боевой техники Для этой цели
сделан большой грузовой люк с опускаю-
щимся трапом Самолет брал до 10 т груза
или 100 десантников со штатным воору
жением Были введены стрелковые установ
ки — верхняя, нижняя и кормовая Ту-75
применялся для грузовых перевозок В серии
ие строился Первый полёт в 1950
Ту-80 (рис 28)—дальний бомбардиров
щик с четырьмя ПД АШ-73ФН Развитие
586 Ту
Ту-4 с целью увеличения дальности полёта
Осн отличия новая компоновка передней
кабины, ставшая прототипом для Ту 85
и Ту 95, облегчённая конструкция улучшен
ная аэродинамика крыла лолуутопленные
бортовые блистеры придельных станций
Крыло с несколько большим размахом по-
зволило на 15% увеличить запас топлива
С нагрузкой в 3 т была достигнута
дальность св 7000 км В серии самолет
не строился
Ту 82, «82» (рис 29)—фронтовой бом
бардировщик с двумя ТРД ВК 1 Впервые
в отечеств самолётостроении на бомбарди
ровщике было применено стреловидное кры
ло Мото гондолы двигателей расположен
ных под крылом, объединялись с обтекателя
ми шасси Экипаж размещался в двух гер-
мокабинах Испытания подтвердили цравиль
ность выбранных конструктивных и технол
решении Скорость Ту 82 достигала 934 км/ч
на высоте 4000 м Построено 2 экз
Полученные результаты позволили присту-
пить к проектированию самолета Ту 16
(«88»)
Ту-85 (рис 30)—межконтинентальный
бомбардировщик с четырьмя ПД ВД-4К
(на опытном самолете, на дублере предло
лагались АШ 2К) Среднеплан, Крыло двух
лонжеронное с работающей обшивкой Нов
шества в его конструкции, а также расход
горючего из крыльевых баков по наиболее
рациональной схеме позволили получить
большой выигрыш в весе высокое аэро
динамич качество Конструкции мн агрега
тов аналогичны конструкциям на самолёте
Ту 4 Вооружение — 10 пушек HP 23, бом
бовая нагрузка до 20 т Первый сов
самолет с массой более 100 т Само-
лёт успешно прошел испытания Работы
по внедрению его в серийное произ во
были прекращены, т к на смену бомбар-
дировщикам с прямым крылом и ПД
шли машины со стреловидным крылом и
ГТД (ТВД и ТРД), имевшие значительно
ботьшие скорости
Ту 91 — двухместный многоцелевой само
лет с ТВД ТВ 2 мошн 4480 кВт Перво
начально предназначался для палубного ба
зирования на авианесущих кораблях, поэте
му имел конструктивные особенности скла
дывающиеся вверх консоли крыла, систему
для взлета и посадки на палубу После
дующая переориентация на сухопутный
вариант позволила упростить и облегчить
конструкцию Сразу за соосными винтами
размешалась кабина Летчик и штурман си-
дели рядом, разделенные валом проходив-
шим от двигателя к редуктору Двигатель на
холившийся за кабиной, служил своеобраз
ной бронезашитой экипажа Катапультные
сидения обеспечивали одноврем покидание
самолета членами экипажа Оборудование
позволяло работать со всеми видами воору
жения устанавливаемого на самолете Име-
лось дистанц управление оружием для
защиты задней полусферы Самолет успешно
прошел испытания При полетной массе
7 т имел дальность 1500 км скорость
500 км/ч, потолок 6 км В серии не
строился
Ту 95 — стратегии бомбардировщик с во-
семью ТВД ТВ 2Ф сведенными попарно
в четыре установки с редуктором уник-аль
ной конструкции на опытном самолете,
и с четырьмя ТВД //А-12—на серийных
По схеме — среднеплан со стреловидным
крылом большого удлинения Шасси с
передней опорой, с четырехколесными тележ
ками иа осн опорах Обтекатели шасси
являлись продолжением мотогондол внутр
ТВД Каждый из ТВД приводил во вращение
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
т*жж'Л1 е №•
(в противоположных направлениях) два
соосных четырёхлопастных винта обору io
ванных системой автофлюгирования Ту 95т
как и Ту 16 стал в процессе развития раке
тоносным комплексом Имел ряд моднфи
каций разл назначения Строился серийно
Первый полёт в 1952
Модификация Ту 95МС — составная часть
ударного авнац комплекса, в к рый входят
самолёт носитель, ракеты класса «воздух—
поверхность» (шесть крылатых ракет) обо-
ронит комплекс На Ту 95МС установлены
четыре ТВД НК 12МВ оборудование для за-
правки топливом в полете по системе
«шланг —конус» Экипаж 7 человек
Ту-98 — сверхзвук бомбардировщик с
двумя ТРД АЛ 7Ф. расподож в хвостовой
части фюзеляжа Новшества силовые эле-
менты крыла и фюзеляжа выполнены из
Прессованных профи тиров панелей, для вво
да в двигатели невозмущенного возд
потока установлены удлиненные воздухо
заборники осн опоры шасси крепились к фю
зеляжу и убирались в него оставляя крыло
«чистым», во всех каналах управления введе
ны гидроусилители, рулевые демпфирующие
устройства Построено 2 экз
Ту-104 (рис 31 и рис в табл XXV) —
первый сов реактивный пасс самолёт
По схеме — низкоплан с даумя ТРД AM 3
Построен на базе самолета Ту 16 Заново
спроектированный фюзеляж состоял из каби
ны экипажа и салопа В салоне размещалось
от 50 до 115 пасс в зависимости От моди
фнкации Впервые в отечеств самолетострое
нии были решены проблемы обеспечения ре
сурса герметич фюзеляжа Носок крыла
обогревался горячим аоздухом от компрес
сора двигателя киль и Стабилизатор имели
электрообогрев Шассн — с передней опорой
Вошел в строй в 1956 и по существу
Стал первым в мире реактивным пасс
самолетом, успешно вступившим в регуляр-
ную эксплуатацию В 1958 на Всемирной
выставке в Брюсселе самолёту присуждена
золотая медаль На спец самолете Ту 104
моделировались условия невесомости для
летчиков из цераого отряда космонавтов
На Ту 104 установлено 26 мировых рекордов,
совершен ряд известных перелетов Самолет
эксплуатировался зарубежными авнакомпа
ниями Снят с эксплуатации в 1980
Установлен как памятник в Моск аэропорту
Внуково Построено св 200 экз
Ту 1Ю — реактивный пасс самолет с че
тырьмя ТРД АЛ 7П Создан на базе
Ту 104 Осн отличия, связанные с попарной
установкой двигателей с каждого борта
фюзеляжа изменена конфигурация корне
вых зон лонжеронов для новых воздухе
заборников, двигатели Крепятся к крыльевой
балке. а не к фюзеляжу Построено 2 экз
Первый полет в 1957
Ту-114 (рис в табл XXVI) — пасс самолёт
с четырьмя IВД НК 12МВ построенный
на базе Ту 95 По схеме — моноптан с низко
располож крытом и почвижпым ставили
затором Были решены проблемы жизне
обеспечения и необходимого комфорта для
220 пасс при длит полете Самолету были
присущи мц особенности аэробуса Двух
палубный фюзеляж в нижней части имел от
секи для багажа почты, комнату отдыха
экипажа Здесь же быта расположена
кухня с запасом продуктов Палубы соеди
нялись лестницей На верхней палубе цо
мимо салонов с удобными креслами имелось
четыре трехместных спальных купе В распо
ложенный между салонами буфет еда пода
валась из кухни спец лифтам Пассажиров
обслуживали шесть бортпроаодниц С кон
50 х гг до ]967 Ту 114 был флагманом
«Аэрофтота» и эксплуатировался на линиях
большой протяженности, связывающих
Москву с Хабаровском Дели Нью Йорком,
Токио. Гаваной В СССР самолёт не имел
конкурентов по экон эффективности Ту 114
удостоен 1 ран при на Всемирной выставке
1958 в Брюсселе ему принадлежат 32
мировых рекорда Самолёт снят с эксплуа-
тации в 1976. установлен в Моск аэропор-
ту Домодедово как памятник сверхдаль-
нему турбовинтовому лайнеру Построено
32 экз
Tv 116, Ту 1 14Д — пасс самолет с четырь-
мя ТВД НК 12 для эксплуатации на сверх
дальних беспосадочных трассах Создан
па базе Ту 95 Изменения коснулись кон
струкции фюзеляжа За центропланом распо-
ложена гермокабина, включающая два сало-
на на 20 чел . кухню, туалет служебное
помещение Для входа и выхода исполь
зоватся опускающийся трап В 1958 иа
Ту 116 совершен ряд выдающихся пере-
летов среди них первый беспосадочный
рейс пасс самолета по маршруту Москва —
Владивосток Построено 2 экз Первый по-
лет в 1965
Ту 124 (рис 32 и рис в табл XXVII) —
реактивный ближнемагистральный пасс са-
мо |ет с двумя ТРДД Д-20П Впервые
в СССР на пасс самотете были установ
лены более экономичные и менее шумные
двухконтурвые ТРД Наличие двухщелевых
закрылков и интерцепторов на крыле, поса
дочного щитка на фюзеляже, тормозного
парашюта позволяю эксплуатироаать само-
лет с ВПП как с твердым покрытием,
так и с |рунтовым Шасси трёхопорное
Осн опоры с четырехколесными тележками,
убирающимися назад по полету в гондолы
обтекатели В зависимости от классности
салон рассчитан на 44 или 56 чел Он
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?Ту 587
оснащён удобными креслами, отоплением,
вентиляцией, имеется буфет. Самолёт экс-
плуатировался рядом зарубежных компа-
ний. Построено более 150 экз.
Ту-126—первый сов. самолёт, оборудов.
системой дальнего радиолокац. обнаруже-
ния. Создан на базе Ту-114. Фюзеляж удли-
нён и переоборудован для размещения ра-
диотехнич, комплекса «Лиана» н обслужи-
вающего персонала. На хвостовой части
фюзеляжа установлен пилон, несущий на
себе радиопрозрачный обтекатель с раз-
мещённой в нём радиолокац. антенной
поиска целей, Комплекс «Лиана» обеспе-
чивал раннее обнаружение самолётов и
надводных кораблей, определение их гос.
принадлежности. Полученные данные пере-
давались на пункты ПВО. Строился серийно-
Ту-128. Ту-28—дальний сверхзвук, ист-
ребитель-перехватчик с двумя ТРДФ
АЛ-7Ф-2 с тягой по 66,7 кН (99 кН на
форсаже), расположенными в хвостовой
части фюзеляжа (первый полёт в 1961).
Построен иа базе Ту-98. Шасси трёх-
опорное; осн, опоры убираются в обтека-
тели на крыле, носовая — в фюзеляж (на-
зад по полёту). Герметич. кабина обору-
дована катапультными креслами, обеспечи-
вающими покидание самолёта на всех ре-
жимах полёта, включая взлёт и посадку.
Экипаж 2 чел. Макс, взлётная масса —
43 т, макс, скорость — 1665 км/ч, практич
дальность полёта — 2565 км, потолок —
15 600 м. Вооружение — четыре ракеты
класса «воздух—воздух*. Оборудован си-
стемой обнаружения, захвата и сопровож-
дения цели. Строился серийно. Первый полёт
в 1961.
Ту-134 (рис. 33 и рис. в табл. XXV11I) —
ближнемагистральный пасс, самолёт с двумя
ТРДД Д-20П-125 на опытном самолёте
и Д-30 на серийных. Двигатели установле-
ны в хвостовой части фюзеляжа на пи-
лонах, что значительно снижает шум в са-
лоне. Горизонтальное оперение поднято на
вершину киля. Топливо размещено в кес-
сои-баках крыла. Ту-134 был сертифици-
рован по междунар. нормам Самолёт
строился в разл. модификациях: пасса-
жирские, машины спец, назначения, летаю-
щие лаборатории. Использовался также в
школах ВВС. Ту-134 широко применялся в
«Аэрофлоте* и во мн зарубежных авиа-
компаниях. Построено более 850 экз.
Ту-144 (рис. 34 и рис в табл. XXIX) —
сверхзвук, пасс, самолёт с четырьмя ТРДДФ
НК-144А (в серии ТРД РД36-51А). Вы-
полнен по схеме «бесхвостка» Крыло тре-
Пассажирский самолёт Ту-204
угольное, малого удлинения, с наплывом
большой стреловидности в передней части.
Управление самолётом по тангажу и крену
осуществляется двумя элевонами. Каждый
из них состоит из четырёх секций, откло-
няемых раздельно с помощью двух бустеров.
Руль направления имеет две секции также
с раздельным управлением. Наличие сек-
ций в органах управления существенно
повышает надёжность работы системы. Этой
же цели служит четырёхкратное резерви-
рование всех оси- систем. Силовая установка
скомпонована под крылом в двух изоли-
ров. мотогоидолах, каждая на два дви-
гателя. Топливо размещено в кессои-баках
крыла. Оно расходуется автоматически по
определ. программе, обеспечивающей иеоб-
588 Ту
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Г
ходнмую центровку машины. Шасси трёх-
опорное. Осн. опоры имеют двухосную вось-
миколёсную тележку. Все колёса оборудова-
ны тормозами. Опоры убираются вперёд
по полёту в ниши между каналами воздухо-
заборника. Кабина экипажа вписана в об-
воды фюзеляжа и не имеет обычного
выступающего фонаря. Поэтому носовая не-
герметизиров. часть фюзеляжа с радиоло-
катором и антенными системами при взлё-
те н посадке отклоняется вниз, открывая
лобовые стёкла кабины пилотов для визуаль-
ного обзора. Для улучшения взлётно-поса-
дочных хар-к применено убирающееся в по-
лёте переднее горизонтальное оперение Са-
молёт оборудован рядом автоматич. систем,
В т. ч- для навигации и слепой посадки
Салон вмещает 150 пассажиров. Багаж
размещается в контейнерах в багажных
отсеках На самолете установлен ряд
мировых рекордов. Строился серийно. В
1977—78 эксплуатировался на трассе Мос-
ква— Алма-Ата.
Ту-154 (рнс. 35 и рис. в табл. XXV111) —
магистральный реактивный пасс, самолёт с
тремя ТРДД НК-8-2 (Д-ЗОКУ-154 на моди-
фикации Ту-154М) Ннзкорасполож. трех-
лонжеронное крыло имеет хорошую аэродн
намич. компоновку, снабжено предкрылками,
интерцепторами, трёхщелевыми закрылками
Топливо размещается в кессон-баках крыла.
Шасси трёхопорное. Подкрыльевые опоры
состоят из тележек с тремя парами колёс.
Фюзеляж, за исключением носка с антенной
радиолокатора и хвостовой части, где кре-
пятся двигатели, герметизирован. В салоне,
в зависимости от шага кресел, размещается
от 164 до 180 пасс., к-рых обслуживают
шесть бортпроводниц. Три багажных отсека
(два из них герметизированы) вмешают
18 т коммерч, нагрузки. Двигатели, распо-
лож. в хвостовой части фюзеляжа на демп-
ферных опорах, имеют удобный доступ для
осмотра. Над средним двигателем находится
вспомогат. силовая установка. Горизонталь-
ное оперение с подвижным стабилизатором
установлено сверху киля, рули направления
и высоты — сотовой конструкции. Построен-
ный в разных модификациях Ту-154 широко
применяется на линиях «Аэрофлота» и в
зарубежных авиакомпаниях.
Ту-155 — самолёт, на к-ром впервые в ми-
ровой практике установлен двигатель, рабо-
тающий на криогенном топливе (жид-
кий водород или сжиженный природный
газ). Построен на базе серийного самолёта
Ту-154. Из трёх двигЯт- установок две
(левая и средняя)— обычные для Ту-154
ТРДД НК-8-2. Третья (правая) установка
включает двигатель НК-88 или НК-89,
работающий на криогейном топливе. Для его
размещения в хвостовой части переобору-
дованного пасс салона установлен спец,
бак. Использование криогенного топлива
потребовало разработки, создания и освое-
ния принципиально новых для авиастроения
технол. процессов. Работу криогенной сило-
вой установки, её ложаро- и взрывобе-
зопасиость обеспечивают 30 бортовых ЭВМ.
Первые лётные испытания Ту-155 с двигате-
лем НК-88, работавшим на жидком водо-
роде. проведены в 1988. а с НК-89, работав-
шим на сжиженном природном газе.—
в 1989. Они подтвердили правильность вы-
бранных техн, решений.
Ту-160—сверхзвук стратегии бомбарди-
ровщик. с крылом изменяемой в полёте
стреловидности. Четыре ТРДД НК-32 уста-
новлены попарно в гондолах под задней
частью крыла. Хвостовое оперение кресто-
образной формы, киль цельноповоротный.
Макс взлётная масса 275 т Экипаж (два
пилота и два штурмана) размещён в двух
двухместных кабинах, оборудованных ка-
тапультными креслами. В полёте самолёт
Стратегический бомбардировщик Ту-95.
Стратегический бомбардировщик Ту |60.
ракет, либо из 24 ракет малой' дальности,
В оборонит, вооружение входят системы
РЭБ. павигац. н прицельная системы обес-
печивают высокие точности вывода самолё-
та в заданный p-и и поражение целей.
Строился серийно Первый полёт в 1981
Ту-204 (рис. 36) — пасс, самолет для линий
протяжённостью до 3500 км. По схеме —
моноплан с ннзкорасполож. крылом. Под
крылом на пилонах установлены два ТРДД
ПС-90А (Д-90А). Топливо размещается в че-
тырёх крыльевых баках и одном килевом.
Система расхода топлива работает в автома-
тич. режиме. Шасси выполнено по трёх-
опорнон схеме. Осн. опоры под крылом,
убираются в нишу фюзеляжа. Передняя
опора убирается вперёд по полёту. Ста-
билизатор установлен на фюзеляже. В
конструкции Ту-204 широко использованы
композиц. материалы, применены цифровые
электроднстанц. системы управления само-
летом. Салон, рассчитанный па 214 пасс.,
имеет шаг установки кресел 810 мм.
Предусмотрены варианты повыщ. комфорта
(шаг установки кресел 960 мм) и первого
класса (990 мм). Багаж, почта, грузы раз-
мещаются в контейнерах.
На самолётах АНТ и Ту было установлено
всего 225 мировых рекордов
А А Туполев, А Р Бонин М Б Саукке
ТУГОПЛАВКИЕ металлы — металлы,
обладающие высокой (выше, чем у железа)
темП“рой плавления (см. табл.).
Табл — 1 угол л а вкие м вг а ,ы ы*
На iB.iHiri1	Пло 1 нопь К1 /мй	Температур;! плавления, °C
Железо .	7874	1535
Титан	4500	1665
Цирконий	6450	1855
Хром	7190	1890
Ванадий	6110	1920
Гафний	13820	2230
Ниобий	8570	2500
Молибден .	10200	2620
Тантал	16600	3014
Рений	21030	3190
Вольфрам .	19300	3380
Экспериментальный самолёт Ту-155
Салон самолёта Ту-155 с опытным оборудованием.
может находиться (с дозаправкой в возду-
хе) десятки часов, поэтому для экипажа
предусмотрены кухня, откидная койка и др.
удобства Управление самолётом и его си-
стемами вооружения облегчено наличием
более 100 ЭВМ. Вооружение размещается
в двух отсеках фюзеляжа. Оно может со-
стоять либо из бомб, либо из 12 крылатых
* По технической классификации
Осн. часть Т. м. используется для леги-
рования стали, никелевых, титановых и др.
сплавов, значительно повышая их механич,
и др. свойства (см. Сталь, Жаропрочные
сплавы, Титановые сплавы). Наряду с этим
в 50—60-е гг. разработаны, освоены в
произ-ве и внедрены в авиастроение и др.
области техники конструкц. сплавы па
основе Т. м.— в первую очередь жаро-
прочные и др. сплавы на основе хрома,
ниобия, молибдена и вольфрама.
Повышение высокотемпературных меха-
нич. свойств сплавов на основе Т. м.
достигается умеренным легированием эле-
ментами, образующими твёрдые растворы
замещения, а также образованием в струк-
туре сплавов дисперсных частиц тугоплав-
ких соединений, гл обр. тугоплавких кар-
бидов, нитридов, боридов и оксидов (см.
Дисперсноупрочненные материалы) Сплавы
на основе Т м., за исключением сплавов
на основе хрома, успешно используют при
высоких темп-pax (выше 1000 °C) в ваку-
уме. инертных и нек-рых спец, средах,
но на изделия, предназначенные для рабо-
ты на воздухе и в окислит, средах,
необходимо наносить защитные покрытия
(см. Покрытия металлов). Покрытия нано-
сят диффузионными, вакуумтермич. н др.
методами. Сплавы на основе ниобия, мо-
либдена и вольфрама используют также
в плакированном виде и в составе мно-
гослойных металлических материалов и ком-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	589
позиционных материалов Сплавы системы
ниобий — титан алюминий обладают повыш
жаростойкостью при 700— 1200 °C Хромо-
вые сплавы, имеющие в своем составе ит
трий, лантан и др редкоземельные элемен
ты, жаростойки на воздухе и в окислит
средах при темп рах до 1300—1600 °C
Для произ ва полуфабрикатов приме-
няют слитки, полученные плавкой в ваку
умных дуговых, электронно лучевых плаз
менных печах или электросилаковым пере
плавом, а также заготовки, получаемые
методом порошковой или гранульной метал
лургии (см Порошковые материалы) Полу
фабрикаты из Т м и сплавов на их основе
(прутки, поковки, трубы, листы, фольгу
ит п ) получают методами горячей и
холодной пластич деформации
Лит Трефилов В И Мильман Ю В
Фирстов С А физические основы прочвости
тугоплавких металлов Киев 1975
Г В Кирсанов, А Т Козлов
ТУМАН — помутнение Приземного слоя ваз
духа из за иаличия взвешенных в нем ка-
пель воды или кристаллов льда или их смеси,
при к ром горизонтальная видимость ста
новится меньше 1 км Если взвеш в воздухе
мельчайшие капли воды кристаллы льда
или их смесь снижают видимость до I км
или более 1 км, то такое явление называют
дымкой
Достижение состояния насыщения воздуха
с последующей конденсацией водяного пара
в приземном слое атмосферы вызывающей
образование Т, происходит вследствие двух
осн процессов понижения темп ры воз
духа и увеличения его влажности
В зависимости от причин образования
Т различают два их осн вида т охлаж
дения и Т испарения Т охлаждения
делятся на адвективные, возникающие из-за
переноса теплого влажного воздуха на
холодную пов-сть Суши или воды, радиа
ционные - появляются в результате охлаж-
дения земли из за уноса теплоты излуче
нием н орографические, связанные с ха
рактером рельефа местности, напр в ни
зинах Т испарения образуются вслед
ствие испарения влаги с теплой пов-сти
(напр моря) в холодный воздух Т могут об
разовываться как в однородной возд массе
(внутримассовые Т ), так и в зоне атм
фронтов (фронтальные Т ) В отдельную
группу выделяются Т смешения, к-рые
образуются при смешении двух возд масс
с разной темп рой и влажностью Т
смешения могут возникать напр , вблизи
границы холодных и теплых мор течений
вблизи побережья Т препятствуют работе
возд транспорта, информация о них вклю-
чается в штормовое предупреждение
ТУМАНОВ Алексей Тихонович (1909 — 76) —
сов ученый в области материаловедения,
чл корр АН СССР (1970), засл деятель
науки и техники РСФСР (1957) Окончил
Моск электромаш иностроит ин-т (J934)
Работал в ЦАГИ (1932-36) ОКБ А Н Ту
полева (1936— 38) В 1950 — 55 нач филиала
ЦИАМ В 1938-50 и 1955-76 нач
ВИАМ Осн труды в области высокопроч
ных и жаропрочных сплавов, композиц
и неметаллич материалов, защитных покры
тий для авиац техники Гос пр СССР
(1946, 1967) Награжден 3 орденами Ленина
орденом Октябрьской Революции, 2 орде
нами Трудового Красного Знамени, орденами
Красной Звезды, «Знак Почета», медалями
С оч Авиационное материаловедение в кн
Развитиг авиационной науки и техники в СССР
М 1980 (совм с Р Е Шалиным Д 11 Старковым)
ТУМАНСКИЙ Сергей Константинович
(1901 — 73)— сов конструктор авиац двига
телей, акад АН СССР (1968, чл корр
1964), Герой Соц Труда (J957) Окончил
Петрогр военно техн школу авиамехаников
(1922) Воен возд инж академию РККА
им проф Н Г Жуковского (1931, ныне
ВВИА) Работал в ЦИАМ, на авиамотор
ном з де в Запорожье (гл конструктор
ПД М-88) в ЛИИ С 1943 в ОКБ
А А Микулина (зам гл конструктора)
В 1955 возглавил это ОКБ, С 1956 ten
конструктор Под рук Т создан ряд
ТРД для скоростных боевых самолётов,
вт ч РП 300, выпускавшийся в большом
числе модификаций 1 внес большой вклад
в создание высокотемпературных турбин
авиац цвигателей провел фундам иссле-
дования по созданию реактивных двигателей
с двухкаскадным компрессором, предложил
рекомендации по устранению опасных виб-
рац напряжении лопаток компрессоров и
турбин Ленинская пр (1957), Гос пр
СССР (1946) Награжден 4 орденами Лени
иа, орденами Октябрьской Революции, Крас
ной Звезды, медалями См ст AM
ТУПОЛЕВ Алексей Андреевич (р 1925) —
сов авиаконструктор, акад АН СССР
(1984, чл-корр 1979), Герой Соц Труда
(1972) Сын А Н Туполева Окончил
МАИ (1949) С 1942 в ОКБ А Н Ту
полева С 1957 нач Отдела по сверхзвук
ЛА, с 1963 гл конструктор, с 1973
ген конструктор Принимал участие в созда
нии мн самолетов серин Ту и их модифи
кацин — Ту 2, Ту-4, Ту 70, Ту 16, Ту-104,
Ту 114 Под его рук раэработан ряд серин
ных сверхзвук беспилотных ЛА Т — гл
конструктор самолета Ту 144, созданного
совм с А Н Туполевым На Ту 144
(см сг Ту) впервые решены сложные науч
и техн проблемы сверхзвук пасс авиации
Т предложена общая компоновка этого
самолета, совм с ЦАГИ дана теория
проектирования сверхтонкого треугольного
крыла малого удлинения Новым этапом
в проектировании стала разработка высоко-
ресурсных теплостойких конструкций для ре
жимов длит аэродинамич нагревания, ре
зервиров комплексов бортового оборудова
ння и управления сверхзвук пасс самолётов,
взлетно посадочной механизации с убирае
мым передним гориэонт оперением в «бес
хвостой» схеме, отклоняемого носка кабины
и др Под рук Т созданы пасс самоле-
ты Ту-154Б и Ту J54M (модификации
Ту 154), эксперим самолет Ту 155, исполь
зующий криогенное топливо, высокоэконо
мичный пасс самолет Ту 204 и сверхзвук
ракетоносец Ту 160 Т ведет преподаватель
скую деятельность (зав кафедрой в Моск
авиац технол ин те им КЗ Циолков
ского, проф с 1964) Автор ряда трудов по
аэродинамич компоновке сверхзвук пасс
самолетов и авиац эргономике Ден ВС
СССР в 1974—89, в 1989—91 нар деп СССР
Ленинская пр (1980), Гос пр СССР
(1967) Награждён 3 орденами Ленина,
орденами Трудового Красного Знамени,
«Знак Почёта», медалями
ТУПОЛЕВ Андрей Николаевич (1888—
1972) — сов авиаконструктор акад АН
СССР (1953, чл корр 1933), ген -полков-
ник инж (J968), трижды Герой Соц Труда
(1945, J957 1972), Герой Труда РСФСР
(1926) В 1908 поступил в Императорское
техн уч ше (позднее МВТУ), в 1918
окончил его с отличием С 1909 чл возду
хоплават кружка Участвовал в постройке
планера, на к ром самостоятельно совершил
первый полет (1910) В I9J6—18 Т
участвовал в работах первого в России
авиац расчетного бюро, конструировал пер
вые аэродинамич трубы в уч ше Вместе
с Н Е Жуковским был opt анизатором и
одним из руководителей ЦАГИ В 1918—36
чл коллегии и зам нач ин-та по опыт
ному цельнометаллнч самолетостроению
Т организатор произ ва сов алюм спла
ва - кольчугалюминия полуфабрикатов из
нею С 1922 пред Комиссии по постройке
А Т Туманов	( К Туманскнй
металлич самолётов при ЦАГИ С этою
времени начало действовать в системе
ЦАГИ сформированное и возглавляемое
им опытное КБ по проектированию и
произ ву цельнометаллнч самолётов разл
классов В 1922 — 36 Т один из создателей
научно техн базы ЦАГИ, разработчик про
ектов ряда лабораторий, аэродинамич труб,
опытового гидроканала, первого в Стране
опытного з да по стр ву цельнометаллнч
самолетов В 1923 Т создал свой первый
легкий самолет смешанной конструкции
(АНТ-1), в J924 — первый сов цельнометал
лич самолет (АНТ-2), в 1925 — первый
боевой цельнометаллнч самолёт (АНТ 3),
строившийся серийно Впервые в мировой
практике Т не только научно обосновал
рациональность схемы свободно несущего
цельнометаллнч моноплана с профилем кры-
ла большой «строит высоты», с двигателя
ми раслолож в его носке, но и создал
такой самолет, не имевший аналогов (АНТ 4,
1925) Т разработал и внедрил в практику
технологию крупносерийною произ ва лег-
ких и тяжелых металлич самолетов Под его
рук проектировались бомбардировщики,
разведчики, истребители, пасс , трансп,
мор специальные рекордные самолёты, а
также аэросани торпедные катера, гондолы,
мотоустановки и оперение первых сов ди
рижаблей Он ввел в практику отечеств
самолетостроения организацию на серийных
з-дах филиалов основного КБ, что зиа
чительно ускорило выпуск машин, создание
при КБ своих летно доводочных баз, чю
сократило сроки проведения как заводских,
так и гос испытаний опытных машин
В 1936 Т назначается первым зам нач
и гл ицж 1 л управления авиац пром сти
Наркомтяжпрома, одновременна он возглав
ляет выделенное из системы ЦАГИ КБ с
з дом опытных конструкций (авиац з-д
№ 156) Был необоснованно репрессирован
и в 1937 — 41, находясь в заключении,
работал в ЦКБ-29 НКВД Здесь им был
создан фронтовой бомбардировщик «103»
(Ту 2) Этапными самолетами Т, в к рых
воплотились новейшие достижения науки
и техники и авиац конструирования в
предвоен период стали бомбардировщики
АНТ-4, АНТ 6, АНТ 40, АНТ 42, Ту 2,
пасс самолеты АНТ 9, АНТ 14, АНТ-20
«Максим Горький» и рекордный АНТ 25
В Вед Отечеств войне участвовали ТБ 1,
ТБ 3, СБ, Р 6 ТБ 7, МТБ-2 Ту 2 и тор-
педные катера Г 4, Г-5
В послевоен период под рук Т (с
1956 он ген конструктор) создан ряд воен
и гражд самолетов Среди них стратегии
бомбардировщик Ту 4, первый сов реактив
ный бомбардировщик Ty-J2, турбовинтовой
страте! ич бомбардировщик Ту 95, бомбарди
ровщик Ту-16, сверхзвук бомбардировщик
Ту 22, первый сов реактивный пасс самолёт
Ту-104, первый турбовинтовой межконтинент
самолет Ту 114, ближние и средние маюстр
самолеты Ту-124, Ту-134, Ту 154, а также
сверхзвук пасс самолёт Ту-144 (совм С
590 ТУМАН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
А А Туполев	A H Туполев
А А Туполевым) Под рук T спроекти-
ровано св 100 типов самолетов, 70 из
к-рых строились серийно На его самоле
тах установлено 78 мировых рекордов, выпол
нено ок 30 выдающихся перелетов
Т воспитал плеяду видных авиац кон-
структоров и ученых, возглавивших самолет
ные ОКБ В их числе В М Петляков,
П О Сухой, В М Мясищев fit И Пу-
тилов В А Чижевский fit А Архан
сельский, М Л Миль fit П Голубков,
И Ф Незваль Т почётный чл Коро-
левского авиационного общества Великобри-
тании (1970) и Американского института
аэронавтики и астронавтики (1971) Ему
присуждены пр Н Е Жуковского (1958),
золотая авиационная медаль ФАИ (1958),
пр нм Леонардо да Винчи (1971), золо-
тая медаль Об ва основоположников авиа
ции Франции (1971) Был чл ЦИК СССР,
Деп ВС СССР с 1950 Ленинская пр
(1957), Гос пр СССР (1943, 1948, 1949,
[952, 1972) Награжден 8 орденами Ленина,
орденами Октябрьской Революции Суво
рова 2 й степ , Отечеств войны 1 й степ ,
2 орденами Трудового Красного Знаме-
ни, орденами Красной Звезды, «Знак
Почета», медалями, а также иностр орде-
нами Имя Т носят Авиац науч техн
комплекс в Москве, Казанский авнац
ин-т, остров в Обской губе Карского
моря В г Кимры Тверской обл установ-
лен бюст Т См ст Ту
Лит Кербер Л Л, Ту — человек и самолет,
М , 1973, Из историк советской авиации (к
60 летаю ОКБ им А Н Туполева), М , 1982,
Андрей Николаевич Туполев Грани дерзновенного
творчества, М , 1988, Андрей Николаевич Туполев
и де нтс |ьнисть И 1990 М Б Саукке
ТУПОЛЕВА МЕДАЛИ — 1) медаль, при-
суждавшаяся Президиумом АН СССР По-
становлением СМ СССР от 8 мая 1973
Золотая медаль имени А Н (уполева
учреждена Золотая медаль нм А Н Тупо-
лева «За выдающиеся работы в области
авиационной науки и техники» с выдачей
денежной премии Медаль присуждалась
сов ученым раз в 4 года в день рожде-
ния А Н Туполева — 10 ноября Право выд
вижения кандидатов на соискание Т м
предоставлялось академикам н чл корр
АН СССР и АН союзных республик,
науч учреждениям, высшим уч заведениям,
науч и инж -техи об-вам, конструкторским
бюро, науч советам АН СССР и др
ведомств по важнейшим проблемам науки
Золотая медаль, премия и диплом вру
чались иа годичном общем собрании АН
СССР (первая декада марта) Золотых
медалей и премий им А Н Туполева
удостоены 4 ген конструктора — П О Су-
хой, О К Антонов, П Д Грушин,
Р А Беляков
2) Медаль ФАИ — см в ст Награды ФАИ
ТУРБИНА газотурбинного двнгате
ля — узел Г ГД, предназначенный для пре
образования энергии газа в работу на валу,
затрачиваемую на привод компрессора двига-
теля и, в зависимости от назначения ГТД,
др устройств (возд винт, несущий внит,
вспомогат агрегаты) Применяются в осн
одно и многоступенчатые осевые Т, реже
радиальные или диагональные центростре-
мит Т В осевой Т газовый поток па-
раллелен оси вращения, в радиальной Т —
направлен вдоль радиуса Радиальные га-
зовые Т применяются при относительно
малых расходах 1аза Ступень Т состоит
из сопловою аппарата, установленного в
корпусе рабочих лопаток, закреплённых
на диске ротора, и уплотняющих элементов
(см рис )
Ступень турбины а — осевой, б — радиальной
центростремительной [ — сопловой аппарат, 2 —
корпус, 3 — ротор, 4 — уплотнения
а
К Т предъявляются высокие требования
по эффективности, надёжности работы,
габаритам и массе Т работает в широком
диапазоне изменения параметров газа и
частоты врашения ротора Требуется сохра
нение высокой эффективности Т при измене-
нии режимов работы Эффективность работы
Т характеризуется тремя кпд изоэитропн
ческим, равным отношению действит тепло
перепада в турбине к располагаемому нзо-
энтропич теплоперепаду, эффективным, или
мощностным равным отношению получае
мой механич работы к тому же изо
энтропич теплоперепаду, кпд в параметрах
затормож потока, равным отношению полу
чаемой работы к нзоэнтропич теплопере-
паду, определённому по параметрам за-
тормож потока за турбиной В газодинамнч
расчётах Т для оценки эффективности
ее работы чаще всего используется послед-
ний кпд В охлаждаемых Т кпд опре
дсляется с учетом энергии охлаждающего
воздуха (см Коэффициент полезного дей-
ствия компрессора, турбины) Для получения
высоких значений кпд должны быть оптими
зированы кинематич параметры ступени
(степень реактивности и соотношение между
окружной скоростью ротора и скоростью
газового потока) и газодинамнч параметры
лопаточных венцов, а также сведены к
минимуму потери от перетеканий газа в
радиальном зазоре между лопатками ротора
и корпусом Т Уменьшение потерь в ра-
диальном зазоре достигается применением
бандажных полок с лабиринтными гребеш-
ками на концах лопаток или уменьшением
зазора до миним значений, при к-рых
допускается касание лопаток о корпус на
нек-рых режимах работы Т в случае
применения истираемых вкладышей на внутр
пов-стн корпуса Бандажнрование рабочего
колеса обычно производится на лопатках
с относительно большим удлинением (отно-
шение длины лопатки к ее хорде) Бандаж-
ные полки используются также для сни-
жения вибран напряжений, уровень к-рых
тем больше, чем длиннее лопатки При отно-
сительно коротких лопатках (отношение диа-
метра Т к длине лопатки больше 10) важ-
ное значение имеют уменьшение радиаль-
ного зазора и его сохранение на миним.
уровне на всех режимах работы Т Для
этого применяется тепловое регулирование
зазора путем программного изменения
темп-ры корпуса и ротора Т В совр Т.
достигнут высокий уровень кпд в пара-
метрах затормож потока (90 н 93% для
одно- и многоступенчатых Т соответственно).
Выбор числа ступеней Т зависит от назна-
чения двигателя, его кинематич схемы и
параметров Для привода компрессора га-
зогенератора используются одно- н двух-
ступенчатые Т, для привода вентилятора
при большой степени двухконтурности двига-
теля или возд винта — многоступенчатые Т
(до шести ступеней) При относительно
малой степени двухконтурности для при-
вода применяются одно- или двухступен-
чатые Г Важными показателями Т являют-
ся уд значения мощности и массы
мощности, получаемой от I кг расходуемого
газа, и массы конструкции Т, отнесённой
к вырабатываемой мощности Повышение
темп ры газа, увеличение скорости газового
потока и окружной скорости ротора приво-
дят к увеличению уд мощности Т и сни-
жению ее уд массы Темп-pa газа дости-
гает 1600 —1700 К, окружная скорость ро-
тора — 500 м/с, скорости газового потока
в высокоперепадных одноступенчатых Т.
около- или сверхзвуковые
Высокие темп ры газа в Т освоены
благодаря применению жаропрочных и жаро-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
дайн*
591
стойких литейных сплавов и интенсивного
возд охлаждения омываемых газом пов стей
Дальнейшее совершенствование Т связано
с повышением темп р газа, применением
более жаропрочных н жаростойких материа
лов, включая композиц материалы, и тепло-
защитных покрытий, более соверш схем
охлаждения двигателей осн на применении
прогрессивных технол методов изготовления
лопаток, корпусов и дисков (См также
Радиальная турбина, Рабочее колесо турби-
ны, Ротор турбины, Сопловой аппарат
турбины, Ступень компрессора, турбины)
Лит Холщевников К В, Теория н расчет
авиационных лопаточных машин М 1970
Абианц В X Теория газовых турбин реактив
ных двигателей 3 изд М 1979 К М Попов
ТУРБОВАЛЬНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — разно-
видность газотурбинного двигателя в к-ром
полезная внеш работа реализуется в тур
бине, вал к рой не связан механически
с валом (валами) турбокомпрессорной части
двигателя (рис 1) Т д называют также
ГТД со свободной силовой турбиной По
условиям работы турбокомпрессора Т д
во многом сходен с ТРД, если в последнем
выходное сопло заменить свободной силовой
турбиной На практике такое преобразование
ТРД в Т д и наоборот часто встре-
чается Свободная силовая турбина — кон
Рис 1 Схема турбовального двигателя
турбовального двигателя
отношению к значениям
структивиая особенность вертолётных ГТД
Однако Т д находит применение и на
легких самолетах, а также в ряде не
авиац знергетич установок Выходной вал
силовой турбины может быть направлен либо
вперед (через полый вал турбокомпрес
сорной части) либо назад (через выходной
газовый канал) В ряде случаев Т д может
иметь встроенное пылезащитное устройство
на входе и промежуточный редуктор на валу
свободной турбины
Применение свободной силовой турбины
существенно отражается на закономернос-
тях взаимного влияния элементов двигате-
ля, способах регулирования и конструктив
ных формах В Т д помимо обычных хар-к
(по частоте вращения турбокомпрессора
пт к, высотной и скоростной) следует также
рассматривать и хар-ку по частоте вращения
свободной турбины пс т (рис 2) Для каж-
дого пост значения частоты вращения тур
бокомпрессора, характеризующего уровень
располагаемой работы, существует определ
зависимость мощности Адв, реально выда-
ваемой Т д , от частоты вращения свободной
турбины Диапазон возможного изменения
частоты вращения выходного вала Т д
составляет обычно 10—15% от номинальной
при оптим мощности А0]Г Дальнейшее
расширение этого диапазона может при
водить к ощутимым потерям мощности
Ю Г Бехли
ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ-
то же что турбореактивный двухконтур
ный двигатель
ТУРБОВИНТОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ДВИ-
ГАТЕЛЬ (ТВВД)—разновидность турбо
винтового двигателя, в к-ром вместо обыч
ного возд винта применён винтовентилятор
(см рис , см также ст Воздушный винт
и рис 3 к этой статье) На одном валу
может быть неск винтовентиляторов. рас
положенных друг за другом и вращающих-
ся в одну сторону или в противоположные
Винтовентилятор имеет высокий кпд
(9в^>0,8) в области высоких дозвук ско-
ростей полета (Маха число полёта Мж
до 0,9) Он соединен с валом турбины дви
гателя через редуктор Применение ТВВД в
гражд авиации в связи с высоким значением
его полётного кпд позволяет при больших
дозвук скоростях полёта (Мж = 0,8, высота
//=11 км) снизить уд расход топлива
на 15—20% по сравнению с ТРДД, имею
щим одинаковый с ТВВД уровень техн
совершенства Применение винтовентилятора
вместо винта позволяет снизить уровни шума
и вибраций в салоне самолета В 80 х п
работы по созданию ТВВД достигли стадии
лётных испытаний, и были начаты разра
ботки пасс самолетов с ТВВД
ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ (ТВД) —
авиац газотурбинный двигатель, в к-ром
гяг а в осн создается воздушным винтом,
приводимым во вращение газовой турбиной,
а частично (до 8—12%)— реакцией выте
кающих из сопла двигателя [азов Осн
элементами ТВД являются входное устрой-
ство, компрессор, камера сгорания, газовая
турбина, реактивное сопло, винт и редуктор
(см рис )
Атм воздух, поступающий во входное
устройство ТВД при полёте, сжимается
в воздухозаборнике и далее в компрессоре,
а затем поступает в камеру сгорания,
куда впрыскивается топливо Образовавшие-
ся газы расширяются в газовой турбине,
полезная работа к-рой затрачивается на при-
вод компрессора и винта Окончат расши-
рение газов происходит в реактивном сопле
Известны разл конструктивные схемы
ТВД одновальный, с однокаскадным комп-
рессором и т н свободной турбиной, рас-
положенной на отд валу и служащей для
привода винта, с двухкаскадным компрес-
сором, когда винт и компрессор низкого
давления приводятся отд турбиной По схе-
ме со свободной турбиной обычно выпол
няются ГТД для вертолётов (см Турбоваль-
ный двигатель)
В СССР первый эксперим ТВД В В Ува
рова был построен и испытан в кон 30 х гг
В 50 е гг были созданы серийные ТВд
под рук Н Д Кузнецова (см НК)
и А Г Ивченко (см АИ) в диапазоне
мощностей от 1880 кВт (АИ-24) до
11000 кВт (НК 12) Мощность ТВД уве-
личивается с ростом скорости и уменьшается
с увеличением высоты полёта Уд расход
топлива, отнесенный к мощности на выход
ном валу ТВД, уменьшается с ростом как
скорости, так и высоты полёта
ТВД получили распространение на дозвук
самолетах с Маха числом полёта Ми<0,8,
поскольку при малых скоростях полёта
ТВД имеет высокий полётный кпд С уве-
личением скорости полёта в связи с умень
шением кпд винта ТВД становятся менее
выгодными, чем турбореактивные двухкон-
турные двигатели, в особенности двигатели
с большой степенью двухконтурности Поэ
тому применение ТВД на магистральных
пасс самолётах сократилось Однако в связи
с возросшим значением повышения топлив-
ной эффективности пасс и трансп самолё
тов в 70— 80 х гг получили развитие рабо
ты по созданию разновидности ТВД — тур-
бовинтовентиляторных двигателей
Лит Теория реактивных двигателей Рабочий
процесс и характеристики М 1958, Теория
воздушно реактивных двигателей, под ред
С М Шлихтенко М , 1975	В Р Левин
ТУРБОВИНТОВОЙ САМОЛЁТ — самолет,
в силовой установке к-рого используются
турбовинтовые двигатели Как правило
ТВД устанавливаются на крыле самолёта
либо в носовой части фюзеляжа Осн
достоинство Т с — высокая топливная эф-
фективность
Т с 1-го поколения были созданы во
2-й лол 40 х и в 50 е гг В их
числе пасс самолёты — Виккерс «Вайка
унт», Бристоль «Британия» (Великобрита
ния), Фоккер F 27 (Нидерланды) Ан-10,
Ил-18, Ту 114 (СССР), Локхид L 188
«Электра» (США), транспортные — Ан 8,
Рис 2 Характеристики
(все значения даны по
при расчётном режиме)
Принципиальная схема турбовинтового двигателя 1 —
входное устройство, 2 — компрессор 3 — камера сгора
ния, 4 — турбина 5 — реактивное сопло, 6 — редуктор,
7 — воздушный винт
592 ТУРБОВАЛЬНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ан-12, Ан-22 (СССР), Локхид С-130, Дуг-
лас С-133 (США), противолодочные —
Фейри «Ганнет* (Великобритания), Бреге
«Ализе» (Фракция), Локхид Р 3 (США)
и др Т с , создававшиеся в 60—80 х гг ,
в осн предназначались для коротких и
местных возд линий Дальнейшие перспек-
тивы развития Т с связаны с применением
турбовинтовентиляторных двигателей
ТУРБОКОМПРЕССОР— часть ГТД, сос-
тоящая из установленных на одном валу
осевого или центробежного компрессора
и газовой турбины для его привода
Т служит для повышения давления ра
бочего тела ГТД Т с камерой сгорания,
располагающейся между компрессором и
турбиной, наз газогенератором Т низкого
давления ТРДД, состоящий из компрессора
низкого давления (вентилятора) и турбины,
иногда наз турбовентилятором Существ
значение для уменьшения массы и размеров
ГТД и их газогенераторов имеет компакт
ность Т , одним из путей повышения к-рой
является сокращение общего числа ступеней
Т , что достигается повышением окружных
скоростей компрессоров и турбины и уве-
личением нагрузки на ступень
ТУРБОЛЁТ — эксперим ЛА вертик взлета
и посадки без аэродинамич несущих, ста-
билизирующих и рулевых пов стей Подъем-
ную силу Т создает турбореактивный дви-
гатель (отсюда назв «Т ») Тяга ТРД
превышает взлётный вес Т, что обеспе-
чивает вертнк взлет и посадку аппарата,
а также вертик скорость более 10 м/с
Движение в горизонт плоскости осуществля-
ется наклоном вектора тяги ТРД в сторону
направления полета Устойчивость и управ-
ляемость Т могут обеспечиваться с по-
мощью струйных рулей (реактивных микро-
двигателей) и газовых рулей, установлен
ных в реактивном сопле двигателя Т
использовались для исследования проблем
устойчивости и управляемости СВВП, а
также спускаемых космич аппаратов, рас-
считанных для мягкой посадки на Луну
и на планеты, лишённые атмосферы
В СССР в 1957 был построен Т
конструкции А Н Рафаэлянца (рис в
табл XXVI) Т имел ферменный каркас,
вертикально установленный на нем ТРД,
четырёхстоечное шасси, кабину пилота и
разнесённые на четырёх штангах струйные
рули Т испытывал Ю А Гарнаев В Ве
ликобритании в 1954 фирмой «Роллс-Ройс»
был построен Т с двумя ТРД «Нин»
с тягой по 22,3 кН
«ТУРБОМЕКА» (Turbomeca)— двигателе-
строит- фирма Франции Является ведущим
зап европ производителем двигателей не-
большой мощности для самолетов и вер
толетов Осн в 1938, с 1947 ведет раз-
работку и произ-во авиац ГТД К 1985
фирмой создано примерно 50 типов дви
гателей, из к рых ок 15 пошло в серий
Табл — Двигатели фирмы «Турбомека*				
Основные данные	«Астазу» XIV (ГТД)	«Астазу* XVI (ТВД)	сАриЭЛЬ» 1 {ГТД)	«Макила* 1А (ГТД)
Мощность, кВт	440	760	478	1240
Удельный расход топлива на взлетном режиме, г/(кВт-ч)	325	320	353	303
Расход воздуха, кг/с	2 5	3,3	2 4	5 5
Степень повышения давления	6—7	8	8	10,2
Температура газа перед турбн ной К				1273	1310
Масса, кг	160	206	115	242
Диаметр, м	0,46	0 64	0.6	0 52
Применение (летательные аппа раты)	Вертолеты	Самолет	Вертолеты	Вертолет
	Аэроспасьяль SA341 и SA342 «Г азель*	FAMA 1А58 «Пукара*	Аэроспасьяль SA365 «Дофен» AS350 «Экюрей»	Аэроспасьяль AS 332 «Супер пума*
ное произ-во К 1987 выпущено св 26 тыс
двигателей, из них ок 6 тыс совместно
с др фирмами, и ок 14 тыс (10 типов)
по лицензиям в др странах Ок 20 тыс
двигателей фирмы находятся в эксплуата
ции в 115 странах Осн программы
80-х гг произ во турбовальных ГТД
«Артуст», «Ариэль» и «Макила», ТВД и
ГТД «Астазу», ТРДД «Адур» (с фирмой
«Роллс-Ройс»), «Ларзак» (с фирмой
ъСНЕКМА») Осн данные нек-рых двигате-
лей фирмы приведены в табл
ТУРБОПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(ТПД)— комбинированный многорежимный
ВРД для полетов с гиперзвук скоростями
(Маха числа полёта до 5, при исполь
зовании в качестве топлива водорода при-
мерно до 6), содержащий газотурбинный
и прямоточный контуры ТПД сочетает
свойства и преимущества турбореактивного
двигателя с форса жом (ТРДФ, ТРДДФ)
при взлете и небольших сверхзвук скоростях
полета и прямоточного воздушно-реактив-
ного двигателя при больших сверхзвук
скоростях полета В ТПД с последоват ра-
ботой контуров (см рис ) вначале (от взлёта
до умеренных сверхзвук скоростей полета)
работает только газотурбинный контур;
при Мю=2,5 — 3 происходит переход на
прямоточный режим работы, при этом подача
топлива в газотурбинный контур прекра-
Схемы турбопрямоточных двигателей а — на осно
ве ТРД {последовательная работа контуров),
б — на основе ТРД (параллельная работа конту
ров), а — на основе ТРДД, 1 — воздухозаборник,
2 — перепускной канал прямоточного контура с
устройством перекрытия, 3 — газогенератор, 4 —
форсажно прямоточная камера сгорания, 5 — ре
гулируемое реактивное сопло, 6 — камера сгорания
в прямоточном контуре, 7 — турбовентилятор
щается Особенность таких ТПД — наличие
общей для контуров форсажно-прямоточной
камеры сгорания, расположенной перед
реактивным соплом В ТПД с Отд камерой
сгорания прямоточного контура возможна
параллельная работа контуров, начиная
с Моо=1,5—2, благодаря чему повышается
тяга двигателя на промежуточных скоростях
полёта При полёте с числами Моо= 3—3,5
газотурбинный контур может быть переведён
на режим авторотации для привода агрегатов
двигателя При использовании в газотур-
бинном контуре ТПД двухконтурного дви-
гателя повышается экономичность ТПД
при крейсерском полете с дозвук скоростью
ТПД могут использоваться в качестве си-
ловой установки на сверхзвук пасс само
летах
Лит Теория двухконтурных турбореактивных
двигателей под ред С М Шляхтенко В А Со
сунова, М 1974	Л1 Л1 Цховребое
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(ТРД)— разновидность воздушно-реак-
тивного двигателя, в к-ром для повышения
давления применен турбокомпрессор Осн,
составные части ТРД (рис 1) воздухоза-
борник 1, компрессор 2, камера сгорания 3,
турбина 4, реактивное сопло 5 При полёте
набегающая струя воздуха частично тор-
мозится в воздухозаборнике, и давление
воздуха повышается Из компрессора, где
1	2	3	4	5
Рис 1, Схема ТРД
происходит дальнейшее повышение давле-
ния, сжатый воздух поступает в камеру
сгорания, куда впрыскивается топливо
Продукты Сгорания топлива с высокой темп-
рой поступают на турбину, к рая соединена
валом с компрессором В турбине газ рас
ширяется и совершает работу, необходимую
для сжатия воздуха в компрессоре За
турбиной газ имеет давление и темп ру,
позволяющие при его дальнейшем расши-
рении в реактивном сопле получить скорость
истечения струи, превышающую скорость
поступающего в двигатель воздуха (ско-
рость полёта) Положит разность кол-ва
движения газа и воздуха обеспечивает обра-
зование реактивной тяги двигателя
В кон ЗО-х — нач 40-х гг порш двига-
тели винтовых самолетов уже не обеспечи-
вали роста тяги, требовавшегося в связи
с ростом скоростей полёта, что дополни
тельно усугублялось падением кпд винта
На смену ПД пришли ТРД Изменение тяги
Р, а также уд расхода топлива Суд в зависи-
мости от Маха числа (скорости полёта)
показано на рис 2 и 3 Из них видно, что
с увеличением скорости полёта тяга ТРД
возрастает практически на всех высотах.
Именно это свойство хар-ки ТРД обеспе-
чило их широкое распространение Кроме
того, масса ПД требуемой мощности с уве-
личением расчетной скорости полета воз
растает до неприемлемых значений, в то
время как увеличение массы ТРД с ростом
расчетной макс скорости полета оказывается
небольшим, т к в лопаточных машинах
повышение мощности турбокомпрессора
сопровождается увеличением гл обр изги-
бающих напряжений в лопатках турбоком-
прессора, что влияет на увеличение массы
ТРД незначительно Поэтому уд масса, пред
ставляющая собой отношение массы двига-
теля к тяге, у ПД резко увеличивается, a
у ТРД уменьшается при увеличении скорости
38 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Са
жяшдамыи 593
Рнс. 2. Зависимости тяги и удельного расхода топ
лива от числа Мк и высоты Н полёта (сплош
иые линии — ТРД, штриховая липин поршневой
двигатель с кпд винта T]B=cons1, штрих пунк
тирнан линия — поршневой двигатель с nB=var)
Рис 3. Зависимости тиги и удельного расхода
топлива ТРДФ от числа Ми и высоты Н
полета
полета Возрастание тяги ТРД при увели
ченин скорости полета объясняется непре
рывиым ростом расхода воздуха через
двигатель, однако при пост темп-ре газа
перед турбиной с ростом скорости полёта
одновременно уменьшается работа термо
динамич цикла н соответственно удельная
тяга двигателя, взаимное влияние расхода
воздуха и уд тяги определяет вид тяговых
хар-к При малых скоростях полета, прнбли
знтельно до 300 км/ч, вследствие слабого
вначале увеличения расхода воздуха абс
тяга несколько снижается, а затем возрас-
тает, особенно резко у форси ров ТРД
(рис 3) Теоретически прн очень высокой
Рнс 5 Схема ТРДФ
скорости полета работа никла и тяга умень
шаются до нуля, несмотря на продолжаю-
щийся рост расхода воздуха Дроссельная
хар ка ТРД показана на рис 4
Осн параметрами ТРД являются темп-ра
газа перед турбиной Г* и степень повышения
давления воздуха в компрессоре л* В общем
случае эти параметры независимы Однако
развитие ТРД связано с ограничением
темп-ры газа перед турбиной вследствие
ограничения жаропрочности ее деталей
Поэтому каждому значению Г*соответствует
оптнм значение степени повышения давле-
ния, обеспечивающее макс тягу или наилуч
шую экономичность Наличие оптимума по
степени повышения давления следует, наир ,
из того, что при двух предельных её значе
ииях, а именно минимальном, равном еди
иице, н максимальном, прн к-ром темп-ра
за компрессором достигает значения, равного
темп ре газа перед турбиной Г* и подвод
теплоты в камере сгорания оказывается
невозможным, работа цикла обращается
в нуль При снижении темп ры газа перед
турбиной, повышении скорости полета и
ухудшении кпд составных частей двшателя
оптим степень повышения давления сни-
жается Скорость полёта, при к рой оптим
значение п* снижается настолько, что дав
леиие в реактивном сопле оказывается
равным давлению в воздухозаборнике, наз
Рнс 4. Дроссельная характеристика ТРД
скоростью «вырождения» ТРД Выше этой
скорости целесообразно уже применение
ПВРД. При повышении темп-ры газа перед
турбиной, а также при повышении кпд со
ставных частей двигателя оптим значение
л* повышается, увеличивается и макс ско-
рость полета самолетов с ТРД Прогресс
в материаловедении и развитие методов
охлаждения двигателя позволили к 90 м гг
достичь значения темп ры газа перед тур-
биной Г*=1700—1800 К, рассматриваются
темп-ры газа перед турбиной, близкие зна
чениям, соответствующим стехиометрии
соотношению топлива и воздуха в камере
сгорания, т е Т*= 2300 — 2500 К Степени
повышения давления воздуха в компрессоре
имеют значения nj= 10—15 (в одноконтур
ных ТРД)
ТРД был первым типом газотурбинного
двигателя, получившим широкое практич
применение в авиации Пост потребность
увеличивать тягу, особенно с ростом скорости
полета, привела к появлению класса форсн-
ров ТРД (ТРДФ ТРД с форсажом), в
к рых между турбиной и реактивным соплом
располагается форсажная камера сгорания 6
(рис 5, остальные позиции те же, что на
рис 1) ТРД разделяются по числу роторов
турбокомпрессора — на одно и двухваль-
ные, по типу компрессоров — на ТРД с цент-
робежным и осевым компрессорами, но типу
камеры сгорания — на ТРД с индивидуаль-
ными и кольцевыми камерами, ио типу рсак
тивного сопла — на ТРД с осесимметричным
нли плоским, нерегулируемым или регулируе-
мым соплами, с управлением вектором тяги,
с реверсивным устройством В 60—80 х гг
широкое распространение получили турбо-
реактивные двухконтурные двигатели, в т ч
с форсажной камерой Как составная часть
ГРД используется в разл комбинированных
двигателях
Историческая справка Впервые
идея использования турбокомпрессора в
двигателе для ЛА изложена рус инж
Н Герасимовым в 1909 Основы теории
ВРД в СССР были опубликованы в 1929
Б С Стечкиным Начало работ по созданию
ТрД относится к 1930—37 В этот период
в СССР начал работы по ТРД А М Люлька,
в Великобритании Ф Уиттл запатентовал
схему ТРД с центробежным компрессором,
во Франции теорией ТРД занимался М Руа,
в Германии с 1936 над созданием ТРД ра-
ботал X Охайн Создание первых ТРД отно
сится к 1937 В Германии на фирме «Хейн-
кель Хирт» был испытан созданный по
проекту Охайна двигатель тягой 2500 Н,
в Великобритании на фирме «Пауэр джетс»
прошел испытания разработанный по проекту
Уиттла двигатель U В 1939 в Германии
состоялся полёт самолёта Не-178 с двига
телем HeS3B тягой 4900 Н, а в 1941 в Вели-
кобритании— полет самолета Глостер
Е28/39 с двигателем W тягой 3820 Н В
годы 2 й мировой войны начаты работы над
ТРД в США и Японии
В СССР первый этап работы вплоть до
окончания Вел Отечеств войны связан
с работами Люльки, приведшими к созданию
первых двигателей из семейства АЛ После
войны к созданию ТРД подключились кол-
лективы КБ, возглавляемые В Я Климовым
и А А Микулиным Существ вклад в теорию
ТРД внесли В В Уваров, Н В Иноземцев,
К В Холщевников и др ученые ЦИАМ,
ЦАГИ, ВВИА В разработке отечеств
ТРД последующих поколений большая роль
принадлежит коллективам КБ под рук
В А Добрынина, А Г Нвченко, С П Изо
това, Н Д Кузнецова, В А Лотарева,
П А Соловьева, С К Туманского
Лит Иноземцев Н В , Авиационные газотур
бнниые двигатели Теории и рабочий провесе М ,
1955. Грин В , Кросс Р , Реактивные самолеты
мира, М , 1957, СкубачевсКий Г С , Авиационные
газотурбинные двигатели, 3 изд . М , 1969 Теория
воздушно реактивных двигателей, под ред
С М Шляхтенко, М, 1975
А М Люлька С Д. Решедько
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВУХКОНТУР-
НЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ТРДД), турбовен-
тиляторный двигатель, — турбореак-
тивный двигатель с внутр и наруж контура-
ми, в к ром часть энергии сгорания топлива,
подводимого во внутр контур, преобра
зуется в механич работу для привода
вентилятора наруж контура Внутр контур
содержит компрессор, турбины компрессора
и вентилятора и камеру сгорания Поток
сжатого воздуха наруж контура и поток
газа внутр контура вытекающего из тур-
бины вентилятора, используются для полу
чения реактивной тяги с помощью отд
реактивных сопел нли одного общего сопла,
в к-ром смешиваются потоки (рис 1)
Перед реактивными соплами ГРДД могут
находиться форсажные камеры сгорания
для увеличения тяги путем сжигания до-
полнит топлива (рис 2) Введение второго
контура при отсутствии форсажа является
осн средством повышения экономичности
ТРД вследствие уменьшения потерь энергии
с отбрасываемой струей, обусловленного
уменьшением её среднемассовой скорости
Экономичность ТРДД зависит от параметров
рабочего процесса и уменьшается с повы-
594 ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 1 Схемы ТРДД а — с раздельным истечением потоков
б — со смешением потоков 1 — одноступенчатый вентилятор,
2 — компрессор, 3 — камера сгорания. 4 — турбина компрессора,
5 — турбина вентилятора 6 — наружный контур 7 — реактивные
сопла, 8 — смеситель
Рис 2 Схемы ТРДД с форсажем и — в наружном контуре,
б—в форсажно смесительной камере I—двухступенчатый вен
тилятор, 2 — форсажная камера наружного контура. 3 — фор
сажио смесительная камера
Рнс 3 Дроссельные характеристики ТРДД для
дозвуковых самолётов при различных значениях
тр (М„,=0,8 и /7=11 км Р—отношение тяги
к взлётной тяге п*— частота вращения турбо
компрессора, отнесенная к значению на взлётном
режиме, иа рис показаны расчетные точки)
Рис 4. Высотно скоростные характеристики ТРДДФ
(Р отношение тяги к взлетной тяге при Пол
ном форсаже, Тл,— температура форсажа, штрихо-
вые линии соответствуют работе двигателя с выклю-
ченным форсажом)
шением скорости полёта Поэтому нефор-
сиров ТРДД применяются в осн на дозвук
пасс и трансп самолётах, на к-рых они
с 60 х гг стали осн типом двигателя
ТРДД с форсажными камерами (ТРДДФ)
широко применяются на сверхзвук само-
лётах для повышения экономичности при
полёте с дозвук скоростью, а также для
расширения диапазона изменения хар-к
двигателя
Важнейшим параметром ТРДД является
степень двухконтурности m Находящиеся
в эксплуатации ТРДД дозвук самолетов
имеют пт =0,5— 2 и, как правило, смешение
потоков в общем реактивном сопле, или пт =
= 4—8 и раздельное истечение потоков (в
этом случае вентилятор одноступенчатый)
Значения уд расхода топлива в дозвук
ТРДД находятся в пределах Cv = 0,08—
0,058 кг/(Н-ч) при Маха числе полёта Мж =
= 0,8 на выс Д = 11 км Меньшие значения
относятся к ТРДД с большей степенью двух
контурности ТРДД сверхзвук самолетов
имеют при Мт=2,2 и И = 11 км на нефорси
ров режиме С , — 0,13 —0,14 кг/(Н-ч)
и до 0,2 кг/(Н-ч) на полном форсаже
Для ТРДД дозвук самолетов наибольший
интерес представляет дроссельная хар-ка
на крейсерском режиме полета (рис 3)
показывающая изменение экономичности
двигателя в зависимости от режима его ра
боты На протекание дроссельной хар ки
ТРДД сильно влияет значение степени
двухконтурности на расчетном режиме т1
Для ТРДДФ сверхзвук манёвр самолетов
важны высотно скоростные хар ки в полном
диапазоне изменения условий полета (рис
4) Дросселирование здесь производится в
осн изменением подачи форсажного топлива
Протекание высотно скоростных хар к ТРДД
обеспечивается принятой программой ре-
гулирования, задающей закон изменения
параметра регулирования в зависимости
от внеш условий, напр nh=f(p*B(, Г*нч) или
const, где м, — частота вращения ком
прессора p*BJSH T*BJS — полное давление и
темп ра торможения воздуха на входе в дви-
гатель На рис 4 виден характерный для
ТРДДФ широкий диапазон изменения тяги
при изменении условий полёта и режима
работы двигателя
По конструкции ТРДД разделяются на
одно-, двух- и трехвальные, с передним и зад-
ним вентиляторами Передний вентилятор ра-
ботает всегда на оба контура (см рис 1 и 2),
задний — только на наруж контур (свобод
ная турбовентиляторная приставка) Наи-
большее распространение получили двух-
и трёхвальные ТРДД с передним вентиля-
тором Второе назв ТРДД — турбовенти
ляторный двигатель — также нашло широкое
распространение, но его чаще применяют,
имея в виду ТРДД с большой степенью
двухконтурности
Впервые ТРДД был предложен А М Люль-
кой в 1937 Первые ТРДД для пасс само
лётов были созданы во 2-й пол 50 х гг
(за рубежом — «Конуэй» англ фирмы
«Ролле Ройс», в СССР — Д-20П в ОКБ
П А Соловьева}
Лиг Теория двухконтурных турбореактивных
двигателей, под ред С М Шляхтенко В А Сосу
нова М 1479	АЛ Пар хамов
ТУРБУЛЕНТНОЕ	ТЕЧЕНИЕ — течение
жидкости или газа, характеризующееся
беспорядочным, нерегулярным перемете
нием его объемов и их интенсивным пере-
мешиванием (см Турбулентность) но в
целом имеющее плавный, регулярный ха
рактер Образование Т т связано с неус
тойчивостью ламинарного течения при боль-
ших Рейнольдса числах (см Переход лами-
нарного течения в турбулентное) При нс
следовании Т т различают пристенные
течения {турбулентный пограничный слои,
течения в трубах и каналах) и свободные
течения (турбулентные струи, следы аэро
динамические сдои смешения)
Т т имеют широкое распространение в
природных явлениях и техн устройствах и
характеризуются огромными по сравнению
с ламинарными течениями значениями коэф
переноса (см Переносные свойства среды),
что приводит к гораздо большим силам
трения (см Турбулентное трение), тепловым
и массовым потокам Во мн техн приложе-
ниях это является вредным и заставляет
искать пути для их снижения (см , напр ,
Ламинаризация пограничного слоя), в нек
рых случаях наоборот - именно реализация
Т т приводит к уменьшению аэродинамич
сопротивления тела (см Кризис сопротив
ления) С др стороны, многие техн
устройства (авиац двигатели, эжекторы
ит п ) используют высокую интенсивность
процессов перемешивания и по вы и г скорость
распространения хим реакций (напр, горе
ния) в Т т Закономерности Т т часто оп-
ределяют предел совершенствования техн
устройств
Следуя О Рейнольдсу, мгновенные зна-
чения газодинамич переменных в Т т
разбивают на 2 слагаемых — осредиенную
величину и ее пульсацию (напр , компонент
и, вектора скорости и представляется в виде
U, = {uty+u', а давление р = {р)+р', где
знак { ) обозначает величину, усреднённую
по времени, Штрих — ее пульсацию) В этом
случае Т т определяется, с одной стороны,
полем осреднённых газодинамич перемен-
ных и, с другой стороны, статистич пара
метрами пульсаций — кинетич энергией
пульсаций Е = 3((и')2)/2 или связанной
с ней интенсивностью турбулент-
ности е = ((к')г> 1/г/<и>, интегральным
масштабом турбулентности L, характери
зующим размер вихрен, содержащих осн
долю энергии Е или, в общем случае, все-
возможными моментами пульсирующих ве-
личин, являющихся осреднёнными значения
ми их произведений — (р'иГ), (ufufui)
и т д — и относящихся к всевозмож-
ным точкам пространства и моментам
времени, или ф-циям плотности вероятно
сти /э(111), P(u,, и2) и т Д Параметры пуль
саций могут меняться в широких пределах
Напр , в рабочих частях аэродинамич труб в
зависимости от их типа е =0,01— 2%, на оси
длинных трубопроводов в-4—5%, L —
= (0,03—0,04)4 (d — диаметр трубы), в
трактах ВРД значения в могут достигать
10 — 20%, a L —(0,1—0,3)4
38*
www.vokb-la.spb.ru - СамолётОСйЙУгП^^ЬНй^?
В 1894 Рейнольдс получил ур-ния для
осредненной скорости (уравнения
Рейнольдса)
dut	д<ы,>
= _1 w_+-L(v^±+—
о <^<\> V дХа с /
(/,а=1, 2 3) и ур-ние для энергии турбу
лентности Здесь е — плотность, v — кине-
матич вязкость, ха— координаты (по а под
разумевается суммирование), /—время
Эти ур нця отличаются от Навье—Стокса
уравнений наличием дополнит турбулентных
напряжений (напряжений Рейнольд
с a) Tt/= — q(u,', и/)1 обусловленных пуль
сац движением В отличие от молекулярных
напряжении, к-рые определяются локальны
ми хар ками осреднённого течения, напри
жения Рейнольдса связаны с крупномас-
штабной турбулентностью и поэтому в каж-
дой точке течения зависят от распределения
осредненной скорости и особенностей пуль
сац движения в достаточно большой ее
окрестности
Часто для представления напряжений
Рейнольдса привлекается понятие турбу
лент ной вязкости, введенное франц
учёным Ж Буссинеском н 1897 Кинема
тич турбулентная вязкость vT в отличие от
кинематич молекулярной вязкости v не яв-
ляется физ хар кой среды, а определяется
статистич хар-ками потока, эта величина пе
ременная и в нек рых областях течения может
даже принимать отрицат значения Поэто
му картина осреднённого движения законы
сопротивления, теплообмена и т д для
Т т, напр в к л тракте качественно
отличаются от ламинарных течений в этом
же тракте
В свободных Т т Для Струйных авто
модельных движений наблюдаются одинако
вые распределения ср скорости и статистич
параметров турбулентности поперек потока,
к-рые практически не зависят от v Для Т т
около стенки, параллельной направлению
потока, также существуют универсальные
распределения параметров, определяющие
ся напряжением трения на стенке и зна
чением v («универсальный закон стенки»,
Л Прандтль, 1932) При этом непосредствен
но вблизи стенки, где мол напряжения
много больше напряжений Рейнольдса,
имеет место линейная зависимость скорости
потока от расстояния до Стенки, а в При
стеночной области в каналах и в свобод
ных течениях, где преобладают турбулент
ные напряжения, наблюдается логарифмич
зависимость (логарифмич пограничный
слой) Распределение макс и текущей ско
ростей в канале в ядре потока также но-
сит универе характер («закон дефекта ско-
рости», Т Карман, 1930) Аналогичное рас
пределен не наблюдается и во внеш части
пограничного слоя, однако в отличие от ка-
нала, где логарифмич профиль существует
почти до его центра, во внеш части
пограничного слоя гл обр из-за явления
перемежаемости имеет место отклонение от
универе закона стенки, пропорциональное
распределению скорости для турбулентного
следа — «закон следа» (Д Коулс 1956)
Принципиальная трудность теоретич ис
следования Т т связана с незамкнутостью
системы ур ний движения (число ур ний
меньше числа независимых переменных)
В частности, в ур ниях Рейнольдса ненз
вестна связь между турбулентными напря
жеинями и полем осреднённой скорости
Это привело к появлению большого числа
полуэмпирич теорий Т т в них для за
мыкания точных ур ннй для осреднённых ве
личин используются дополнит приблнж
соотношения, осн на предположении о су
шествовании тех или иных равновесных
структур в Т т
Теории, использующие понятия «пути сме
шения»— характерного расстояния, на к ром
объемы жидкости теряют индивидуальность
(Прандтль, 1925, Карман 1930).— предпо
лагают наличие равновесия между осред
ценным течением и крупномасштабной тур-
булентностью и поэтому применимы в об
ласти универе закона стенки, автомодель
ных режимов течения и т д Большую об
ласть Применения имеют разл модифика
ции т н двухпараметрич модели турбулент
ности, впервые предложенной сов ученым
А Н Колмогоровым и использующей ур ння
для Е и L или их комбинации, при этом
v]~(££),/2 Теории, использующие ур-ния
непосредственно для турбулентных напря
жений (напр, теория И Ротта, 1951),
справедливы для течений, в к-рых значения
пульсаций и размеры вихрей существенно
различны по направлениям (неиэотропная
турбулентность)— при обтекании тел турбу
лентным потоком течениях в каналах перем
сечения, при действии электрич и магн сил
и т Д
Полуэмпирич теории при использовании
ЭВМ позволяют рассчитывать многие практи
чески важные Т т однако недостаточная
универсальность таких теорий и необходи
мость использования в них эмпирич коэф
или даже ф Цнй обусловливают необходи
мость при решении прикладных задач со
четания эксперим и теоретич методов
Лиг Иевлев В М Турбулентное движение
высокотемпературных сплошных сред, М , 1975
Турбулентность, пер, с англ М 1980 Теория
турбулентных струй 2 изд М , 1984
В Л Зимонт
ТУРБУЛЕНТНОЕ ТРЕНИЕ- возникно-
вение в турбулентном течении жидкости или
газа дополнит касательных и нормальных
напряжений из за переноса импульса вслед
ствие наложения пульсаций (пульсац дви-
жения) на осредненное движение Эти до-
полнит напряжения т£р (ct,p=x,i/,z,
х, У, z — декартовы координаты, первый
индекс означает направление нормали к
рассматриваемой элементарной площадке,
второй—направление компонента соответст
вующего вектора) образуют тензор напря-
жений турбулентного трения I1Т'\ | и ха-
рактеризуют напряженное состояние в точке
потока, обусловленное пульсац движением
среды Т о , воздействие пульсац дви
жения на осредненное как бы увеличивает
сопротивление возникновению деформаций
что качественно равносильно увеличению
вязкости осредненного движения В отли
чие от обычной вязкости, к-рая возникает
из-за переноса импульса на мол уровне
и является физ хар кой среды, Т т свя
зано с переносом импульса на макроско-
пия уровне, определяется в осн кинематикой
течения Связь между 11 Т'11 и хар-ками
пульсац движения устанавливается на ос
нове Навье —Стокса уравнений путём усред-
нения их по времени (см Турбулентность}
В частности, для несжимаемой жидкости
IIТ' ||=lip <ulu₽> ||,	где иЬ, и(> —
пульсации соответствующих компонентов
вектора скорости, с — плотность, знак
< ) означает усреднение по време
ни Поскольку хар ки пульсац движе
ния обычно неизвестны, то устгновление
связи между ||Г'|| и тензором ско
ростей деформаций осредненного движе-
ния является одной из осн задач при тео
ретич анализе турбулентных течений Напр
франц ученый Ж Буссинеск по аналогии
с законом Ньютона предложил линейную
связь между этими тензорами, к-рая в
частном случае движения жидкости в пог
раничиом слое принимает внд тХ1 = рди/ду—
—QVTdu/dy, где цт, vT— динамич и ки-
нематич турбулентные вязкости соответст-
венно, при этом значения цт и vT и зависи-
мость их от хар-к поля осреднённого те-
чения неизвестны и должны устанавли-
ваться на основе результатов теоретико-
эксперим исследований В общем случае
введенная таким образом турбулентная вяз-
кость является тензорной величиной
ТУРБУЛЕНТНОСТЬ (от лат turbulentus —
бурный, беспорядочный) — физ явление,
характеризующееся нерегулярными взанм
ными перемещениями объемов среды (жид-
кости или газа) и их перемешиванием и соп-
ровождающееся хаотич изменениями газоди-
намич переменных в пространстве и времени
Термин предложен англ физиком У Том
соном Важной чертой Т является сложная
вихревая структура течения с широким
спектром масштабов движений (размеров
вихрей)—см рис 1 Исследование Т
— одна из наиболее сложных и важных
проблем совр аэро- и гидродинамики
Рис 1 Течение вблизи стенки диффузора Поток
слева направо
О Рейнольдс предложил (1884) для ис
следования Т применять статистич подход,
при к ром конкретные реализации движе
ния среды не рассматриваются, газоднна-
мич переменные (скорость, давление и т Д )
трактуются как случайные величины и ис-
пользуются методы теории вероятностей
Полное статистич описание Г возможно
лишь с привлечением бесконечного числа
т н моментов пульсирующих величин — ос-
реднённых их значений и произведений (типа
<п<>, <ы< ы,>, <риТ> и т д ) или (что
эквивалентно) набором всевозможных плот-
ностей распределения вероятностей (ти
па P(Ui), P(ui, u2), P(u, p) и т д для лю
бых наборов точек пространства и времени
Первые ур ння для моментов были полу
ченЫ Рейнольдсом (ур-ния Рейнольдса и
ур-ния баланса энергии турбулентности см
Турбулентное течение} в 1894, а общий ме-
тод построения бесконечной цепочки таких
ур ний,осн на использовании Навье- -Стокса
уравнений, был предложен сов учеными
А А Фрцдманом и Л В Келлером в 1924
Первые ур ния для плотностей распределе
ния вероятностей были получены А С Мо
киным Е А Новиковым и В Р Кузнецовым
в 1967
Анализ ур ний и эксперим исследования
Статистич хар к Т позволили составить яс
ную в осн чертах картину процессов в тур-
булентном течении Кинетич энергия
пульсац движения (энергия Т ) черна
ется из осредненного течения за счёт тур
булентного трения между слоями среды
(хотя возможны локальные области с от
рицат турбулентной вязкостью, где идет об
ратный процесс) и распространяется по
пространству путем конвекции и «диффузии»,
перераспределение энергии Т по направле
ниям осуществляется за счёт пульсаций
давления, а диссипация кинетич энергии
пульсаций скорости, т е переход её в теп-
лоту, происходит под действием мол нап-
ряжений
При больших турбулентных Рейнольдса
числах ReT=u'A/v, где и' — среднеквадра-
тичное значение пульсации скорости, L —
596 ТУРБУЛЕНТНОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
интегральный масштаб Т (характерный
размер крупных вихрей, содержащих осн
долю кинетич энергии Т ), v—мол ки-
нематич вязкость, имеет место т н раз
витая Т , прн к рой формируется каскад-
ный процесс передачи кинетич энергии от
крупномасштабных последовательно ко все
более мелкомасштабным движениям, дне
сипация кинетич энергии происходит в са-
мых малых вихрях, в к-рых уже существен-
но влияние мол вязкости Этот физ. ме
ханизм Т был сформулирован англ учё-
ным Л Ричардсоном в 1922
Крупномасштабная Т характеризуется
вихрями, размеры к рых соизмеримы с ха-
рактерным размером осредненного течения,
и определяется конкретной геометрией те-
чения и разл воздействиями на поток—мае
совыми силами, тепловыделением в хим
реакциях и т п (при нек-рых условиях могут
возникать и более крупномасштабные упо
рядоченные движения — т н когерентные
структуры) Такая Т формирует обменные
процессы в потоке в целом, осреднённое тече-
ние и мгновенные поля газодинамич пере
менных, приводит к таким важным для при
ложений явлениям, как пульсации давления
на стенках обтекаемых тел и генерации шума
акустического Мелкомасштабные пульсации
определяют, напр , воздействие атмосферной
турбулентности на ЛА, влияют на рассеяние
радиолокац сигналов, на процессы дроб-
ления и испарения капель в двухфазных
потоках и т д
При теоретич исследовании Т широко
используется модель однородной Т,
т е Т, статнстич свойства к-рой одина
ковы во всех точках пространства Одно-
родная Т допускает физически наглядное и
удобное для теоретич исследований спек
тральное описание, при к-ром турбулентное
движение представляется в виде суперпо-
зиции гармония (синусоидальных) коле-
баний определяющих величин Модель одно-
родной Т используется во мн задачах,
в к-рых рассматривается влияние на Т
магн , электрич и гравитац сил, объёмного
тепловыделения распространение волн хим
реакций (горения и др ) при наличии Т,
влияние деформации среды на Т (напр , в
каналах перем сечения, соплах) и т Д
Важным частным случаем однородной Т
является изотропная Т, свойства крой
в каждой точке не зависят от направления
Понятие изотропной Т было введено Дж Тей-
лором (1935), динамич ур ния получены Т
Карманом и англ учёным Л Ха у а ртом
(1938) Изотропная Т реализуется в запол
ненной вихрями безграничной среде с
нулевой ср скоростью Из за диссипации
энергия пульсаций уменьшается со временем
по степенному закону (н')2со/~л, из теории
следует л=1, в опытах получают 0,85<п<
<1,6, при этом мелкие вихри затухают быст
рее крупных и L увеличивается Т близкая
по свойствам к изотропной, наблюдается
в турбулентных течениях за сетками и ре
тетками, используемыми, в частности в
аэродинамических трубах, а затухание Т
происходит вдоль потока Рис 2 иллюстри
рует изменение интенсивностей в Т вдоль
(et) и поперёк (ег) потока (е/=ш7Ро, где
Ро — скорость потока) по тракту дозвук
аэродинамич трубы В форкамере 1 Т зату
хает, в сопле 2 из-за деформации потока
развивается анизотропность Т (ei=#ea),
в выходном канале 3 происходят изотропн-
зация Т и уменьшение её энергии
Согласно представлениям, выдвинутым
А Н Колмогоровым (1941), изотропная Т
реализуется для произвольной развитой Т
в вихрях малых размеров Такая мелко
масштабная Т определяется ср скоростью
диссипации энергии, не зависящей в силу
каскадного механизма от ReT, и имеет для
Рнс 2 Интенсивность турбулентности в канале
квадратного сечения при наличии деформации
потока	“J
всех течений одинаковую структуру, в
частности, универсальное распределение
энергии Г по размерам вихрей В области
«инерционного» интервала масштабов
вихрей	(i]~LRe —характерный
размер вихрей, в к рых происходит осн
диссипация энергии Т ) распределение
энергии по размерам вихрей /носит степен-
ной характер («закон пяти третей») £(&) =
= Се2/3к-5/3, где k—волновое число (А~1//),
f(A) — спектр энергии турбулентности, С —
постоянная Колмогорова (согласно экс-
пернм данным С=1,8—2,5)
Общая теория Т , задача к-рой, исходя
из ур ний Навье—Стокса определить ста-
тистич хар-ки Т по их нач данным, ещё
не создана Принципиальная трудность
(«проблема Т ») связана с незамкнутостью
любой конечной системы динамич ур-ний—
число неизвестных статистнч хар-к всегда
больше числа ур ний — и необходимостью
привлечения бесконечной цепочки ур ний
Для решения прикладных задач разработа
но большое число полуэмпирич теорий, осн
на ур-ниях для тех нли иных простейших
статистич хар к Т (ср скорость, энергия
и масштаб Т , турбулентное трение и т д )
и использующих дополнит связи между ста-
тнетич величинами, получаемые на основе
физ соображений и эксперим данных По
пытки построения приближ методов замы
каниядинамич ур ний без привлечения эмпи-
рнч констант относятся большей частью к
изотропной Т (МД Миллионщиков, 1941
амер учёный Р Крейчнан, 1959, и др )
Разработанные методы, однако, не являются
универсальными и могут приводить к фи-
зически неоправданным результатам
Возможность принципиального прогресса в
теории Т связывается с сочетанием детер
министского подхода для крупномасштабной
Т , моделируемой с помощью ЭВМ, и ста
тистич подхода для мелкомасштабной Т Ис-
следованию квазиупорядоченных крупно
масштабных («когерентных») структур Т
уделяется значит внимание Полный расчёт
конкретных реализаций Т на основе ур ний
Навье — Стокса является для реальных ЭВМ
проблематичным в практически интересных
случаях из-за чрезвычайно широкого диапа
зона масштабов движений
Лит Бэтчелор Дж К Теория однородной
турбулентности пер с англ М 1455 Хинце
И О Турбулентность Fe механизм и теория, пер
с англ М 1963, М он и и А С Яг лом А М
Статистическая гидромеханика Механика турбу
ле нт ноет и ч I—2, М, 1965—67	В Л Зимонт
ТУРБУЛЕНТНЫЕ СТРУИ — течение жид-
кости нли газа, возникающее при истече
нии их из отверстия, сопла или насадка в
неподвижную нлн движущуюся с иной ско-
ростью среду с одинаковыми нли отличаю
щимися теплофиз свойствами при больших
Рейнольдса числах В невязкой жидкости
граница струи представляет собой тангенц
разрыв (см Струйных течений теория) Из
за неустойчивости и влияния вязкости она
разрушается, что приводит к появлению вих-
рей разного размера н перемешиванию час-
тиц струи и окружающей среды При этом
ширина области Смешения вдоль струи уве
личивается, а поля скорости и др газоднна-
мич переменных постепенно сглаживаются
Расчёт Т с проводится с помощью систе
мы диф ур-ний, выражающих сохранения
законы осреднённых величин — массы, им-
пульса и энергии — и дополнит ур ний для
определения компонентов тензора турбулент-
ных напряжений (см Турбулентное трение)
Типичным примером Т с являются свобод-
ные затопленные струи, к рые развиваются в
пространстве, не ограниченном твёрдыми
стенками и заполненном средой с теми же
физ свойствами, что и в-во струн Течение
в таких струях обычно бывает изобаричес-
ким (за исключением нек рых режимов сверх-
звук истечения) Различают три участка
струи В нач участке сохраняется ядро с
неизменными первонач свойствами струи
и развивается слой смешения с автомодель-
ным режимом течения На осн участке струи,
начинающемся за переходным участком, те
чение является автомодельным (см Автомо-
дельное течение) В небольшой области
струи, к-рая расположена между нач и осн
участками (переходном участке), происхо-
дит перестройка профилей скорости н др
газодинамич переменных
Большое внимание уделяется также изу-
чению Т с др типов спутных, распрост-
раняющихся в потоке иной скорости, криво
линейных, взаимодействующих с потоком
иного направления, стеснённых, развиваю-
щихся в ограниченном твёрдыми стенками
пространстве, конвективных, к-рые тонут или
всплывают в среде иной плотности, двух-
фазных (с каплями нли твердыми части-
цами в газе, с пузырьками газа в жидкости
и Др), с тепловыми процессами (горение,
диссоциация, плазмообразование) и т д Те-
чение в таких струях носит более сложный
характер по сравнению с затопленными
струями
Т с имеют место, напр , в рабочих про
цессах реактивных двигателей струи, выте-
кающие из реактивных сопел, струн топли-
ва и воздуха в камерах сгорания, зоны
смешения потоков, поступающих из разных
контуров двигателя в эжекторные устройст-
ва, и т п
Лит Абрамович Г Н, Теория турбулентных
струй М I960, Г ине веки Й А С , Теория турбу
лентных струй и следов М, 1969, Абрамс
внч Г Н, Крашенников С Ю, Секун
дов А Н , Турбулентные течения прн воздейст-
вии объемных сил и не авто модель ности, М , 1975
Г ti Абрамович
ТУРБУЛЕНТНЫЙ ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОЙ
— пограничный слой, внутри к-рого реали
зуется турбулентное течение В большинст-
ве практич приложений при полётах ЛА на
выс до 40 км Рейнольдса числа достаточно
велики, и у пов-сти ЛА, как правило, обра
зуется Т п с ВТ п с касат напряжение
т определяется суммой вязкого тв и турбу-
лентного тт напряжений
х=тв+тт=рбн/ду— о<ы'о'>,
где —о(ы'п') — т и рейнольдсово на
пряжение сдвига Здесь н ниже х, у —
координаты, а и и о — скорости соответст-
венно вдоль обтекаемой пов-сти и перпен
дикулярно к ней, ц — динамич вязкость,
С — плотность жидкости (газа), величины со
штрихом — пульсации (отклонения от ср
значения, напр и'=и—(и), знак (__) оэна
www.vokb-la.spb.ru - Самолё
ШШВДМНИ ”7
чает усреднение по времени) В отсутствие
продольного градиента давления в соответ-
ствии с относит ролью тв и тт Т п с подраз
деляется на две области — внутреннюю
(0^у^0,26) и внешнюю (0,2б^у^6), б
толщина слоя Каждая из этих областей ха
рактериэуется своими закономерностями, вид
к рых может быть установлен нз сообра-
жений размерностей и подобия
Профиль скорости (зависимость скорости
от расстояния до обтекаемой пов сти) во
внутр области описывается найденным
Л Прандтлем (1932) «законом стенки» -
зависимостью безразмерной скорости и+
От безразмерного расстояния от обтека-
емой пов-сти у+ :u+—f(y+) где «+—н/ит,
y+—yuT/v, uT—(t„/q)1'2 — динамич ско
рость, v — кинематич вязкость, — напря
жение трения на пов сти Внутр область,
в свою очередь, состоит из трёх слоёв а) вяз-
кий слой, в к ром тв>тт а профиль ско
рости —линейный и+=у+, толщина его
составляет (0,001 0,01)6 нли, точнее,
у+^3 — 5, б) буферный слой (5<у+<:40), в
к ром тЕ и тт соизмеримы, и в) логариф
мич слой протяжённостью 40т/пг<у<0,2о
в к ром т Э>тв, а профиль скорости лога-
рифмический и+— х’Чпу+Ц-В где х н В —
эмпирич константы (и«0,4 и В«5)
Во внеш области Т п с профиль ско-
рости описывается «законом дефекта ско
рости» (Т Карман, 1930) (ие—и)/и^=
— g(y/б), где ие — скорость на внеги границе
пограничного слоя, £ — нек рая ф ция
В области перекрытия внеш и внутр об-
ластей течения профиль скорости логариф-
мический, т е и в области применимости
закона дефекта скорости имеется логариф
мич участок Закон стенки мало чувствите
лен к возмущениям, исходящим из внеш
части слоя, и видоизменяется в зависимости
от условий взаимодействия Т п с с обте
каемой пов-стью (её шероховатость, вдув
в пограничный слой и др ) Закон дефекта
скорости, наоборот, мало чувствителен к
изменениям условий на обтекаемой пов-сти,
но подвержен влиянию изменений условий
во внеш потоке (продольный градиент дав
ления, турбулентность внеш потока и др )
Для описания профилей скорости в Т п с
при наличии продольного градиента давления
широкое применение получила ф-ла Д Коул
са (1956) H/Ht=x_lln(yn1/v)4-Bll(x)tei(y/6)
где П(х) — параметр, зависящий от продоль
ного градиента давления, w(y/6)=l —
— COS(ny/6) — эмпирич «функция следа»
Закономерности Т п с обусловлены слож
ними нестационарными явлениями внутри
слоя Течение в пристеночных областях ха-
рактеризуется «выбросами» вытянутых вдоль
потока объёмов затормож жидкости во
внеш часть слоя, периоднч изменением
толщины вязкого слоя, его «обновлением»
Из внеш части слоя в виде интенсивных
«вторжений» поступает жидкость с большими
продольными скоростями Именно выбросы и
вторжения обусловливают гл часть гене-
рации рейнольдсовых напряжений сдвига
Образующиеся во внеш части Тис
большие вихри вызывают нестационарную де-
формацию его внеш границы причём тур
булентные и невязкие области течения вблизи
этой границы достаточно резко разграннче
ны Пов-сть раздела имеет в высшей сте-
пени нерегулярный характер Периоднч втор
жеине петурбулентной жидкости из вцеш
потока в Т п с обусловливает перемежа-
ющийся характер течения Количеств его
хар кой служит коэф перемежаемое
т и — относит время существования чисто
турбулентного режима течения Этот коэф
в пристеночной части Т п с (t//6<0,4) ра
вен единице, а при у/б>0,5 уменьшается
от единицы до нуля вблизи внеш границы
слоя
Нестационарность течения в Т п с обус
ловливает генерацию пульсаций пристеноч
ного давления р'ш и касат напряжения т£,
на обтекаемом теле Согласно намерениям
при отсутствии продольного градиента давле
иия среднеквадратичное значение пульса
ций давления выражается в долях скорост-
ного напора QcUe/2 (<Ри^)1/2=т)(?г<4/2 (Ч —
— 0,006 при Мг<4) или местного коэф по
верхностного трения —
(<P^>)l/2=«Tffi (а «2-5 при Ме = 0,2 -5)
Пульсации поверхностного трения т„ пример-
но на порядок меньше пульсаций pw Здесь
и МЕ — плотность газа и Маха число на
внеш границе слоя
Ур ния Т п с незамкнуты, т е число
неизвестных превышает число ур-ний Так,
напр в случае плоского стационарного те
чения однородного газа три ур ния (нераз
рывиости, количества движения и энергии)
содержат четыре неизвестные величины две
составляющие скорости и и и рейнольдсово
напряжение сдвига и удельный поток теп-
лоты — (о'/Г) Однако, если ввести ф лы
градиентного типа —(u'v') — vTdu/dy^
— (u'h')=^dh/dy, то вместо — (u’v‘) и
— (v'h'y в ур-ния войдут тт и Хт, к рые свя-
заны соотношением Ргт—qvtcp/Xt Здесь h —
энтальпия, тт—кинематич турбулентная
вязкость, Хт — турбулентная теплопровод-
ность газа, ср — теплоёмкость газа при пост
давлении, Ргт — турбулентное Прандтля
число
В качестве замыкающих соотношений в
разл полуэмпнрич теориях используются
разнообразные способы определения (и'о')
и (y'h'y через параметры осредненного те
чения — либо алгебраич выражения, как в
простейшей модели турбулентности Прандт-
ля — Кармана, либо диф ур-ния, как в мо
деля турбулентности А Н Колмогорова —
Прандтля Использование разл замыкающих
соотношений позволило разработать ряд
числ и интегр методов расчёта Т п с , на-
шедших широкое применение в ииж прак
тике В ряде простейших случаев нашли
применение эмпирич методы расчёта Т п с
Теория Тлев значит мере опирается
на опытные данные, содержит эмпирич
константы или ф ции, к рые, как правило,
не универсальны и по мере возникновения
новых задач нуждаются в эксперим под
тверждении
Лит Петровский В С, Гидродинамические
проблемы турбулентного Шума Л 1966 Кутате
ладзе С С Леонтьев А И Тепломассооб
мен и трение в турбулентном пограничном слое,
М 1972, Шлихтннг Г Теория пограничного
слоя М 1974 Лапин Ю В Турбулентный по
граничный слой в сверхзвуковых потоках газа, М
1982 См также лит при ст Пограничный слои
А С Гиневский Е Е Солодкин
ТУРБУЛЕНТНЫЙ СЛЕД — область воз
мущ турбулентного течения на больших рас-
стояниях за телом, движущимся в жидкой
или газообразной среде (см След аэроди
намический) При исследовании Т с обыч
но пренебрегают молекулярной вязкостью по
сравнению с турбулентной (свободная тур-
булентность) и рассматривают две области
ближний (на расстояниях х порядка харак-
терного размера L тела) и дальний (х^А) Т с
В ближнем Т с все газодинамич пере
меиные сильно возмущены, структура течения
очень сложна и существ образом зависит
от формы тела, поэтому ближний Т с изу
чается, как правило, экспериментально В
дальнем Т с движение среды является изо-
барическим, а возмущ течение обладает
пост импульсом 1, к рый определяется век
тором R аэродинамич сил, прилож к об-
текаемой пов сти тела Связь между векто-
рами I и R устанавливается на основе коли-
чества движения уравнений Для описания
возмущ течения обычно используются ур-ния
турбулентного пограничного слоя с привле
чением полуэмпнрич модели турбулентнос-
ти Прандтля
Наиболее просто решается задача для тела,
обладающего нулевой подъемной силой и дви-
жущегося с пост скоростью V,» в несжи
маемой жидкости В связанной с телом сис-
теме координат задача стационарна, если
ввести возмущение скорости их —	—и,
к-рое в Т с является малой величиной, и
ограничиться учётом членов первого поряд-
ка малости, то в рамках ур ннй Прандтля
задача сводится к интегрированию обыкно-
венного диф ур ния (автомодельное реше
ние, см Автомодельное течение) Здесь и —
проекция вектора скорости на ось х, па-
раллельную вектору скорости набегающего
потока Анализ [[Оказывает, что максимум
возмущения скорости uim, имеющий место на
осн следа, н ширина следа 26 медленно нз
меняются в продольном направлении* а1тоо
сох~1/г, бсох1'2 для плоского течения и
оох-2/3, боох1/3 для осесимметричного те-
чения Аналогичным образом исследуется
Т с за телом с отличной от нуля подъём-
ной силой, а также при движении тела в
сжимаемой среде с учётом диффузии энер-
гии и примеси, результаты анализа также
указывают на медленное изменение хар-к воз-
мущ течения в продольном направлении
Этими относительно слабыми диффуз про-
цессами объясняется существование за дви-
жущимся телом протяжённого следа, к рый
несёт в себе достаточно общ ирную инфор-
мацию о самом движущемся теле Этот след,
напр , хорошо виден за самолетом при его
полете на больших высотах благодаря кон-
денсации водяного пара на примесях (про-
дуктах сгорания топлива) В А Башкин
ТУРБУЛИЗАТОР — устройство на обтекае-
мой пов сти ЛА или его модели для вне
сення в обтекающий поток возмущений с
целью его дестабилизации и смещения вверх
по потоку точки перехода ламинарного те-
чения в турбулентное Впервые Т в виде
проволочного кольца был применён, по ви
димому, Л Прандтлем при исследовании
кризиса сопротивления сферы Используются
Т в осн на пов-стн моделей при их нспыта
ннях в аэродинамич трубах Т обычно из-
готавливаются в виде разл рода шерохо-
ватостей выс k Выс fei элемента шерохо
ватостн, до к рой последняя практически не
влияет на Рейнольдса число перехода Ref—
— uxt/v, является критической, а выс Аг,
при к рой достигается наименьшее значение
Ret — эффективной Здесь xt — координата
точки перехода на пов сти тела, х — кине-
матич вязкость, и — характерная скорость
6lfc
Влияние высоты шероховатости на число Рей
нольдса перехода А - Re^T/Rejr (Re^T - число
Рейнольдса перехода при наличии турбулизатора,
Re^r для гладкой поверхности), 6 ц—толщина
вытеснения пограничного слоя в месте установки
турбулизатора
598 ТУРБУЛЕНТНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Значения и k$ зависят от типа шерохо
ватостей и условий проведения эксперимен
та, поэтому они устанавливаются эмпирич
путём Напр , для единичной нилиндрич
(илн двухмерной) шероховатости в несжи
маемом потоке имеем
и w.As/v«j15—20,
где «,=(t„/q)1/2 — динамич скорость, q —
плотность, тш — напряжение трения на
пов-сти тела и месте расположения Т В
качестве Т могут использоваться также
струи, колеблющаяся стенка, акустич возму
щеиия и др
На рис приведены эксперим данные влия-
ния Т в виде нзолнров цилиндрич шеро
ховатости на* развитие пограничного слоя на
плоской пластине Наиболее сильное влияние
Т на Ref имеет место для несжимаемого
потока, сжимаемость среды, увеличивающая
ся с ростом Маха числа М, приводит к сни-
жению его эффективности (в заштрихов
области расположено семейство кривых, от
вечающнх разл положениям Т )
ТУРЕЛЬ (франц tourelle, букв—башен
ка, от лат turns—башня) авиацион-
ная—подвижная установка стрелкового
оборонит вооружения иа ЛА Обеспечи
вает наводку оружия в горизонт и вертик
плоскостях В процессе развития пулемёт-
но-пушечного авиац вооружения примени
лись простейшие открытые Т , в к-рых уп-
равление оружием производилось стрелком
вручную, экраниров Т с аэродинамич
компенсацией воздействия возд потока на
выступающие части оружия, Т с силовым
(электрич , гидранлич ) приводом, Т с дис-
танц управлением, когда стрелок распола
гается в кабине, удалённой От оружия и Др
ТУШИНСКИЙ МАШИНОСТРОИТЕЛЬ'
НЫЙ ЗАВОД (ТМЗ) — берет начало от
з да Ks 62 ГВФ, осн в 1932 в пос Тушино
Моск обл (с I960 в черте Москвы) С 1936 —
Гос союзный з-д № 81 Наркомтяжпрома
В 1932—41 строил самолёты «Сталь»
А И Путилова («Сталь-2, -3, -5, -11»),
ДИ 6, И 28 (В П Яценко), Анито 1, Як 1,
ББ-22 (Як-4) Путилов и Яценко в 1932—
39 возглавляли КБ з-да В июле 1941 з д
№ 81 был эвакуирован в Омск, а на его
терр в Москве в марте 1942 образован з-д
№ 82, к-рый выпускал истребители Як в
1942—45 было построено св 2000 самолё-
тов Як 7, Як 7Б, Як 9 В послевоен период
восстановления нар х-на (в 1945—49) про
изводились троллейбусы и трамваи Вернув
шись к авнац специализации, з д (с 1963—
ТМЗ) построил эксперим самолёт Т 4 (см
Су), поставлял узлы для истребителей МиГ
В 80-х гг был изготовлен «Буран»
ТЮМЕНСКОЕ МОТОРОСТРОИТЕЛЬНОЕ
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ
— берёт начало от Тюменского моторного
з-да, осн в 1963 З-д специализируется
в области авиац двигателей Выпускались
турбовинтовой двигатель ТВД-10, турбо-
реактивный РУ 19-300 и дп ГТД В 1987
на основе з-да образовано ПО
ТЯГА ВИНТА— I) тяга воздушного
винта (Т в в) — проекция действующей
на винт аэродинамич силы на направление
скорости ЛА Т в в Р зависит от его диам
D, числа k лопастей и их формы, угла уста-
новки лопастей, скорости полёта V, угловой
скорости ш винта и вычисляется по ф-ле
P=^[dycos(P4-Ap)—dAsfn(P-|-Ap)] Здесь
df — подъемная сила профиля лопасти в
нек ром сечении, dA — сила аэродинамич
сопротивления этого же профиля, р—
= arctg( У/<ог), г — расстояние от оси нра
щеиия до рассматриваемого сечения, Др—
угол индуктивного скоса (см ст Воздуш-
ный винт и рис 4 к ней), интеграл берётся
по длине лопасти В практич расчётах ча
сто используется безразмерная Т в в сс=
= P/(gn2D4), где е — плотность воздуха,
п — число оборотов возд винта в 1 с Тяга
совр возд винтов достигает 150 кН 2) Т я-
га несущего винта (Т н и) —проек-
ция действующей иа несущий винт аэро-
динамич силы на ось его вращения Вы
числение Т н в Т проводится в общем
аналогично расчёту тяги возд винта В прак-
тич расчётах часто пользуются безразмер
иой величиной ст/о=27'/д(шЯ)2Га, где ст —
коэф тяги винта, R — его радиус, F — оме-
таемая площадь, о — заполнение несущего
винта Тяга совр несущих винтов цревы
шает 500 кН См также Пропульсивная
сила
ТЯГА ДВИГАТЕЛЯ — реактивная сила, яв
ляющаяся результирующей газодинамич сил
давления и трения, приложенных к внутр и
наруж пов стям двигателя Различают внутр
тягу (реактивную тягу) Р — результирую-
щую всех газодинамич сил, приложенных
к двигателю, без учёта внеш сопротивле-
ния и эффективную тягу РЭф, учитывающую
внеш сопротивление силовой установки
Внутр тяга связана с эффективной соотно-
шением Рзф=Р— X где Анар — внеш со-
противление силовой установки ЛА Внутр
тягу определяют с помощью ур-иия кол-ва
движения для рабочего тела двигателя
Для авиац ВРД (ТРД, ТРДФ, ПВРД)
тяга (в Н) P=GrCc—GBV +Fc(pc—рн), где
Gr— расход газа, кг/с, Сс—скорость ис-
течения газа из реактивного сопла, м/с,
Gp — расход воздух а, кг/с, Уг — скорость по-
лета, м/с, Fc — площадь сечения иа выхо
де из реактивного сопла, м2, рс—статич
давление на выходе из реактивного сопла,
Па, рн — давление окружающей среды, Па
Расход газа у ВРД связан с расходом воз-
духа след соотношением Gp—G„-|-G —
— GB отб-	GT —расход топлива, GB От6т~
кол во воздуха, отбираемого от двигателя
на нужды ЛА У ракетных двигателей с окис
лителем, находящимся на борту ЛА, Р—
= GrCc+fc(pc—₽н) В этой УР нии Gjc —
сумма расходов горючего и окислителя При
полном расширении газа в реактивном сопле
рс—рк, и Ур-ние внутр тяги для ВРД упро
щается P=G(C(— GBVB
Для ТРДД* с раздельными газовозд трак-
тами в случае полного расширения газа в
реактивных соплах внутр и наруж конту-
ров p=G.Ccl— GBtVn+GBlI(Cd] — Уи) Здесь
индексом I обозначены параметры внутр
контура ТРДД, а индексом 11 — наружно-
го У тВд
Wri
Р~~у~ +G<C~GBVn,
* п
где N — мощность, передаваемая на возд
виит, Вт, т)в — кпд винта
Макс взлётная тяга ГТД в нач 90 х гг
превысила 300 кН
Лит Теория воздушно реактивных двигателей,
под ред С М Шляхтенко, М 1975, А б рам о
вич Г Н Прикладная газовая динамика, 5 изд
ч 1—2 М, 199]	В Н Бакулев
ТЯГОВООРУЖЕННОСТЬ летательного
аппарата — отношение тяги силовой уста
новки ЛА к его весу, один из важнейших
параметров, определяющих лётно-техн
хар-ки ЛА От Т зависят макс скорость
ЛА, время набора высоты (скороподъём
ность) и разгона до заданной скорости, макс
высота полёта, длина разбега, а также его
манёвренные хар кн Важной хар кой само-
лёта является стартовая Т — отношение
взлётной тяги силовой установки к его излёт
ному весу В 80 х гг Стартовая Т истреби-
телей и истребителей-бомбардировщиков
составляла 1,2—0,5, воен трансп и пасс
самолётов —0,35—0,3 Винтомоторные ЛА
обычно характеризуют их энерговооружен
ностьЮ
ТЯНУЩИЙ ВИНТ — воздушный винт, рас
положенный на ЛА перед двигателем в пе-
редней части фюзеляжа или гондолы двига-
теля Т в — осн движитель совр винтовых
самолётов При установке такого винта пе
ред воздухозаборником ТВД принимаются
меры по снижению потерь полного давления
воздуха (вызываемых прохождением его
между корневыми частями многолопастного
винта) на входе и воздухозаборник путем
выбора соответствующей формы контуров се-
чений лопастей и обтекателя (кока) Пре
имущество Т в по сравнению с толкаю
щим винтом — менее возмущено поле ско-
рости в плоскости его вращения
У
У — принятое в СССР обозначение иек-рых
самолетов первонач обучения (учебных)
У 1 — двухместный биплан по типу англ
самолёта Авро 504 с одним ПД М-2 мощ-
ностью 88,3 кВт Широко применялся с иач
20-х до сер 30-х гг (построено более
700 экз ) После 1928 на смену ему начал
поступать У 2 (см Поликарпова самолёты)
УБ (универсальный Березина) — крупнока-
либерный пулемёт, созданный М Е Бере-
зиным Калибр 12 7 мм, скорострельность
1000 выстрелов в 1 мин, масса пули 48 г,
нач скорость 860 м/с, масса пулемёта
21,5 кг Принят на вооружение в 1941 и стал
одним из осн образцов авиац стрелкового
оружия в годы Вел Отечеств воины При
менялся в синхронном (УБС), турельном
(УБТ) и крыльевом (УБК) вариантах уста-
новки (см Синхронизатор, Турель)
УВАРОВ Владимир Васильевич (1899—
1977) — сон учёный теплотехник, проф
(1934), д-р техн наук (1946), засл деятель
науки и техники РСФСР (1957) После окон
чания МВТУ (1924) и МГУ (1930) рабо-
тал в В ВИА, преподавал в МВТУ (зав ка-
федрой турбостроения в 1949—77, рук проб
лемной лаборатории по турбостроению с
1958) Под рук У созданы первые в СССР
эксперим газотурбинная установка (1934)
и турбовинтовой двигатель (1938—40) На
граждён орденами Ленина и Трудового Крас
ного Знамени Портрет см на стр 602
Спч Газовые турбины М—Л 1935
УГЛЕВОДОРОДНОЕ ТОПЛИВО — горю
чее в во, состоящее из соединений углерода
и водорода К У т относятся жидкие неф-
тяные топлива (автотракторные, авиац , ко-
тельные и др ) и углеводородные горючие
газы (метан, этан, бутан, пропан, их при
родные смеси и др ) Топлива авиационные
на 96—99% состоят из углеводородов, гл
обр парафиновых, нафтеновых и ароматичес
ких В парафиновых углеводородах 15- 16%
водорода, в нафтеновых ~14%, в аромати-
ческих— 9—12,5% Чем выше содержание
в У т водорода тем больше его массовая
теплота сгорания Так, напр, парафино-
вые углеводороды обладают на 1700—
2500 кДж/кг (400—600 ккал/кг) большей
теплотой сгорания, чем ароматические Из
углеводородных горючих газон наибольшее
содержание водорода у метана (25%)
Его низшая массовая теплота сгорания
50 МДж/кг (11970 ккал/кг) [у реактив-
ных топлив — 43—43,4 МДж/кг (10 250—
10 350 ккал/кг)]
www.vokb-la.spb.ru - Са

УГОЛ АТАКИ— 1) У а профиля — угол
а между направлением вектора скорости на-
бегающего потока и направлением хорды
профиля (рис 1, см также Профиль кры-
ла), геом хар-ка, определяющая режим
обтекания профиля Изменение У а прнво
дит к изменению всех аэродинамич хар к
профиля Для профиля вводятся след ха-
рактерные У а а0 — У а , при к-ром подъ
емная сила равна нулю, акр— критич У а ,
при к ром достигается макс значение коэф
подъёмной силы, а.к — У а , при к-ром
шах
достигается макс значение аэродинамичес-
кого качества
Рнс 1 Угол атаки профиля
b — хорда профиля
2) У а летательного аппарата —
угол между продольной осью ЛА и проек
цией его скорости V на плоскость OXY свя
за иной системы координат, считается поло-
жительным, если проекция V на нормаль-
ную ось ОУ отрицательна В задачах дина
мики полёта используется пространст-
венный У а ап — угол между осью ОХ
и направлением скорости ЛА (рис 2) Для
самолёта, кроме того, вводятся дополнит ха-
рактерные У a aCaj] — балансировок
ный У а, при к-ром момент тангажа ра-
вен нулю, значения аСал изменяются в зави-
симости от отклонения органов продольного
управления (балансировки), адчз~ допус-
тимый У а,т е наибольший разрешав
мый в нормальной лётной эксплуатации У а
самолёта, назначаемый из условий обеспе-
Рнс 2 Угол атаки самолёта 0 — угол скольже
ннЯ
чения безопасности полёта, значения аДОп
определяются для каждой конфигурации са-
молёта в разрешённом диапазоне скоростей
её применения, а — У а начала свали-
вания самолёта Изменение У а самолёта
достигается отклонением органов продольно
го управления для приращения момента тан-
гажа и перехода самолёта на др баланси-
ровочный У а и является осн средством
летчика для управления самолётом в вер-
тнк плоскости
3) У а крыла — угол между к-л хор-
дой крыла, называемой контрольной, и проек-
цией скорости V на плоскость симметрии
крыла (в любом случае выбор контрольной
хорды должен быть строго оговорён) Для
крыла вводится также понятие местного
У а , к-рое представляет собой обобщение
понятия У а профиля и определяет режим
обтекания рассматриваемого сечения кры-
ла Значения местного У а зависят от ус-
ловий обтекания (У а крыла, местный скос
потока) и геом хар-к крыла (угол установки
крыла, угол стреловидности, крутка крыла
и т п )
Поскольку аэродинамич хар-ки крыла и
ЛА зависят от У а , то для них, как
и для профиля, вводятся характерные У а —
«о и «кр
4) У а несущего винта — угол меж-
ду скоростью VH центра несущего винта и
плоскостью, нормальной к валу винта (плос-
костью вращения) ан— arctg( VH„/VD1I), где
VDh=(VL+VL),/2. VHJe, VHp проекции
VH на оси связанной системы координат
несущего винта, т е VHje=	— щгун +
+	+	ю^2н + ини> ^HZ=^ +
юИц+Ищ Здесь Уж, Ир, V» — про-
екции скорости V полета, idi, ши, ш, — про
екцин мгновенной скорости <г> поворота вер-
толета вокруг центра масс, хн, ук, zH— коорди
наты центра несущего винта, и*—осреднён-
ная по площади винта скорость, индуцирован-
ная др несущими элементами вертолёта От
ан зависят силы и моменты винта (см Про-
пульсивная сила. Авторотация) При задан-
ном ан хар-ки винта не зависят от направ-
ления полета (как у круглого крыла) —
для винта нет понятия об угле скольже-
ния В теории несущего винта рассматрива-
ются ещё два У а эквивалентного несу
щего винта анз и плоскости концов лопас-
тей анк Первый — это угол между VH и плос-
костью, относительно к-рой угол установки
лопастей <p==<p0-|-<pitCOS(i)1(/-|-<j)|SsinwH/4-
4-<p2Ccos2(i)l/4- не содержит первой гармо
ники (plc=(pls=O Эта плоскость наз «плос-
костью вращения эквивалентного винтам
илн «плоскостью постоянных углов уставов
ки» Второй — это угол между VH и плос-
костью, относительно к-рой угол взмаха
лопасти	Pi = a0—ajC0StoHZ — fcjSintUj,/—
— a2cos2a>H/—	не содержит первой гармо-
ники ^=^==0 Эта плоскость наз «плос-
костью вращения концов лопастей» или
«основанием конуса, описываемого лопас-
тями» Соотношения между У а при Унг=0
выражаются ф лами ан,= ан-|-фи, аНк=ан+
-J-aj При нек-рых значениях ан, зависящих
в осн от Ун/(юи₽), ыг/ык и фо, на несущем
винте начинается срыв потока При соче
танин возд скоростей Ун£) от 0 до 40 км/ч
и Уну от 4 до 20 м/с, когда У а ан изме-
няется от 90 до 30° (напр , при вертик сни
жении или при полёте с малой скоростью,
большим углом крена и внеш скольже-
нием), наступает режим «вихревого кольца»
Он характерен тем, что свободные вихри не
уносятся сразу от лопастей, а образуют то
рообразные пов сти вблизи плоскости враще
ння винта При этом увеличивается потреб-
ная мощность несущего винта и становит-
ся неустойчивым маховое движение лопастей,
так что углы взмаха, силы и моменты вин
та периодически изменяются с частотой в
неск Гц Выход на У а , соответствующие
режимам срыва потока и «вихревого коль-
ца», небезопасен
Л Е Васильев А С Браеерман
УГОЛ ЗАКЛИНЕНИЯ несущего вин-
та — острый угол в плоскости симметрии вер
толёта между осью вала несущего винта
(редуктора) и перпендикуляром к строит
горизонтали аппарата (см рис ) Наклон оси
Угол заклинеиня несущего винта 1 —ось вала несущего винта, 2 — нормаль к строительной гори
зоитали, 3 — строительная горизонталь, Д<рзакл—Угол заклннекия
вала несущего винта вперед (У з положи-
тельный) позволяет обеспечить миним сопро
тивлеине планёра на крейсерских режимах
полёта У вертолётов продольной схемы зна-
чения У з разные у переднего и заднего
винтов На одновинтовом вертолёте ось вала
несущего винта наклонена не только вперед,
но и вбок для устранения боковых переме
щений вертолёта под воздействием тяги ру-
левого винта Обычно продольный У з со
ставляет 4—7° (зависит от схемы вертолё-
та), поперечный — 2—3°,
УГОЛ СТРЕЛОВИДНОСТИ — угол меж
ду касательной к линии п процентов хорд
в нек рой её точке и плоскостью, перпен-
дикулярной центр хорде У с считается по-
ложительным, если точка пересечения каса-
тельной с базовой плоскостью ЛА (см
Системы координат ЛА) лежит впереди точ-
ки, через к рую проведена касательная В
общем случае значение Хл меняется по раз
маху В прикладной и теоретич аэродина-
мике широко пользуются значениями У с
по линии 1/4 хорд Х1/4 и по передней кром
ке Хо (и=0), или Хп к
УГОЛ УСТАНОВКИ КРЫЛА —угол ф0
между центр хордой крыла и базовой осью
самолёта (см рис ) В зависимости от аэро
динамич. компоновки самолёта этот угол мо-
жет быть как положительным, так и отрн-
Угол установки крыла
цательным Обычно ой находится в преде-
лах от —2° до -|-Зо Угол ф0 считается по-
ложительным, когда передняя точка хорды
крыла расположена выше задней относитель-
но базовой оси самолёта У у к влияет
на аэродинамич хар-ки самолёта Установка
крыла на отрицат угол приводит к возник-
новению кабрирующего момента из-за увели
чения подъёмной силы фюзеляжа, что позво
ляет уменьшить расходы рулей на балан-
сировку ЛА и увеличить аэродинамичес-
кое качество самолета Установка крыла на
положит угол позволяет увеличить подъем
ную силу крыла на взлёте и посадке, не
увеличивая выс шасси Иногда У у к де
лают переменным (напр , палубный истре-
битель Воут F-6 «Крусейдер») У у к ока-
зывает влияние на эффективность горизонт
оперения и в меньшей степени на аэродина
мич хар-кн самолёта в боковом движении
УГОН ВОЗДУШНОГО СУДНА — уголов
ное преступление, предусмотренное законо-
дательством разных стран В большин-
стве стран под Уве понимается незакон
ное, с помощью силы или угрбзы применения
насилия, направление возд судна не в ту
географическую точку, к-рая указана в плане
полетов Вместе с тем Уве отграничи-
вается от незаконного использования возд
600 УГОЛ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
судна его экипажем в личных целях (не
запланир полёты, иесаикционир перевозки
лиц и грузов в целях личной выгоды н
т п ) Как правило, в этих случаях при-
меняется дисциплинарная ответственность,
если отсутствуют основания для привлече-
ния к уголовной ответственности От Уве
отграничивается также незаконный захват
воздушного судна, к рый может быть осу
ществлён только лицами, не имеющими пра-
ва на управление конкретным возд суд
ном
Лит Международное воздушное право кн 1
М 1980
УДАРНАЯ АДИАБАТА — то же, что Гю-
гоньо адиабата
УДАРНАЯ ВОЛНА—распространяющаяся
со сверхзвук скоростью в сжимаемой сре-
де тонкая переходная область, в к-рой про-
исходит резкое увеличение давления р, плот-
ности Q, энтропии, скорости среды и др га-
зодинамич переменных
В механике сплошных сред эту переход
ную область обычно можно считать пов стью
гидродинамического разрыва, при переходе
через к рую скачкообразно изменяются р, q
и т д Газодинамич переменные по обе сто-
роны У в связаны ур-ниями, выражающи
ми сохранения законы
CiOrU — ^) = 02(оп2— U), оТ| = от2,
Pi + С|О„1 — и? = Р?U)2.
К1-У)2	(Чз-*7)2
(|+ 4
где г — уд энтальпия, U — скорость пере
мещения У в , и, и и, — нормальная и ка-
сат к У в составляющие вектора скорости
среды, индексы I и 2 относятся к состоя-
нию среды перед и за У в В общем слу
час Q, v, U и т д — ф ции координат точ-
ки У в и времени
Представление У в пов стью разрыва яв
ляется нек-рой идеализацией, оправданной
для большинства задач аэродинамики, т к
толщина области, в к рой проявляется дей-
ствие вязкости и теплопроводности и уста
навливается термодинамнч равновесие по
постулат степеням свободы и в к-рой про-
исходит резкое изменение р, Q и т д, по
порядку величины равна длине свободного
пробега молекул газа I, что в механике
сплошных сред является пренебрежимо ма
лой величиной по сравнению с характер-
ным линейным размером явления L
При больших скоростях распространения
У В (для воздуха более 2—3 км/с) в га-
зе протекают неравновесные фнз хим Про-
цессы (возбуждение колебаний молекул, хим
реакции, ионизация н т д ) и структура
У в более сложна В этом случае за фрон
том У в образуется релаксац область тол
щиной d'S-l, в к рои происходит установ-
ление термодинамнч равновесия, сопровож
дающееся дальнейшим изменением р, q и
т д (Эта релаксационная область толщи
ной d, примыкающая к пов-сти разрыва —
фронту У в , часто включается в понятие
У в ) В гиперзвук аэродинамике возмож
ны случаи как d<g.L, так d~L и d~3>L (см
Неравновесное течение)
В отечеств лит ре У в , неподвижная в
выбранной системе координат, обычно назы
вается с к а ч к о м уплотнения (СУ) СУ,
плоскость к-рого перпендикулярна к надрав
леиию движения газа, наз прямым, а СУ,
плоскость к рого образует с направлением
движения газа угол отличный от прямого,—
косым Ур-ния прямого СУ в совершен-
ном газе имеют вид
v2	Qi	у — 1	2
———=2--------1-------
ui	С2	т+1	(y+l)Mj
Рг 2ТМ1 у—1
Р! V + 1 Y + 1 ’
Л (т + 1)2 I, 2уМ* )
Х Р + (Y-I)M? 1
где Т — термодинамнч темп-pa среды, М —
Маха число, у — показатель адиабаты
Ур-ния, описывающие косой СУ, можно по
лучить из ур ний прямого СУ, если В них
заменить v на vn, М на Мя и добавить ус
ловие Ог1 = От2. vn и и,— соответственно
нормальная и касат к СУ составляющие
скорости Для анализа течений за косым
СУ широко используется т н ударная
поляра — кривая в плоскости годографа
скоростей (см Годографа метод), устанавли
вающая связь между компонентами скорос-
ти до и после СУ, углом отклонения потока
н углом наклона СУ СУ произвольной фор
мы на каждом небольшом участке можно
рассматривать как прямой или косой, поэто
му соотношения для прямого и косого СУ
применимы и для криволинейных СУ
У н (СУ) образуются при обтекании тел
сверхзвук и трансзвук потоками газа, при
сверхзвук движении заостр и затупл тел
и т п Возникновение У в приводит к разл
рода,потерям обусловленным необратимым
переходом механич энергии в тепловую и
ростом энтропии, появление У и сопровож
дается появлением волнового сопротивления
и, следовательно, ростом сопротивления
аэродинамического, звуковым ударом и т п
При взаимодействии Уве границами раз
дела сред, с волнами разрежения и т д
может происходить преломление, отражение
(см Маховское отражение ударной волны),
дифракция ударной волны См также Гю-
гоньо адиабата
Лит Лилман Г В Рошко А Элементы
газовой динамики пер с. англ М, I960 Зельдо
вич Я Б Райзер Ю П Физика ударных волн
и высокотемпературных гидродинамических явле
ний 2 изд, М 1966	О Ю Полянский
УДАРНАЯ ТРУБА — аэродинамич установ
ка, рабочий поток в к-рой создаётся в ре
зультате нестационарного расширения ежа
того до высокого давления газа нз цилин-
дрич камеры в цилиндрич канал, заполнен-
ный газом с низким давлением (рис 1,а)
_________1______2	3 4
I	1	101 =1
а
Рис 1 Схема ударной трубы (а) и зависимость
давления Р от расстоянии х в нек рый момент
времени после разрыва диафрагмы (6) I —каме
ра 2 — диафрагма 3 — канал 4 — измерительная
секция 5 — покоящийся газ камеры, 6 — волна
разрежения, 7 — газ камеры вышедший из волны
разрежения, 8 — контактная поверхность, 9 — газ
канала сжатый в ударной волне 10 — ударная
волна I! — покоящийся газ канала
Запуск У т происходит в момент разру
шения диафрагмы, отделяющей камеру от
канала, газ, находившийся под высоким дав-
лением, разгоняется в волне разрежения,
сжимая и нагревая в ударной волне газ
в канале (рис 1,6) В результате в канале
образуются две следующие друг за другом
области газа с квазистационарными пара
метрами (см Квазистационарное течение)
Рабочей средой служит либо газ, вышедший
из камеры, либо газ, к-рым заполнен ка-
нал перед запуском Время испытаний опре-
деляется продолжительностью движения ра
бочего газа через измерит секцию, зави-
сит от параметров потока, схемы и разме
ров установки Для получения высоких зна-
чений параметров потока (скоростей, темп-р,
Afoxci чисел М, Рейнольдса чисел Re и др )
газ в камере нагревают У т классифици
руют по т н волновой картине
Ударная труба (рис 1,а) обычно ис
пользуется для решения задач нестационар-
ной газовой динамики, аэрофиз и физ хим
исследований Канал трубы заполняется ра
бочим газом, а камера — гелием или водо
родом В рабочей части таких труб удаётся
получать потоки газа с темп рой до 104 К
н скоростью потока до 104 м/с Характер
ное время испытаний 10-s—10-4 с
Рис 2 Схемы аэродинамической ударной трубы
(а) и ударной трубы с нестационарным разюном
рабочего газа (б)	1 — камера 2 — первая дна
фрагма, 3 — канал, 4 — вторая диафрагма, 5 —
сопло, 6 — измерительная секция, 7 — дополни
тельный отсек
Аэродинамическая ударная тру
ба (рис 2,о) служит для проведения аэро-
динамич и тепловых испытаний моделей ЛА
К каналу пристыковывается отделяемое от
канала второй диафрагмой сопло с рабочей
частью К^нал заполняется рабочим газом,
камера — гелием или водородом Как пра-
вило, рабочий газ сжимается в падающем
и отражённом от сопла скачках уплотне-
ния Начальные параметры газов н камере
и канале выбирают так, чтобы устранить
появление вторичных волн при пересечении
отражённого скачка н контактного разры-
ва (см Контактная поверхность) В аэро-
динамич У т реализуется поток газа с
М=7—25 и Re==jp3—5-Ю7 Длительность
испытаний ~5-10 с
Ударная труба с нестационар-
ным разгоном рабочего газа (рис.
2,6) используется для аэродинамич , тепло-
вых и аэрофиз исследований Рабочий газ
заполняет камеру, канал заполняется газом
с низкой мол массой К камере подсоеди-
няется дополнит отсек с газом (обладаю
шим большим давлением и высокой
темп рой), отделяемый от неё второй диа-
фрагмой Отсек по отношению к камере
является т н волновым подогревателем За-
пуск этой У т осуществляется разрывом
второй диафрагмы Первая диафрагма раз
рывается ударной волной, проходящей по ка-
мере В канале реализуется поток газа со
скоростями 104—3-104 м/с, время испыта-
ний 10-4 с
Ударная труба Людвига исполь-
зуется для аэродинамич и тепловых испы-
таний моделей ЛА в диапазоне М=0,2—10
и высоких значениях Re (—-10s) (см Люд
вига труба)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим!
Развитие У т началось в 50-х гг в свя-
зи с разработкой гиперзвук ЛА Успех прн
менения установок во многом был обуслов
лен созданием быстродействующей изме
рит аппаратуры См также Аэродинамичес-
кая труба
Лит Ударньн трубы пер с англ , М 1962
УДАРНЫЙ САМОЛЕТ — боевой самолет.
предназнач для воздействия по наземным и
морским (надводным и подводным) целям
авиац средствами поражения Оснащается
многофункциональным прицельно навигац
комплексом и комплексом вооружения, вклю
чаюшнм пушечное бомбардировочное (мин
ио торпедное), ракетное (управляемое и
неуправляемое) вооружение, а также сред
ства обороны и преодоления ПВО против
ника У с подразделяются на штурмови-
ки, истребители бомбардировщики бомбар-
дировщики (фронтовые, дальние, стратеги-
ческие) и противолодочные (см Противо
лодочный летательный аппарат)
УДЕЛЬНАЯ МОЩНОСТЬ двигателя —
отношение мощности двигателя к секунд-
ному расходу проходящего через него воз
духа Наиболее часто понятие У м нс
пользуется для оценки совершенства ТВД
и турбовальиых ГТД, для к рых У м —
отношение соответственно эквивалентной
мощности ТВД (суммы мощностей винта
и реактивной струн) или мощности иа
валу турбовального двигателя к секунд
ному расходу воздуха Уровень уд мощ
ности ТВД и турбовальиых ГТД 250—400
кВт-с/кг
УДЕЛЬНАЯ НАГРУЗКА на крыло — от
ношение веса ЛА к характерной площади
крыла, за к рую обычно принимают пло
щадь проекции крыла (включая подфюзе
ляжную часть) на базовую плоскость крыла
(см Системы координат) У и характери
зует несущие свойства ЛА От нее зависят
высота полета, взлётная и посадочная ско
рости, длина взлетной дистанции, а также
манёвренные хар-ки Т к вес ЛА меняет
ся в процессе полета, используются поня
тня взлетной, текущей и посадочной У н
У самолетов 80-х гг У н в зависимости
от их назначения меняется в широких пре
делах и может достигать 7000 Н/м2 (Па)
УДЕЛЬНАЯ ТЯГА воз ду ш но-pea кти в
ио го двигателя — отношение тяги ВРД
к секундному расходу воздуха Макс зна-
чение У т составляет 1250 Н-с/кг в ТРДДФ
при макс форсаже У т нефорсиров ТРД
может достигать 1000 Н-с/кг ТРДД до
звук пасс самолетов имеют У т на взлет-
ном режиме в пределах 300—400 Н-с/кг в
зависимости от степени двухконтурности
УДЕЛЬНАЯ ЭНЕРГИЯ летательного
аппарата — отношение Е суммы потенц и
кинетич энергий ЛА к его весу У э —
та высота, на к рую мог бы подняться
ЛА при полном преобразовании его кине
тич энергии в потенциальную E=H-\-V2/2g,
где V и Н — текущие скорость и высота
полёта, g — ускорение свободного падения
Др иазв У э —энергетическая вы
сота
УДЕЛЬНЫЙ ВЕС ДВИГАТЕЛЯ - отно-
шение веса двигателя к его тяге или мощ
ности иа взлётном режиме У в д зави
сит от типа двигателя и уменьшается по
мере совершенствования его конструкции
В СССР комплектность двшателя для опре
деления У в д была регламентирована гос
стандартом Уд вес реактивных двигателей
(безразмерная величина) находится в преде
лах ТРД — 0,2—0,25, ТРДФ — 0,15—0,2,
ТРДД — 0,165—0,22, ТРДДФ — 0,1—0,15
Уд вес ТВД без винта, отнесённый к экви
валентной мощности, равен 2,7—3,3 Н/кВт
УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС ТЯГИ ракетио
го двигателя, удельный импульс
602 УДАРНЫЙ
В В Уваров
Ф У иттл
С А Ульянин
И С Уншлихт
ракетного двигателя,— отношение тя-
ги ракетного двигателя к секундному массо
вому расходу рабочего тела (производная
от импульса тяги по расходуемой массе
в данном интервале времени) Выражается
в Н-с/кг = м/с На расчетном режиме работы
двигателя совпадает со скоростью реактивной
струи Энергетич показатель эффективности
двигателя
УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА авиа-
ционного двигателя отношение ча
сового расхода топлива к реактивной тяге
или мощности двигателя У р т зависит
от режимов работы двигателя, его типа,
расчетных параметров рабочего процесса
двигателя и кпд его элементов Наиболее
важен У р т в условиях длит крейсер-
ского полёта Наименьшие значения У р т
среди реактивных двигателей имеют ТРДД
с большой степенью двухконтурности Эти
значения достигают 0,058 кг/(Н-ч) при
Маха числе полета №,*,=0,8 на выс //=11
км ТВД имеют У р т в пределах 220—
300 г/(кВт-ч) при М«, =0,7 и //=11 - 8 км
(значения отнесены к мощности на валу
винта)
УДЛИНЕНИЕ авиационных конст-
рукций — I) У крыла — отношение ква
драта размаха крыла I к площади кры-
ла S	характеризует степень вы
тянутости крыла вдоль размаха Для пря
моугольных крыльев k=l/b, где b—хорда
крыла У крыла — один из осн геом па
раметров Крыла, определяющих его аэро-
динамич хар ки При малых дозвуковых
скоростях полета несущие свойства эллип
тич крыла большого У определяются соот
ношением с£=2пХ/(Х-|-2) (см Аэродинами-
ческие коэффициенты) а его индуктивное
сопротивление X, при заданном значении
коэф подъёмной силы с# обратно пропор-
ционально АТ о, при увеличении X не-
сущие свойства крыла возрастают, а X,
уменьшается и соответственно растёт макс
аэродинамическое качество Однако удлине
ние крыла, как правило, ведет к непропор-
циональному росту его массы из за необ-
ходимости обеспечить надлежащие проч
ность и жёсткость крыла У рекордных пла
неров значение X достигает 40, у дозвук
пасс самолетов 80 х гг Х=7—10 (напр, у
самолета Ил-96-300 Х = 9,5)
При сверхзвук скоростях полёта более су
ществ оказываются др геом параметры,
и для сверхзвук самолетов рациональными
являются крылья малого удлинения Х=
= 1,5—2 5 Аналогично У крыла определяют-
ся удлинения и др несущих пов-стей, напр
горизонт оперения
2) У фюзеляжа — отношение Хф длины
/ф фюзеляжа к диаметру эквивалентно-
го круга, площадь к-рого равна площади
миделевого сечения $мж фюзеляжа Х(| =
= /ф/^ф.	ф/я)'/!г В частном слу-
чае осесимметричного фюзеляжа диаметр эк
Бивалентного круга совпадает с диаметром
миделевого сечения У фюзеляжа является
одним из геометрических параметров,
определяющих его сопротивление аэродина-
мическое Для фюзеляжей, носовые н
хвостовые части к рых представляют собой
параболоиды вращения, при дозвук ско-
ростях оптимальными будут Хфй:3—4, при
сверхзвук скоростях —Хф?к14 Для много
режимных самолётов, летающих в дозвук
и сверхзвук диапазонах скоростей, обычно
выбирают компромиссное значение У фюзе-
ляжа с учётом возможной продолжитель-
ности полета на обоих режимах На прак-
тике выбор У фюзеляжа часто оказывает-
ся продиктованным особенностями примене
ния самолёта	Л Е Васильев
УИТТЛ (Whittle) Фрэнк (р 1907) —англ
конструктор ТРД В 1926—28 учился в кол
ледже ВВС, где в дипломной работе рас-
смотрел самолёты с ГТД В 1929 поступил
в Центр летную школу, работал ннструк
тором и летчиком-испытателем гидросамолё-
тов В 1930 У запатентовал свой проект
ТРД, в 1932 направлен на офицерские
инж курсы, а в 1934 в Кембриджский
ун т для завершения образования Для реа-
лизации идей У в 1935 была осн частная
фирма «Пауэр джетс» (Power Jets), где он
стал гл инженером В 1937 работы У полу-
чили поддержку пр ва ТРД W I с центре
бежным компрессором и тягой 3820 Н впер
вне испытан в полете на самолёте Е28/39
фирмы к Глостер* 15 мая 1941 Позже с но-
вым ТРД W 2/500 тягой 7550 Н скорость
самолета возросла с 544 до 724 км/ч Про-
из во улучшенных ТРД было налажено на
ряде др фирм В 1942 У участвовал в
орг-ции произ ва ТРД своей конструкции в
США В 1943 в Великобритании был пост-
роен истребитель Глостер «Метеор» с двумя
ТРД конструкции У (первая боевая эскад-
рилья сформирована в 1944) Фирма «Пауэр
джетс» национализирована в 1944 и вошла
в состав Нац газотурбинного ии-та В 1948
У уволился из ВВС в звании бригадного
генерала, позже работал техн советником
(вт ч англ авиатрансп компании «БОАК»),
сотрудничал с ацгл двигателестроит фирма
ми Отошёл от дел в 1970 Живёт в США
Награждён медалью Гуггенхеймов (1946) и
золотой авиац медалью ФАИ (1951)
УЛАН-УДЭНСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРО-
ИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ —
берет начало от авиарем з да, к рый начал
строиться в р-не г Верхнеудинска (ныне
Улан Удэ) в 1936 и вступил в строй в 1939
В 1943 з-д (№ 99) приступил к произ-ву
самолётов В годы Вел Отечеств войны вы-
пускал истребители Ла 5, Ла 7 В последую-
щий период производил разнообразную
авиац технику, в т ч истребители Ла 9,
МиГ 15 УТ И, Як 25, МиГ 27, вертолёты
Ка-15, Ка 18, Ка 25, пасс самолет Aw-24
Осн продукция кон 80-х гг — вертолёт
Мп-8, штурмовик Су-25УБ Пр-тне награж-
дено орденом Трудового Красного Знамени
(1971) В 1989 на основе з да образе
вано ПО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
УЛЬЯНИН Сергей Алексеевич (1871 —
1921) —рус воен летчик и воздухопла
ватель, авиаконструктор полковник Окон
чил офицерский класс Уч воздухоплават
парка (1895). летную школу Фармана во
Франции (1910) Призер первого праздника
воздухоплавании в России (1910) Занимал
ся конструкторской и изобретат деятель
ностью в области воздухоплавания (исполь-
зовал коробчатые возд змеи в воен деле
для подъема наблюдателей, фотоаппара
тов и средств сигнализации), авиации (скон-
струировал двухмоторный самолет ориги
иальной схемы и удачно летавший разборный
самолет ПТА № 1) аэрофотосъемки (ини-
циатор практич применения аэрофотосъём-
ки и аэрофотограмметрии в воен деле) и
др С 1911 руководил авиац отделом Офи
церской воздухоплават школы, после ее
реорганизации в Гатчинскую воен авиац
школу был первым ее начальником В 1916
назначен пом нач Управления Воен Возд
Флота, с 1917—нач Управления Воеи
Возд Флота Российской республики В апр
1918 командирован за границу для ликвида-
ции дел комиссии по заготовке авиац
и воздухоплават имущества и для организа-
ции пост заграничной авиац миссии
Лит Дузь П Д История воздухоплавания
и авиации в России, 3 изд М 1989 Улья
н и н Ю А Анализ конструкторской деятельности
С А Ульянина в сб Из истории авиации и кос
монавтнки вып 60 М ]990
УЛЬЯНОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ПРО-
МЫШЛЕННЫЙ КОМПЛЕКС (ОБЪЕДИ-
НЕНИЕ), Директивы о начале стр-ва пр-тия
приняты в 1975, закладка произведена в
1976, ввод в строй — в 1980 В 1985 выпу-
щен первый трансп самолёт Ан-124 «Рус-
лан» В 1987 начато освоение произ ва пасс
самолёта Г1/-204 В 1992 пр-тие преобразо-
вано в акционерное об во «Авиастар»
УИШЛИХТ Иосиф Станиславович (1879—
1938) —сов гос и воен деятель В Октябрь
ские дни 1917 чл Петрогр ВРК В 1919
нарком по воен делам Литовско-Белорус
ССР В 1921—23 зам пред ВЧК (ГПУ)
в 1923—25 чл РВС СССР, в 1925—30 зам
пред РВС СССР и зам наркома по воен
и мор делам, одновременно с 1927 зам пред
Осоавиахима СССР В 1930—33 зам пред
ВСНХ В 1933—35 нач Гл управления
Гражд возд флота С 1925 оказывал по-
стоянное содействие работам ЦАГИ по соз-
данию эксперим базы, опытного стр ва и
орг иии дальних перелётов Был чл ВЦП К
и Президиума ЦИК СССР Награжден ор-
деном Красного Знамени Необоснованно
репрессирован, реабилитирован посмертно
УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ ТЯГИ — откло
нение реактивной струи ТРД или струи, об
разуемой при вращении винта ТВД от на-
правления. соответствующего крейсерскому
режиму полета, для создания дополнит
подъёмной, управляющей или тормозящей
силы У в т применяется для сокращения
длины разбега и пробега (СКВП, СВВП)
а также при маневрировании в полете Откло
нение реактивной струн при у в т осущест
вляется с помощью отклоняющих устройств
(ОУ), к рые являются элементами конст
рукции двигателя или самолёта В СВВП
У в т достигается также использованием
подъемных ТРД или вентиляторов, распо
лож в фюзеляже или крыле, либо при ис-
пользовании ТВД поворотом нх в вертик
плоскости
ОУ двигателей подразделяются на два тн
па К первому относятся поворотные сопла
(рис 1,а и б) или решётки (рис 1,е), вы-
полняющие при крейсерском режиме функ
ции прямого сопла, и плоские сопла с под
вижными стенками (рис |,г) На рис сплош
ними линиями показано положение откло
няющих струю элементов сопла и направле-
ние истечения струй на режиме прямой реак
Риг 1 Откюняюшнг устройгтеа двигателей а и
б — поворотные соплт в — решетки г — плоские
сопла с подвижными стенками
Рис. 2 Отклоняющие устройства самолетов а —
обдув закрылков снизу б — обдув крыла сверху,
I — двигатель 2— закрытой
ции. а штриховыми линиями — на режиме
отклоненной тяги ОУ второго типа имеют
створки, перекрывающие тракг сопла или
установленные за выходным сечением сопла
В этом случае отклонение реактивной струи
осуществляется непосредственно створка-
ми К таким ОУ относится реверсивное уст-
ройство ОУ (кроме реверсивных устройств)
имеют коэф тяги — Р=Р/Рип не ниже 0,94 —
0,96, где Р—тяга, создаваемая Оу, Ркл —
идеальная тяга ОУ прн том же расходе газа
В ОУ самолётов отклонение реактивной
струи двигателя осуществляется закрылка-
ми при обдуве струей закрылка снизу (рис
2,а) или при обдуве крыла сверху (рис 2.6).
в последнем случае используется эффект
прилипания струи к пов сти (см Энергети-
ческая механизация крыла)
Лит Попов К Н Соколов В Д Хвое
тов Н И Сопла воздушно реактивных двнгате
зей с отклоняемым вектором тяти М 1974
К) М Клестов
УПРАВЛЕНИЕ ВОЗДУШНЫМ ДВИЖЕ-
НИЕМ (УВД) в нашей стране — орг ция,
планирование, координирование движения
возд судов, выполняющих полёты или дви
жущихся по аэродрому в связи с совер
шением взлетно-посадочных операций Ко
нечная цель УВД — обеспечение безопас
ности, регулярности и эффективности по
лётов Согласно Воздушному кодексу СССР
УВД было возложено на органы Единой сис-
темы управления возд движением (ЕС
УВД) и ведомств органы управления в пре-
делах установленных для них р нов и зон
В действующей системе управления веду-
щая роль принадлежит ЕС УВД Она соз-
дана в нач 70 х гг К этому времени
плотность и интенсивность возд движения
в стране достигли такого уровня, что уп-
равление полетами гражд и воен возд
судов, к рые выполняются практически в
одном и том же возд пространстве, нх сог-
ласование и координация с пунктов ун
равления принадлежащих разл ведомст
вам, стали затруднительными Интересы бе-
зопасности требовали объединения гражд и
воен органов УВД. что и было осущест
влено в рамках ЕС УВД
На органы ЕС УВД была возложена
орг ния использования возд пространства
для полетов гражд и воен возд судов и дру-
гих видов деятельности, связанной с ис-
пользованием воздушного пространства,
включая определение в нем воздушных трасс,
местных воздушных линий (МВД), р нов
аэродромов и др элементов структуры
возд пространства для обеспечения единой
техн политики УВД, внедрение авто-
матизир систем и др Оперативные орга
ны — центры ЕС УВД (главный, зональные,
районные), состоящие из гражд и воен сек
торов, осуществляют планирование, коор
динирование возд движения, а районные,
кроме того,—непосредств управление возд
движением При этом гражд сектора уп
равляют полетами всех возд судов по возд
трассам страны и МВД первой категории,
а воен сектора — полетами возд судов по
маршрутам, проложенным вне возд трасс и
МВД
Ведомств гражд и воен органы УВД (дне
петчерские и командные пункты разл
назначения), не входящие в ЕС УВД, дей
ствуют в тесном взаимодействии с оператив
ными органами ЕС УВД Они управля-
ют возд движением в р-нах аэродромов
(аэроузлов), включая подход и посадку
возд судов, их взлет и выход из р-нов
аэродромов (аэроузлов) на возд трассы
страны, МВД или иа др маршруты К ком-
петенции ведомств органов УВД относит
ся также УВД при полетах на МВД второй
категории, в р-нах авиац работ и др
Процесс оперативного управления вклю-
чает планирование, координирование и не-
посредственное УВД Планирование возд
движения производится с учетом нропус
кной способности возд пространства, аэро
дромов и возможностей органов УВД в
обеспечении управления Различают пла
нирование предварительное — за несколько
суток до дня полёта для составления
расписаний полетов, потоков движения
возд судов, графиков использования аэ
родромов и т д, суточное—накануне дня
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт свУИ№ДВЛБНИЕ 603
полётов и текущее — в процессе выпол
нения суточного плана полетов для коррек
тировки условий полётов отд возд судов
Координирование заключается в соглаюва
нии полётов возд судов с др видами дея
тельности в воздушном пространстве, одно
Врем полётов возд судов разл ведомств в
соответствующих р нах и зонах, включая пе
рераспределеиие потоков движения возд
судов по возд трассам страны, МВ Л и др
Непосредств УВД начинается с момента
пуска двигателей возд судна (начала ру
пения, буксировки) и продолжается до
их выключения после заруливания на
стоянку Нечосредств УВД включает 1) ин
формацию экипажей возд судов о метео
условиях и возд обстановке в р-не поле
та, о состоянии аэродромов, работе средств
связи и радиотехн обеспечении полетов и
посадки, передачу др данных необходи
мых для безопасного выполнения полета,
2) предотвращение опасных сближений и
столкновений возд судов в полёте и с пре
пятствиями на аэродроме посредством их
эшелонирования (рассредоточения) в дви
женин иа безопасные интервалы, установлен
ные правилами УВД, 3) принятие своеврем
мер по оказанию помощи экипажу возд
судна, терпящему бедствие или встретив
шемуся в полете с особыми случаями, угро
жающими его безопасности, 4) извещение
органов, осуществляющих поисково спаса г
и аварийно спасат работы, о возд судах,
терпящих или потерпевших бедствие
Непосредств УВД в зависимости от техн
оснащённости осуществляется при наличии
непрерывного радиолокац контроля за поле
тами—с соблюдением принципа «вижу,
слышу — управляю», а при отсутствии такого
контроля — с соблюдением принципа «слы
шу управляю» Без радиосвязи полёты не
разрешаются Поддержание возд судами
пост радиосвязи с органами УВД является
обязательным При нарушении связи ко
мандир возд судна и орган УВД обязаны
принять неотложные меры к ее восста
новлению При невозможности восстанов-
ления связи они должны действовать в
соответствии с установленными для таких
случаев правилами, соблюдение к рых обес
печивает предупреждение столкновения дан
ного возд судна с др возд судами и его
посадку на осн или запасном аэродроме
Непосредств УВД всеми возд судами в
определ р не зоне осуществляет только
один орган УВД Передача непосредств УВД
от одного органа УВДдруюму производится
на установл рубежах, определяемых, как
правило, на границах их соответствующих
р нов и зон
Обеспечение порядка и безопасности в
возд движении достигается посредством
передачи командирам возд судов диспетчер
ских разрешений и указаний касающих
ся курса, высоты (эшелона) и скорости по
лета Они обязательны для исполнения В
случае явной угрозы безопасности полета,
а также в целях спасения жизни людей,
находящихся на борту возд судна, его
командир может принимать решения, ка
сающиеся продолжения полёта с отступле
нием от диспетчерских указании и разреще
ний О предпринятых действиях он обязан
немедленно сообщить органу УВД под не
посредств управлением к рого находится
возд судно
УВД как форма обеспечения полетов возд
судов по своим подходам к решению возла
гаемых на не] о задач существенно отли
чается от обслуживания воздушного движе-
ния (ОВД), рекомендованного для этих це
лей Международной организацией граждан
ской авиации (ИКАО) ОВД осуществля
ется в виде или полотно информацией
ною, или консультативного или диспетчер
604 УПРАВЛЕНИЕ
ского обслуживания, каждое из к-рых может
быть самостоят видом обслуживания УВД,
осуществляемое в нашей стране, является
общим для всех возд судов видом обслужи
вания возд движения Оно обеспечивается
разл органами управления во всём возд
пространстве При этом в процессе управ
леиия решаются все задачи, к рые опреде
лены для ОВД
УВД иностр возд судов в возд прост
ранстве страны по возд Трассам и в р нах
аэродромов, выделенных для междуиар по
летов, производится в целом по тем же прави
лам, что и УВД нац возд судов Нек рые осо
бенности связанные, в частности с приня
тием решений иа вылет посадку и пр,
отражают желание обеспечить максималь
но возможное единообразие действующих
для ииостр возд судов правил УВД
со стандартами и процедурами, рекомен
дованными ИКАО Правила УВД для иностр
возд судов в возд пространстве страны
опубликованы в Сборнике аэронавигац ин
формации
В р нах возд пространства над откры-
тым морем, в к рых наша страна на осн меж
дуцар соглашений обеспечивает обслужи
вацие возд движения, УВД осуществляется
с нек рыми особенностями УВД рос
воад судов производится в том же объё
ме, что и при полётах в возд пространстве
страны УВД иностр возд судов осущест
вляется в порядке, рекомендованном ИКАО
На междуиар возд трассах им предоставля
ется полётно информационное и диспет-
черское обслуживание, а также аварийное
оповещение, в остальном возд пространст
ве — полётно информац обслуживание и
аварийное оповещение
УВД в возд пространстве страны отечеств
возд судов производится на рус языке,
а иностр возд судов — на англ нли рус
языках если об этом имеется соответству-
ющее соглашение с гос вом регистрации
возд судна
Лит Бордунов В Д Котов А И
Малеев Ю Н Правовое регулирование между
народных полетов гражданских воздушных су
дов М J988 Управление воздушным движением
М 1988 Автоматизация управления безопас
ностью полетов М 1989	А И Котов
УПРАВЛЕНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫМ АППАРА-
ТОМ - формирование отклонений органов
управления (ОУ) для требуемою изменения
положения ЛА в пространстве или под-
держания заданного его положения при дей
ствии разл возмущений Управление тра
екторией движения центра масс ЛА осу
ществляется изменением действующих иа
него сил (при полёте в атмосфере — это
аэродинамич силы и тяга двигателя) Уп
равление движением относительно центра
масс (управление угловым положением) осу-
ществляется изменением вектора момента
относительно центра масс (см Аэродина
мические силы и моменты) На боль
шинстве самолетов для создания управляю
щих сил и моментов применяются аэро
дииамич ОУ а на вертолётах — несущие
и рулевые винты (см Вертолет) На нек рых
типах самолётов и вертолетов яспользу
ется газодинамическое управление (см так
же Управление вектором тяги) Иногда
(напр на дельтапланах) У л а реали
зуется перемещением центра тяжести
У л а может осу ществляться лётчи
ком или автоматически В зависимости от
типа управления ЛА можно разделить иа
пилотируемые, к рыми управляет летчик ли
бо непосредственно, либо через соответст-
вующие системы автоматич управления
(САУ), и беспилотные, управляемые нол
ностью либо САУ, расцоложенными на бор
ту ЛА, либо САУ, использующими внеш
команды (напр , с самолета сопровождения)
задающие необходимую траекторию
Пилотирование летчиком осуществляется
на основе исходной информации, к рая
складывается из визуального наблюдения
внеш обстановки, наблюдения за прибо
рами, ощущения лётчиком условий полёта
по изменению перегрузки, усилий иа ры-
чагах управления (РУ) и их перемещений
На основе требований к режиму полета
и этой информации лётчиком формируется
задача управления Отклонение ОУ, а также
необходимое изменение тяги двигателя или
включение тормозных устройств лётчик про-
изводит в зависимости от формируемой
задачи, опираясь на свой опыт При руч
ном или (как его еще называют) штур
вольном управлении отклонение летчиком ОУ
может выполняться непосредственно (т и
обратимое ручное управление), когда лёт-
чик, прикладывая усилия к рУ, уравнове-
шивает полностью или частично аэродина
мич шарнирный момент отклоняемого ОУ
В этом случае перемещение РУ требует
от лётчика непрерывной затраты энергии
Др вид ручного управления — необрати-
мое Он связан с использованием для от
клонения ОУ к л вспомогат устройств и
источников энергии, напр гидравлич или
электрич системы (см Бустерное управ-
ление) Гидравлич рулевой привод, или бус
тер, в системе необратимого управления
уравновешивает полностью шарнирный
момент ОУ, а лётчик перемещает только
золотник бустера, для чего требуется
небольшое усилие (порядка 10—15 Н)
Поскольку рулевой привод представляет
собой систему с жёсткой обратной связью,
то перемещение летчиком РУ однозначно
(и, как правило, линейно) связано с пе-
ремещением выходного штока бустера и,
следовательно, с отклонением ОУ Такое
устройство позволяет управлять ЛА на
больших скоростях и при его больших раз
мерах Усилия создаваемые рулевыми при
водами скоростных самолетов, составляют
неск десятков кН Одиако для появления
у летчика необходимых ощущений изме
нения режима полета (скорости, перегруз
ки, угловых скоростей и др ) ца РУ должны
искусственно имитироваться соответству
ющие изменения усилий, строго регламеити
ров в соответствии с опытом лётных ис
пытаний Применяемые для этого имитаторы
усилий, к рые обычно наз загрузочными
устройствами, имеют разл принципы дей
ствия Они могут быть пиевматич , гид-
равлич и механическими Последний тип
получил наибольшее распространение (в ви
де регулируемой пружины) Загрузочные
устройства должны обеспечивать регули
рование усилий в зависимости от парамет
ров полёта (см Рычагов управления заг
рузка)
Для получения удовлетворит пилотаж
ных хар к на самолёте с необратимым бус-
терным управлением приходится также вво
дить регулирование кинематич связи (из
меиение передаточного отношения) от РУ
к ОУ Это связано с необходимостью реали
зовать также определённый, установл опы
том летных испытаний характер переме-
щения РУ в зависимости от изменения осн
параметров полёта Напр, для управления
продольным движением перемещение РУ
должно быть связано также с изменением
скорости полёта (или Маха числа), высоты
полёта, перегрузкой Для улучшения пило-
тажных хар к самолёта в его систему штур
вального (или ручного) управления вклюца
ются системы улучшения устойчивости и уп-
равляемости (СУУ), действующие, как пра
вило, независимо от лётчика на ОУ в процес
се возмущ движения и отклоняющие их в
ф цин угловой скорости (для улучшения
демпфирования свободных колебаний), угла
атаки или перегрузки для увеличения устой-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
чивости или сокращения времени переходных
процессов при управлении Сигналы СУУ
формируются ее вычислителем входными
сигналами в нем являются параметры движе
ния ЛА (угловая скорость, компоненты пе
регрузки, угол атаки илн угол скольжения,
скорость полёта и т п ) Выходной сиг-
нал СУУ формируется вычислителем по
заданным алгоритмам Выбор алгорнт
мов производится на основе анализа ди
намики движения ЛА в разл условиях и
связан с аэродинамич и инерц хар-ками
ЛА Вычислитель может быть аналоговым
или цифровым Связи РУ лётчика с нс
полнит приводами ОУ (бустерами или др )
могут осуществляться механич или дистанц
электрнч системой, гидравлич каналами н,
наконец, при помощи световодов (см Г ид
равлическое оборудование. Проводка управ-
ления, Электродистанционная система уп-
равления) При дистанц системе связи сиг-
налы (электрич нли оптические), переда
ваемые от лётчика, а также от СУУ, мо-
гут иметь аналоговую или цифровую форму
Дистанц системы управления в значит сте-
пени упрощают включение любых дополнит
автоматич устройств, в частности облег
чают решение задачи управления при по
садке и взлёте, а также прн выполнении
боевых операций
На совр самолетах кроме штурвального
(ручного) управления от лётчика исполь-
зуется обычно дополнит САУ, как прави
ло, на огранич режимах полета Наибо
лее широко САУ (автопилот) применяется
для стабилизации длительного установив
шегося крейсерского режима полёта как по
угловым параметрам, так н для стабили-
зации скорости и высоты полёта САУ так-
же широко используется для автоматиза-
ции посадки (по [. П и 1И категориям),
для нек рых простых маневров, для управ
ления маневрированием в боевых опера-
циях Включение САУ в контур управления
особенно удобно при дистанц системе
управления, хотя и требует принятия до
полнит мер для согласования с ручным
управлением (см Совмещённое управление)
Полностью автоматич управление бес
пилотных ЛА возможно при наличии со
ответствующей требуемым условиям точ
ности пилотирования информации о теку
щем положении ЛА в пространстве (вклю
чая и угловое), а также информации о
заданном движении ЛА, к рая в завнси
мости от решаемой задачи и назначения
ЛА может поступать от датчиков, распо
ложеиных иа борту, и от внеш датчи
ков, измеряющих параметры движения ДА
Траекторное управление беспилотных ЛА
разл назначения может быть командным
(по командам, поступающим извне) прог
раммным (траектория сформирована и за
даётся на борту в виде временных за-
висимостей), терминальным, при к-ром уп-
равление осуществляется для достижения
конечного результата (при этом можно
выполнять ряд ограничений) Кроме траек
торного управления, как правило, осущест-
вляются угловая стабилизация и управление
угловым положением ЛА Важнейшими
задачами при создании такого управления
беспилотными ЛА являются обеспечение ус
тойчивости движения на всех режимах по
лета с учётом возможных возмущений,
Отклонений исходных данных, достижение
точности реализации целевого назначения
ЛА, обеспечение надежности управления
При заданных отказах в системе управления
Г С Бюшгенс
УПРАВЛЕНИЕ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ
(УПС) — воздействие на пограничный слой
(ПС) с целью ослабления или предот-
вращения срыва потока на обтекаемой пов-
сти, сохранения ламинарного течения в ПС
и уменьшения теплопередачи при больших
сверхзвук скоростях потока
УПС осуществляется изменением формы
обтекаемой нов сти, уменьшением разности
между скоростями внеш потока и обтекае
мой пов сти (профили с подвижными пов стя
ми), использованием энергии осн потока
для увеличения энергии частиц воздуха в
ПС (щелевая механизация крыла, вих
рей генераторы), сообщением ускорения
частицам ПС (выдув сжатого воздуха
вдоль обтекаемой нов сти, т н сдув ПС),
удалением из пристенного участка ПС за
тормож частиц воздуха (см Отсос пог-
раничного слоя) и изменением состояния
ПС (вдув в пограничный слой газа с др
фнз свойствами, охлаждение пов-сти
и Др )
Наиболее эффективными являются спосо
бы УПС, осн иа использовании энергии, от
бираемой От спец источников мощности
(см Энергетическая механизация крыла)
К их числу относятся отсос ПС и его сдув
Применение этих способов позволяет пе
реместнть точку отрыва ПС вниз по те
чению за счёт уменьшения толщины ПС
и увеличении ею энергии
В авиации наибольшее практич приме
нение получила система сдува ПС посред
ством выдува воздуха, отбираемого от
компрессора ВРД, на верхнюю пов сть
крыла и отклоненных закрылков (использо
вана, напр, на истребителях МиГ 21, Мак
доннелл-Ду глас F 4 «Фантом» и др ) Па-
раметром характеризующим интенсивность
выдува и его воздействие на аэродинамич
хар ки самолета, является коэф импуль-
са струи выдуваемого воздуха
mV
где m — массовый секундный расход воз-
духа, V — скорость струн на срезе теле
вого сопла, - скоростной напор набега
ющего потока. So — часть площади крыла,
соответствующая размаху щелевого сопла
Безотрывное обтекание крыла с отклонён
ными на углы б, =60—80° закрылками
обычно достигается при выдуве струн с
коэф импульса с( =0 06—0 12 При этом
на крыльях с удлинением Х=7 8 эффек-
тивность нещелевых закрылков может быть
увеличена в 2-3 раза и получен коэф
макс подъемной силы cyttl]K—5—6 Приме
нение систем УПС позволяет уменьшить
взлётно посадочные скорости самолета и
потребную длину ВПП на 25—50%
УПС используется также для уменьшения
аэродинамич сопротивления элементов ЛА
за счёт обеспечения их безотрывною обте-
кания или ламинаризации пограничного
слоя Для уменьшения теплопередачи нс
пользуется вдув в пограничный слой газа,
более лёгкого, чем во внеш течении
Лит Ружицкий Е И Бззгэродромная
авиация М 1959, Мартынов А К Прн
кладкая аэродинамика М 1972 111 листинг Г
Теория пограничного слоя, пер с нем М [474
Чжен П Управление отрывом потока пер с
англ М 1979 Boundar layer and flow tonlrol
ed by G V Lachmann, v 1—2, N Y , 196]
А В Петров
УПРАВЛЯЕМОСТЬ летательного а п
парата — способшцть ЛА изменять ре
жим полета при оз кишении органов или ры-
чагов управления При практич исполь
зовании понятие характеризуется ря
дом показателей, выполнением определ
требований необходимых с точки зрения
осуществимости полета и его безопасности
Для ЛА с чисто механич системой уп
равлення У количественно оценивается по
приращениям осн параметров режимов по
лета на значения отклонений аэродинамич
органов управления
К параметрам режимов полёта принято
относить нормальную перегрузку пу, попе
речную перегрузку пг и скорость крена ю, В
качестве органов управления рассматри
ваются руль высоты или его эквиваленты
(стабилизатор, элевоны и т п ),элероны или
их эквиваленты (интерцепторы, флапероны,
элевоны и т п ) и руль направления У ЛА
в этом случае характеризуют производными
dnv/df>B, dnz/d6H, дых/д&, (или макс значе-
ниями скорости крена при макс угле от-
клонения бзт1< Элеронов) Здесь 6В, б(| и
бз — углы отклонения соответственно рулей
высоты и направления и элеронов Могут
использоваться в качестве хар-к У и ин-
тегральные показатели, напр время дос-
тижения заданного угла крена Этот пока-
затель учитывает запаздывание в разви
тии скорости крена при отклонении элеронов
Для пилотируемых ЛА, имеющих в систе-
ме управления электрогидравлич приводы
и контуры автоматики, У оценивается
изменением параметров режима полета
при перемещениях Хв, Хн и X, соответ-
ственно рычагов управления рулями высоты
и направления и элеронами dnJdX*,
dnz/dXtt и dox/dXi
Во всех случаях, при чисто механич про-
водке управления или при наличии при-
водов и контуров автоматики, важнейши-
ми хар-камн У пилотируемых ЛА явля
ются изменение параметров режимов полёта
на изменение усилий Р, прикладываемых
к рычагам управления дп^/дРв, дпг/дРл,
дыЛдР3 (или w при Рзтах)
Хар ки У ЛА наряду с хар ками дииа-
мич устойчивости играют первостепенную
роль в оценке ЛА лётчиком, в возмож-
ности выполнения полётного задания в
целом, поддержания тою или иною ре
жима полёта и выполнения необходимых
манёвров, непосредственно сказываются иа
степени напряжённости лётчика и его
утомляемости, в значит степени влияют на
безопасность полёта
Излишняя чувствительность самолёта по
перегрузкам и угловой скорости w, к от-
клонениям рычагов управления и прикла
дывасмым к ним усилиям недопустима в
силу невозможности человека точно до-
зировать малые перемещения и усилия рук
н ног Высокая чувствительность самолё
та в управлении в сочетании с его определ
динамич свойствами может служить при
чиной неустойчивости замкнутой системы
самолёт —летчик (раскачка самолёта лет-
чиком) С др стороны, низкая чувстви-
тельность самолёта в управлении также не
приемлема для летчиков, требуя от них
больших перемещений рычагов управления
или приложения больших усилий в про-
цессе полёта (см Чувствительность управ
ления)	Г И Загайнов
УПРАВЛЯЕМЫЙ СТАБИЛИЗАТОР —см
в ст Стабилизатор
УПРУГИЕ КОЛЕБАНИЯ летательных
аппаратов — совокупность различной
природы вибраций всего ЛА или его частей
как упругой деформируемой системы (кон-
струкции), к рые могут возникнуть в опре
делённых условиях при эксплуатации ЛА
У к возникают и поддерживаются вцеШ
но отношению к упругой системе источ-
ником энергии, связанным с самой систе
мой В зависимости от характера связей
выделяют след осн виды У к вынуж
денные колебания, автоколебания, парамет-
рич колебания
Вынужденные колебания воз-
никают в системе от источника энергии,
подающего периоднч воздействия, по
величине и характеру не зависящие от са-
мой системы, т е при односторонней Свя
зи К такого рода У к можно отнести
605

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
вибрации ЛА, возникающие при его полё-
те в турбулентной атмосфере, при его про-
беге и разбеге, а также бафтинг опере-
ния, акустич. колебания и др. Частный
случай вынужденных колебаний — свобод-
ные колебания, происходящие при однора-
зовом действии на систему источника энер-
гии, напр, при попадании ЛА в непов-
торяющийся вертикальный порыв ветра.
Автоколебания имеют место при соз-
дании упругой системой периодич, воздейст-
вий, поступлением к-рых из источника энер-
гии система управляет сама. При этом тем
или иным способом обеспечивается обрат-
ная связь между системой и источником
У. к. На ЛА могут возникнуть разл, виды
автоколебаний — флаттер, шимми, вибрации
при работе САУ и т. д. Как правило,
автоколебания — наиболее опасный вид
У. к., способный привести к спонтанному
разрушению ЛА.
Параметрические колебания воз-
никают при периодич. изменении ис-
точником энергии параметров упругой сис-
темы. Чаще всего этим колебаниям под-
вержены вертолёты.
Возникновение У. к. на самолёте нежела
тельно. а при определ. видах колебаний
недопустимо, В зависимости от вида У, к.
существуют разл. способы их предупреж-
дения. Уменьшения вынужд, колебаний
до такой степени, при к-рой они не пред-
ставляли бы непосредств, опасности для
прочности ЛА и не препятствовали бы
нормальному, в течение заданного време-
ни, его функционированию, достигают разл.
способами, зависящими от характера и при-
роды внеш, воздействий. Для предотвра-
щения автоколебаний стремятся создать
такую конструкцию ЛА, в к-рой были бы
«оборваны» илн резко ослаблены обратные
связи.
Вероятный вид У. к. определяют по их
осциллограммам, иа к-рых виден характер
нарастания вынужд. резонансных колебаний
(огибающие— прямые, рис. 1, а) и автоко-
лебаний (огибающие — экспоненты, рис, 1,
б). Каждый вид У- к. классифицируют по
Рис. 1* Примерные осциллограммы вынужденных
колебаний (а) и автоколебаний (б) самолёта.
W* о>*	а>*	Р
Рис. 3, Примерный вид резонансной кривой А —
амплнтуда вынужденных колебаний; р—частота
возмущающего воздействии; Д» — резонансные
амплитуды А-ро тона; wf-^A-я резонансная час-
тота.
осн- типу деформаций, к-рые происходят
на всём ЛА или на его отд. узлах (напр.,
вынужденные поперечные колебания тяги
управления, изгибно-крутильный флаттер
крыла).
Для изучения У. к. и определения спо-
собов их устранения применяют эксперим-
и теоретич методы. Эксперименты про-
водят на физ. моделях с учётом законов
механич, подобия, либо исследуют реальный
ЛА в реальных условиях, Теоретич. ме-
тоды основаны на создании матем. моде-
лей самой упругой системы (обычно модель
с бесконечным числом степеней свободы)
и способа передачи воздействия внеш,
среды на модель.
Матем. модели описываются матричным
ур-нием вида;
£[W(PJ)] = F[/,W, —(1)
где L — дифференциальный оператор, мо-
делирующий упругую систему, её массо-
вые и инерционные хар-ки и связи между
ними, W — вектор деформаций, Р — коор-
дината точки упругой системы, t — время,
F — оператор, моделирующий механизм под-
вода энергии. Для вынужденных колеба-
ний F зависит только от I. При малых ко-
лебаниях операторы L и F — линейны от-
носительно W и его производных. При ис-
следовании У. к. разл. ЛА используются
разл. матем. модели. Напр., для самолёта с
крылом большого удлинения матем. моделью
служит система скрещенных балок, каждая
из к-рых моделирует крыло, фюзеляж,
оперение и т. д. и является носителем
упругих и массовых хар-к соответствую-
щих частей самолёта; крыло малого удли-
нения моделируют пластиной и т. д. Для
полного описания движения упругой систе-
мы к ур-нию (I) добавляют дополнит-
условия: краевые, характеризующие условия
её закрепления, и начальные, описывающие
её состояние в момент начала движения.
Рис. 2. Формы тонов колебаний
крыла, защемленного по бортовой
нервюре, а- крутильных ] —
3-го тонов; б ~ изгибиых I —
2-го тонов; х/1 -- положение
точки крыла по его длине, I —
длина полукрыла
При использовании в качестве моделг
крыла прямой балки вектор деформации
W имеет вид:

где f(x)— прогиб сечения х балки (Р=х),
ф(х)— угол её закручивания. Оператор L в
случае малых колебаний имеет вид:
A = [W(x, /)] =
где EJ и GJр — соответственно жёсткости
балки на изгиб и кручение; tn, Jm — мас-
са и массовый момент инерции единицы
длины балки, о — расстояние от центра
масс сечения балки до её осн. Для вы-
нужденных колебаний оператор
( МО J
где f,(/)— заданные функции времени.
Для консольно защемлённой в стенку бал-
ки в месте её заделки (при х=0) граничные
условия имеют вид:
ДО)=-^|^о = ф(О)=О,
на её свободном конце:
г. дц>	<3/	о
р дх дх2 дх \ дх2 )
Начальные условия обычно задаются при
/=-0:
Кх) = ф,(х),	ф2(х),
<?Ф I
Ф(Х)=Фз(Х),	-0 = ^(4
где ф,(х) —заданные функции. При 0=^0
балка совершает связанные изгибно-кру-
тильные колебания. Если о = 0, то опе-
ратор L=[W(x, /)] разделяется (балка
совершает либо изгнбные, либо крутильные
колебания).
Если F(l)=0, то вследствие начальной
деформации наступает автономное движе-
ние системы, наз. свободными коле-
баниями. Тогда решение ур-ния (1) име-
ет ВИД!
W(₽, 0=2A,WA(P)coS(<ot/ + aft). (2)
606 УПРУГИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Каждое слагаемое в выражении (2) пред-
ставляет собой т н стоячую волку и паз
fl-м собств колебанием или k-м тоном
колебаний При собств колебании все точ
ки упругой системы движутся синхронно
Матрица W*(P)—форма (точнее собств
форма) fe-ro колебания, <г>* — его частота
Значения ш* образуют дискретную, беско
нецно возрастающую последовательность
На рис 2 показаны формы первых трех
крутильных (ф1, <р2, <рз) и двух тонов из-
гнбных (fi, f?) колебаний крыла пост се
чения, защемлённого по бортовой нервюре
Собственная частота и форма колебаний
являются внутренними характеристиками уп
ругой системы. Определяются только ее
структурой и не зависят от начальных
условий, к рые влияют на амплитуду Ац и
фазу колебаний а*
С математик точки зрения частота ш*
и форма W*(P) являются k ми собств
значениями и ф циями нек-рой краевой
задачи, определяемой выражением £ =
= [W(P, f)J и условиями закрепления Су
шествует ряд методов решения задачи
Всякое свободное колебание представляет-
ся рядом собств колебаний Выражение (2)
описывает движение нек рой идеальной
упругой системы, в к рой не учтены силы
внутр трения конструкции, т е движение
происходит в среде как бы без сопротив
ления В реальной конструкции свободные
колебания будут затухающими Вектор де
формаций W в этом случае определяется
выражением
W = LAte в*‘^*(Р)сов[ы^ + Т4(Р)]	(3)
Каждое слагаемое в выражении (3)— k й
тон колебаний — характеризуется декремен
том затухания fit и частотой колебании <о* В
отличие от идеальной системы колебания
птд сечении конструкции сдвинуты по фазе
на у*(Р), обычно б>* « со*
Если F(/)^tO, то упругая система совер-
шает т н вынужденные колебания, яв
ляюшиеся суммой достаточно быстро за
тухающих свободных колебаний, описы
ваемых выражением (3), и незатухающих
(вынужденных) определяемых видом F(t)
Особо важным случаем является тот, когда
упругая система совершает резонансные
колебания F(f) = Bcospf, где В — вектор
возмущения На такое возмущение система
отвечает гармоническим же колебанием с
той же частотой, ио сдвинутым относитель
но возмущения по фазе В этом случае
имеет место след зависимость амплитуды
Л к л сечения упругой системы (рис 3)
от частоты р возмущающего воздействия
Частоты <щ, «г и т д, при к-рых ам-
плитуда точки А принимает макс значе
ния наз резонансными частотами
первого второго, k го тонов колебаний
системы, а соответствующие им амплитуды
Ai, Л2, и т д —резонансными ам
плитудами Частоты ы*, со* и <о— разл
физ величины, хотя их значения обычно
близки между собой Деформации при ре
зонансной частоте в десятки и даже в сот
ни раз превосходят те значения деформа
ццй, к-рые имели бы место при статич при
ложении такой же силы Поэтому, если
упругая система испытывает гармоническое
внеш воздействие с частотой, совпадающей
с собств частотой, возникают весьма ин
тенсивные колебания конструкции, к-рые
могут привести к ее разрушению При ре
зонансных колебаниях деформации сдви-
нуты по фазе относительно возмущения на
л/2
Совокупность резонансных амплитуд всех
точек упругой системы при этом образует
т н форму/t-го тона резонансных колебаний,
весьма близкую к соответствующей форме
собств колебаний системы
При эксперим исследованиях У к Опре
деляют именно резонансные частоты и фор-
мы колебаний Степень близости их к по
лученным расчетным колебаниям собств
формы и частотам служит критерием пра
вильности выбора матем модели упругой
системы
Принципиальное отличие распределённых
реальных упругих систем от идеальных
заключается в том, что число резонанс
ных частот конечно Начиная с нек рого
порядкового номера тона, колебания невоз
можно возбудить По этой причине все
У к самолёта происходят на низших
тонах
Летящий ЛА является ие закрепленной
упругой системой поэтому он может со
вершить колебания и как твёрдое тело
(т е иметь т н нулевые тона) Так как
ЛА имеет вертнк плоскость симметрии,
то ур-нне (1) распадается на два неза
висимых, одно из них описывает проис-
ходящие в вертик плоскости симметрич-
ные колебания, другое — связанные коле
бания в горизонтальной и вертик плос
костях При анализе собств колебаний ЛА
их располагают в порядке возрастания
собств частот и именуют первым вторым
k м тонами колебаний При каждом тоне в той
или иной степени деформируется весь ЛА
Каждому тону присваивается назв , к-рое
характеризует его «происхождение», т е
определяется какой вид деформаций и
какая часть самолета играет в его фор
мировании осн роль Так различают тоны,
соответствующие изгибу крыла, кручению
крыла, кручению фюзеляжа и т д (хотя
при этих тонах в той или иной степе
ни деформируется вся конструкция) Сово-
купность тоиов колебаний с указанием их
назв образует т н частотный нас
порт ЛА Составление частотного пас
порта — осн и часто определяющая за-
дача при изучении У к
Решение проблем У к стимулировало
развитие методов математич анализа, аэро-
динамики, строит механики ЛА н др обл
науки, потребовало создания спей изме
рительной аппаратуры, методов эксперим
исследований и измерений Отд вопросы
стали самостоятельными научными дисципли
нами (аэроупругость, усталостные вибра
ции и др )
Большой вклад в разработку теории У к ,
методов их эксперим исследования и спо
собов их устранения внесли сов ученые
И В Ананьев, Е П Гроссман, М В Кел-
дыш, М В Марин Л С Попов, А Л Резник,
А Ф Селихов, С П Стрелков, Г М Фо
мии и др
Лит Келдыш М В, Гроссман F П
Марин Н И Вибрации на самолете М 1942
Ананьев И В Тимофеев П Г Колеба
ния упругих систем в авиационных конструкциях
и их демпфирование М 1965
Я М Пархомовский
УРАВНЕНИЕ ПРИТОКА ТЕПЛОТЫ — то
же, что энергии уравнение
УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ летатель-
ного аппарата Обычно при анализе дви-
жения ЛА его рассматривают как абсолютно
жесткое тело В этом случае в У д можно
выделить две группы ур ний У д центра
масс (ЦМ) и У д относительно ЦМ Ес
ли пренебречь вращением Земли, У д ЦМ
ЛА можно представить в виде
dV.
m~rr=- й,Л)+
<4
m — масса ЛА, V, (i~x, у, z),
V ЛА
гДе	,
g„ Ri—проекции векторов скорости
и его угловой скорости Q в выбранной
системе координат (СК), ускорения сво
бедного падения g и действующей на ЛА
активной силы R, включающей аэродинамич
силу Кд (см Аэродинамические силы и мо
менты) и тягу Р двигат установки, на
оси координат Выбор СК зависит от ре
шаемой задачи Часто используется траек
торная СК, в этом случае Vx = V, V = Vz =
= 0 Если пренебречь крйвизнойк земной
пов-сти, что допустимо при скоростях полёта,
значительно меньших первой космической, то
de
“»=-гг",5й' п-“-аг-
фп — скоростной угол рыскания, в —
где
угол наклона траектории, и У д ЦМ при
нимают вид
dV
т-----= — mgsin© — XQ+ Pcos(a ф- <p)cosp,
d/
de
m V—--------mgcos0 + VacosTQ — Zosmyo +
-|- P[sin(a + <p)coSYQ-|-cos(a-|- qjJsmpsinyJ,
— m Vcose—— = yusmyn + Zflcosyn ф-
+ P[sin(a + <p)sinyc — cos(a -|- <p)sinpcosyn],
где <p - угол заклинения тяги (угол между
направлением тяги и продольной осью ЛА),
a — угол атаки, р — угол скольжения, у0 —
скоростной угол крена, Ха, Уо, ZB — аэро
динамич сопротивление, подъёмная и боко
вая силы Приведённая система ур ний
дополняется кинематич соотношениями, оп
ределяющими положение ЦМ ЛА, к рые в
рассматриваемом случае имеют вид
= УсОБвСО5фо,
  = Vsin0, —— ==— Vcos0simj;a
di	d/
(здесь Н — высота полёта, X и Z — про
дольная и боковая дальности)
Вторая группа У д имеет наиболее
простой вид в связанной СК, оси к-рой
направлены по гл осям инерции ЛА
dwr
. LLOJ^i
‘и = (4 — Л)<0г(1>х ф~ Mv,
dwz
= (Л - 7>xw!/ + Мо
где г—соответственно скорости крена,
рыскаиия и тангажа М* a г — проекции
вектора полного момента М действующих
на ЛА сил (аэродинамич и тяги) на со-
ответствующие оси СК, Ьуг — гл момен
ты инерции ЛА Эта система ур ний До
полняется кинематич соотношениями, оп
ределяющими изменения углов тангажа,
рыскания и креиа (соответственно б, ф и у)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	607
-Т— = W sinT + Ш cost,
dr y
бф W^cos-y — <Bzslny
df	cosO
— = ы, — (w/osy — w^siny) tgfl
При отсутствии ветровых возмущений уг-
лы а, р и уп определяются с помощью ра
венств
sinp = [sinOsinycos^,-ф) —
— cos-ySin(ij;Q— ф)]со50 — cos#sinysin6.
sina = {[sin#cosycos(,pc— ф) -p
-|- Sin(Tj>o — ф)]С05© — cos#cos'psin0}cos~~1p,
sinya = {[sin6cosa — cosflsinacosylsinp +
-J-cos^sinycospJcos^1©
(подразумевается, что углы ф и фя от
считываются от одного и того же направле
ния) Приведённые ур-ния при необходи-
мости дополняются ур ниями, определяю
щимн изменения массы и моменты инер
ции ЛА вследствие выгорания топлива
Входящие в ур-ния аэродинамич силы и
моменты, тяга двигат установки являются
ф-циямн высоты и скорости полёта, угло-
вых скоростей, углов атаки и скольжения,
и др параметров Задавшись конкретными
выражениями для этих ф ций, можно зам
кнуть систему У д и проинтегрировать
её См также Боковое движение. Про-
дольное движение
Лит Бюшгенс Г С Студнев Р В,
Аэродинамика самолета Динамика продольного и
бокового движения М , 1979
В А.. Ярошевский
УРАВНЕНИЯ СУЩЕСТВОВАНИЯ ЛА,
уравнения компоновки ЛА,— система
ур-ннй и неравенств относительно проект-
ных переменных являющаяся матем фор
мой условий фнз реализуемости проек
та Эти условия определяют отношения
между располагаемыми и потребными зна
чениямн геом и массовых хар к ЛА и
его элементов (компонентов), а также
область имеющих физ смысл значений
проектных переменных или совместности
значений группы переменных
Иногда У с называют одно из ур-ний
системы — ур-нне весового баланса
л
1.
где mt = mi/mo—относительная масса i-ro
компонента ЛА, то — взлётная масса
УРМИН Евгении Васильевич (1900—81) —
сов конструктор авиац двигателей Участ
ник Гражд войны (воен комиссар в Крон-
штадте) Окончил Воен -возд академию
РККА им проф Н Е Жуковского (1928,
ныне ВВИА) В 1930—40 работал в ЦИАМ,
в 1940—46 гл конструктор на авиамо-
торных з дах в Запорожье (там им разрабо-
тай М 89, М 90) и Москве (здесь созданы
модификации ПД М-11 поаыш мощности)
В последующий период снова в ЦИАМ
и на преподават работе Награждён ор
денами Ленина, Красного Знамени, 2 ор-
денами Красной Звезды, медалями Портрет
см на стр 610
УСКОРИТЕЛЬ стартов ы н — вспомогат
двигатель, предназнач для кратковремен
ного повышения во время взлёта тягово
оруженности самолёта

Взлет самолёта-истребителя со стартовыми уско
рителями
У используются в осн на аоен само-
лётах В качестве У обычно применяют
сбрасываемые по окончании работы твердо
топливные ракетные двигатели Особенности
таких У — небольшая (ок 10 с) продол-
жительность работы и малый уд вес
(высокое отношение тяги У к его весу)
У обеспечивают существ улучшение взлёт
ных хар-к самолётов, особенно прн эк-
сплуатации на малопрочных грунтах В
связи с улучшением аэродинамич хар-к
самолетов при взлете (в частности, после
появления крыла изменяемой в полёте
стреловидности), а также повышением их
тяговооружённости путем увеличения мощ-
ности собств двигателей применение У
сокращается
УСЛОЖНЕНИЕ УСЛОВИЙ ПОЛЕТА —
особая ситуация, характеризующаяся не-
значнт увеличением психофнзиол нагруз-
ки на экипаж либо незначит ухудшением
хар-к устойчивости и управляемости или
лётных хар к У у п не приводит к необ-
ходимости немедленного илн не предус-
мотренного заранее изменения плана по
лета и не препятствует его благополуч-
ному завершению
УСТАЛОСТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ авиаци-
онных конструкций — разновидность
ресурсных испытаний, в процессе к-рых про
изводится циклич нагружение авиац кон-
струкции заданной программой, моделирую-
щей по условиям усталости внеш переменные
нагрузки в реальных условиях эксплуатации
Программа нагружения может включать
либо блок нагрузок, моделирующий наг
рузкн наиболее нагруженного типового илн
осреднённого полёта, либо блок нагрузок,
моделирующий нагрузки неск характерных
полетов с разл нагруженностыо, к рые че
редуются случайным образом В процессе У
и по данным тензометрии, измерений
нагрузок и напряжений устанавливают
эквивалентность иагружеиня конструкции
в стендовых условиях по отношению к
условиям эксплуатации
При выявлении усталостных поврежде
ний элементов конструкций проводят иссле
дование причин появления повреждений,
разрабатываются рекомендации по доработ-
ке нли усилению повреждённого элемента
В случае обнаружения усталостной трещи
ны наблюдают длительность её развития
до критического илн ремонтопригодного
размера После достижения трещиной пре-
дельного размера осуществляют её сто
порение либо проводят восстановит ре
монт В процессе испытаний исследуют
напряжённое состояние конструкции при
воспроизаеденни программного нагружения
путём расчёта методом конечных элементов,
тензометрирования и сравнительного ана
лиза
В результате У и получают данные
по долговечности критич зон конструкции,
длительности развития усталостных трешин,
разрабатывают рекомендации по доведению
долговечности конструкции до требуемого
уровня и рекомендации по дефектоскопии
контролю и техн обслуживанию конструк
цни при эксплуатации Эти данные необ-
ходимы для назначения ресурса конструкции
по условиям усталости К С Щербаков
УСТАЛОСТЬ а в н а ц и о н н ы х конструк-
ций—постепенное накопление поврежде-
ний в элементах конструкций ЛА под дей-
ствием переменных (повторяющихся) напря
женнй, приводящее к образованию и разви-
тию а них трещин и к последующему
разрушению конструкций Для У авиац
конструкций характерны те же закономер-
ности, что и для конструкций др машин
локальность повреждения (особенно при на-
личии концентраций напряжений), постепен
ность развития процесса в нескольких
разл стадиях (напр , образование микро-,
а затем макротрещины, рост трещин), преоб-
ладающая роль напряжений растяжения и
размаха (амплитуды) Типичные условия,
определяющие развитие У в авиац конст-
рукции высокая напряженность элемен
тов конструкции при норм эксплуатации,
большое число потенциально опасных в
Отношении У мест в разл элементах (бол-
товых и заклёпочных отверстиях, в местах
перехода от одной толщины к другой, вы
резах, подсечках и т п ), широкий диапа-
зон циклич нагрузок (разл по знаку, ампли-
туде, частоте и т п ), действующих одно-
временно, в регулярной или случайной после-
довательности Такие условий не позволяют
без чрезмерного увеличения массы авиац
конструкций обеспечить их беспредельную
долговечность, она всегда ограничена, но
в необходимое число раз превышает требуе-
мый ресурс
При проектировании авнац конструк-
ций и исследований У их элементов прак-
тич интерес представляет связь условий
нагруженности конструкций с долговеч-
ностью (в частности, кривые в координа-
тах a—N, где о — напряжение, N— число
циклов нли полётов) и только в редких
случаях — пределы выносливости (рис 1)
Сопротивление У авиац конструкции зави-
сит от хим состава и структурного состояния
материалов и формы деталей (элементоа)
конструкции, от технологии изготовления
элементов, влияющей на уровень наведённых
внутр напряжений, от состояния поверхнос
ти, размеров зазоров, натягов, и т и , от на
пряж состояния элементов конструкции, от
характера циклич нагружения, к рый опре
деляется условиями работы конструкции прн
эксплуатации и её компоновкой (в част-
ности, асимметрией и частотой циклич
нагрузок, одновременностью и чередованием
их действия) Кроме того, в связи с много-
элементностью авиац конструкций их соп-
ротивление У зависит от технологии сбор-
ки и характеризуется рассеянием долго
вечности отд элементов, а также слож-
Рис I Кривые усталости о — циклическое иапря
жение, N — циклическая долговечность (циклы
полёты) о г,— предел выносливости I — деталь
кэ стали 2 — деталь из алюминиевого сплава
608 УРАВНЕНИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ностью законов развития трещин в сос
тавных конструкциях На осн изучения
этих вопросов разрабатываются методи-
ки натурных ресурсных испытаний авиац
конструкций, а также методы расчёта их
долговечности Для этого используются
след результаты исследований рассеяния
полученных при испытании хар-к, влияния
на долговечность напряж состояния, зако-
номерностей накопления усталостных пов
рождений при разл последовательностях
циклич нагружения Последняя задача
обусловлена сложным характером (неста-
ционарностью) циклич нагружения, пред-
ставляющего собой сочетание регулярных
нагрузок (т и нагрузок функционирования),
направление к-рых известно, а их уровень
подвержен случайным колебаниям от полета
к полёту, и собственно случайных нагрузок,
являющихся результатом воздействия не-
спокойного воздуха нлн неровностей по
верхности аэродрома либо случайной
последовательности манёвренных нагрузок
Трудность решения задачи о накоплении
усталостного повреждения объясняется не-
возможностью (до образования трещины)
измерить исчерпание долговечности к -л
фнз методами и сложностью влияния на
сопротивление У разных циклнч напря-
жений Обычно долговечность конструкции
оценивается числом полётов (при испыта-
ниях также числом циклов нлн блоков
циклов) до образования таких трещин,
к-рые могут быть обнаружены совр мето-
дами дефектоскопии
Рнс 2 Поверхность усталостного излома лонже
рона крыла, а — микрокартииа б — микрофотогра
фкя 1 — очаг разрушения, 2 — усталостные бо
роздкн (рост трещины за один цикл), 3—рост
трешииы за один полёт
Для оценки роста усталостной трещины
служит мера трещины (длина трещины
нлн площадь её поверхности) При ис
следовании этой стадии У используют
также информацию, полученную при ана-
лизе поверхности излома (рис 2), иа к рой
отражаются в виде характерных струк-
турных признаков особенности развития
разрушения
На У авнац конструкций оказывает
влияние и внеш среда, в т ч такие факто
ры, как темп-pa (особенно высокие темп-ры
прн длит полётах со сверхзвук скоростью)
и корроз активность возд среды Наибо
лее значительно на росте трещин сказы-
вается влажность воздуха, т к в этом
случае корроз воздействию влаги подвер
гается поверхность металла, не имеющая
к л защитного покрытия
Основой предупреждения усталостных
разрушений авиац конструкций является
комплекс мер, включающих выбор материа
ла, тщательную проработку всех деталей
конструкции, выбор рациональной техноло
гии и обеспечение надёжности конструк
цни Эти меры опираются на точный рас-
чёт долговечности и результаты испытаний
авнац конструкций на У Для повышения
сопротивления У особенно эффективны ис-
пользование сплавов высокой чистоты, опти
мизация их структуры, применение длин-
номерных полуфабрикатов, совершенство-
вание методов н технологии сварки По
детальный расчёт долговечности конструк-
ции ЛА обеспечивается автоматизацией
расчётов, унификаций и стандартизацией
типовых деталей Требуемые показатели
качества поверхности, уровней внутр нап-
ряжений и натягов, пределы иеблагоприят
ных монтажных н термич напряжений
гарантируются технологией изготовления де-
талей и нх сборки Из-за многообразия фак
торов, определяющих У авиац конструк
цнй, основой для оценки конструктивно-
технол мер предупреждения У и провер-
ки расчётных методов является эксперн
мент, включающий испытания образцов
материала, фрагментов конструкций, а так-
же натурных экземпляров ЛА В лаб уело
виях применение ЭВМ и следящего элек-
трогндравлнч привода позволяет доста-
точно полно воспроизводить реальное нагру
жение авнац конструкций, распределение
нагрузок и последовательность нх дей-
ствия Используемая в натурных испыта
ниях полётная схема программы нагруже-
ния в зависимости от задач эксперимен-
та и условий эксплуатации исследуемой кон
струкцни включает разл последовательное
ти полётов ЛА разл типов, а также близкое к
реальному сложное чередование нагрузок
Такая же схема, но с более подробным вос-
произведением всего спектра нагрузок и ус-
ловий нх чередования, служит основой
для испытаний элементов конструкций на
всех стадиях при отработке конструкции,
разработке технологии, апробации новых
методик расчёта Для типовых элементов
конструкции ЛА разработаны стандарти-
зов программы квазислучзйного нагруже-
ния
Первые исследования У авиац конструк-
ций проводились ещё в 20-е гг Начиная
с 30 х гг ведутся снстематич работы по
изучению У элементов н агрегатов ЛА,
связанных с силовой установкой (нсточ
ником мехаинч вибрации) В 40—60-е гг
было развёрнуто изучение У осн силовой
конструкции ЛА В этих исследованиях
осн роль принадлежит сов учёному Н И Ма
рнну и нем учёному Е Гасснеру, к-рые
показали, что не только вибрации, но и ре-
гулярно (в каждом полёте) действующие на-
грузки функционирования и нагрузки при по
лёте в неспокойном воздухе могут вызвать
усталостное разрушение конструкций сос-
тавных частей самолета (крыла, фюзеляжа
нт д) Марин развил представление об
У авнац конструкций при действии пов-
торно-статич нагрузок (см Повторяемость
нагрузок), к к-рым относятся нагрузки функ-
ционирования и низкочастотные нагрузки
от действия неспокойного воздуха н не-
ровностей поверхности аэродрома Эти пред
ставления использованы при создании ме
тоднкн натурных повторно-статических ис-
пытаний авиац конструкций, к рые стали
обязательными в СССР с нач 50-х гг Та-
кие испытания за рубежом были введе-
ны в 1954 после катастроф англ пасс
самолётов Де Хэвнлленд «Комета», вызван
ных У элементов фюзеляжа Гасснер раз
работал методы преобразования всей со-
вокупности циклнч нагрузок в программу
нагружения для усталостных испытаний и
создал осн методики программных нс
пытаний для натурных авиац конструк-
ций Повторио-статич испытания легли в
основу определения ресурса и доводки кон
струкцни по условиям У Однако практичес-
ки проектирование силовой конструкции са-
молётов проводилось только по критериям
статической прочности, н по результатам
ресурсных испытаний осуществлялась дора-
ботка конструкции до требуемого ресур
са В 60—70-е гг для прочностных расчё-
тов стали использовать ЭВМ В те же годы
применение новых высокопрочных мате
риалов в конструкции ЛА позволило улуч-
шить весовую эффективность ЛА, т е
увеличить предел напряжённости конструк
ций Вследствие этого обеспечение тре-
буемого ресурса только доработкой кон
струкцин оказалось невозможным Начн
ная с 70-х гг работы по обеспечению
ресурса проводились не ив стадии довод-
ки готовой конструкции, а на стадии про-
ектирования В СССР разработана систе
ма обеспечения ресурса при проектирова
нии, включающая расчёты ожидаемой пов-
торяемости нагрузок, долговечности эле-
ментов конструкций, отработку натурных
элементов (панелей, стыков и т п ) ло
результатам испытаний (при повторно ста-
тическом и акустич нагружении, см Акус-
тическая усталость) Характерной чертой
исследований У авиац конструкций явля-
ется также разработка н внедрение при
проектировании методов обеспечения безо-
пасного повреждения конструкций В этой
связи ещё в 60—70-е гг были развёрнуты
исследования роста трещин н прочности
повреждённых трещиной материалов в на-
турных конструкциях н в нх элементах
Лит Марин Н И Статическая вынос
лнвость элементов авиационных конструкций М,
1968, Хейвуд Р Б Проектирование с уче
том усталости пер с англ, М. 1969, Б рое к Д,
Основы механика разрушении, пер с аигл, М ,
(980 Кишкина С И Сопротивление раз
рушению алюминиевых сплавов, М, 1981
В Г Лейбов А 3 Воробьев
В В Сухименков
УСТАНОВИВШЕЕСЯ ТЕЧЕНИЕ—то же,
что стационарное течение
УСТИНОВИЧ Владимир Адольфович (р
1910)—сов воздухоплаватель, мастер спор-
та СССР Летать на дирижаблях начал
будучи студентом МАИ и Днрнжабле-
стронт ин-та (окончил его в 1935) Ле-
тал на дирижаблях «Комсомольская прав-
да», В-1, В-2, В-6, В-7, В 10, В-12, «По
беда», «Патриот», «Малыш» В 1934 бортин-
женер дирижабля В-6 С 1937 ком дирижаб-
ля В-7 В 1938—40 ком инструктор Учебно
опытной эскадры дирижаблей ГВФ Во время
Be-j Отечеств войны ком дирижаблей В-12
н «Победа» В 1945 в р-не Севастополя со-
вершал полёты на дирижабле «Победа» с
целью обнаружения затонувших судов и мнн
В 1948—69 проводил испытания возд деса-
39 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво

609
Е. В Урмии	В А Устинович
нтной техники. Награждён орденом Оте-
честв. войны 1-й степ., 2 орденами Красной
Звезды, медалями.
УСТОЙЧИВОСТЬ летательного ап-
парата— способность ЛА восстанавли-
вать режим полёта, от к-рого он отклонил-
ся после воздействия возмущения Исто-
рически требования к У. ЛА подразделялись
на требования к статнч. и дииамич. ус-
тойчивости.
Понятие статической устойчивости ЛА
эквивалентно понятию апериодич. устой-
чивости решения диф. ур-ний, описыва-
ющих в том нлн ином приближении дви-
жения ЛА. Термин «статическая» связан с
тем, что качеств, оценка У. производится на
основе рассмотрения статич. равновесия
действующих на ЛА моментов и сил. Наг-
лядной иллюстрацией понятия статич (апе-
риодической) У. являются три состояния
равновесия шара на выпуклой, плоской и
вогнутой пов-стях (рис 1). В случае а
шар статически (апериодически) неустой-
чив, в случае б имеет нейтральную ста-
тич. У., в случае в — статически (апе
риодически) устойчив.
Наличие статнч. У. ЛА, к-рая обеспечи-
вает нач. тенденцию движения ЛА к ис-
ходному положению равновесия после дей
ствия возмущения, во мн. случаях гаран-
тирует общую, в том числе н дннамич,
У. движении ЛА. Отсутствие статнч. У. по
той или иной фазовой координате сви-
детельствует о неблагоприятных хар-ках
У. возмущённого движения и требует при
менеиия автоматич средств стабилизации
летательного аппарата.
Беспилотные ЛА, оснащённые автоматнч-
системами управления и стабилизации,
очень часто бывают статически неустой-
чивыми. Начиная с 70-х гг. пилотируемые
ЛА, в первую очередь нз соображений
улучшения лётно-техн, хар к (за счёт
уменьшения аэродинамич. сопротивления)
610 УСТОЙЧИВОСТЬ
и повышения манёвренности, создаются
статически неустойчивыми, в связи с чем
оснащаются системами дистанционного
управления с контурами стабилизации по
соответствующим фазовым координатам.
В отечеств, практике и лит-ре используют-
ся следующие понятия статич- У.
Устойчивость по углу атаки. Этот
термин наиболее точно соответствует ситуа-
ции, когда модель ЛА, находящаяся в
аэродинамич. трубе, имеет возможность
вращения вокруг центра масс (ЦМ). Мо-
дель устойчива по углу атаки а в потоке
воздуха, если производная аэродинамич.
коэф. тг момента тангажа по углу атаки
дггц/да меньше нуля:
дт дт' дси
----------7t-=(*t-*f)<<0
да дсу да	' v
т. к. дтг/дсу= хТ — хе >0
(хт, xF— приведённые координаты, в долях
САХ, ЦМ н фокуса аэродинамического;
см. также Аэродинамические коэффициен-
ты), что выполняется, если аэродинамич. фо-
кус по углу атаки расположен позади
ЦМ (оси вращения модели)—рис. 2.
Устойчивость по п е ре г ру з ке. Этот
термин, в отличие ст предыдущего, пред-
полагает возможность перемещения ЦМ ЛА
по высоте. Вертик. перемещение с ускоре-
нием (перегрузкой) в сочетании с посту -
Рис, 2. Возникновение момента ДЛ4г, (Да), обеспе-
чивающего устойчивость по углу атаки.
Рис. 4. Апериодически устойчивое и неустой-
чивое движения (я); колебательно устойчивое
и неустойчивое движения (б), синие кривые — двн
жение устойчиво, Красные — неустойчиво
пат. движением приводит к криволинейному
движению, в к-ром на ЛА действует
дополнит- момент, пропорциональный Атг =
= тггДщг, что увеличивает общую тенден-
цию ЛА к восстановлению исходного режи-
ма полёта. Указанный дополнит, эффект,
в сравнении с устойчивостью по углу
атаки, виден нз ф-лы для степени устой-
чивости по перегрузке:
“J ,	_
° п —	jT	IV ~ const
дтт
“	- * ) И — const ^Z 4“	/н,
дыг дСу
где ц =	----приведённый вес ЛА (G —
вес ЛА, S — площадь крыла, q — плотность
воздуха, g — ускорение свободного паде-
ния, бд — САХ); V — скорость ЛА; о»г —
приведенная скорость тангажа (см. Вра-
щательные производные).
Статическая (моментная) ус-
тойчивость ЛА по скорости. Этот
термин описывает тенденцию ЛА к вос-
становлению исходной скорости, полёта при
наличии возмущений по скорости. Опреде-
ляющим фактором в этой тенденции является
изменение моментов, действующих на ЛА
при изменении скорости, что описывает-
ся вторым слагаемым в выражении для
степени У. самолёта по скорости:
dwz(cy. М) дтг dm*
°v~ dc~	I"»’1 = дсу + ЭМ Ич=
ЭМ| _ ‘у_________М dmz|
‘	1 “ 2су ' ЭМ К’™1"
где М — Маха число. Указанные понятия
статнч. У. ЛА сформулированы при ус-
ловии неизменности положения управляю-
щих аэродинамич. пов-стей, т- е. при не-
вмешательстве лётчика в управление.
Статическая ( с и л о в а я ) у с т о й-
чнвость ЛА по скорости. Этот тер-
мин предполагает о предел, вмешательство
лётчика или автомата в управление ЛА с
целью поддержания горизонт, полёта и опи-
сывает тенденцию ЛА к сохранению исход-
ной скорости полёта, исходя из баланса
изменений тяги р и аэродинамич. сопро-
тивления Хг п по скорости в горизонт, полё-
те, а условие статич. У. ЛА имеет вид.-
др	п
~dV	dV~< ‘	,
Путевая статическая устойчи-
вость является аналогом продольной ста-
тич. У. по углу атаки (т'): дт^/д$<$, где
р — угол скольжения (рис. 3).
Поперечная статическая устой-
чивость—назв. частной производной
безразмерного момента крена по углу сколь-
жения 5m</dp<:0. Этот термин имеет бо-
лее опосредствованное отношение к аперио-
дич- У- ЛА по углу скольжения (mJ влияет
на частоту боковых колебаний) и определяет
спиральную устойчивость по крену.
При рассмотрении динамической У.
движения ЛА анализируется линеаризов.
система уравнений движения, к-рая раз-
деляется на системы ур-инй продольного дви-
жения и бокового движения (в нек-рых слу-
чаях линеаризация ур-ний производится от-
носительно исходного пространств, движе-
ния). Для осесимметричных ЛА ур-иня
движения могут записываться в полярной
системе координат, и обычно используется
иная процедура анализа возмущ. движения
с выделением движений по пространств, уг-
лу атаки и по углу крена.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Динамнч У возмущ движения оценивает
ся по корням соответствующего характери-
стического уравнения действнт часть кор-
ней должна быть меньше нуля По отноше
нию к действит корням характеристич ур
ния употребляется термин апериодиче-
ской У или неустойчивости движения
(рнс 4, о), комплексно сопряженным кор
ням соответствуют колебательные переход
ные процессы, и поэтому используется тер
мин колебательная У нлн неустойчи-
вость движения (рис 4, б)
Граница апериодич У возмущ движения
определяется из условий равенства нулю
свободного члена а0 хзрактеристич ур ния
опРп + “п-|Р"“1+ 4-“о = О
Применительно к ЛА «самолётной» схемы,
где возмущ движение ЛА описывается от-
дельными системами ур-ний продольного и
бокового движений, условия апериодич
У тесно связаны с условиями статич У
Так, для апериодич У движения ЛА по уг-
лу атаки на коротких интервалах времени (в
рамках т н коротко периодического движе
ния, когда скорость не успевает существенно
измениться) необходимо, чтобы ЛА был ста
тически устойчив по перегрузке (оп<0)
Прн выполнении этого условия ЛА во мн
случаях имеют колебат переходные процес-
сы по углу атаки, и частота этих колеба
„	1/2
ний связана с о» <йсоов
Коротко-периодич движение практически
всегда колебательно устойчиво
где п—корень характернстяч ур-ния,
соответствующий коротко-периодич движе
нию, 1г— безразмерный момент инерции от-
носительно ОСИ Z
В длинно периодич форме движения ЛА,
связанной с изменением скорости и высоты
полёта, иа дозвук и сверхзвук скоростях,
как правило, ЛА периодически устойчивы,
поскольку на этих режимах полета ЛА
статически устойчив по скорости (ои<0),
и эта У близка к У ло перегрузке В этом
случае угол атаки практически не меняется
Длинно периодич движение может быть
колебательно неустойчивым, что обусловлено
характером изменения тяги двигателей и аэ
родинамнч сопротивления при п=const
в случае изменения скорости, в наибольшей
степени это проявляется для ЛА с ТРД, что
связано с резким увеличением тяги прн
уменьшении скорости
На режимах полёта с трансзвук скорое
тями ЛА обычно имеют апернодич неус
тойчнвость, она может быть настолько зна-
чительной, что воспринимается как неустой
чивость по перегрузке (углу атаки), хотя в
действительности это обусловлено большой
степенью статич неустойчивости по скорое
ти, вызванной смещением назад аэродина
мнч фокуса прн незначнт возрастании чис-
ла М и соответствующим ростом статич
У по перегрузке
В боковом возмущ движении апернодич
У в быстро периодич движениях по углам
скольжения и крена обеспечивается при
наличии путевой статич У т£<0 На ряде
ЛА с вытянутым эллипсоидом инерции
(/»//*»!, 1У,	—моменты инерции ЛА от
носительно осей у и х) значит вклад в апе
риоднч У вносит поперечная статич У
mJcO С двумя этими коэф связана частота
боковых колебаний совместно по углам ско
льжения н крена
--~
где у — скоростной напор, I — размах кры
ла Апериодич У по крену в спиральной
форме движения ЛА связана с поперечной
статич У и рядом др аэродинамич хар-к
неравенством
гпх /ту >тх */ту
На больших углах атаки в связи с резким
уменьшением демпфирования крена (тх’~
с^О) возможно появление ещё одного вида
апериодич неустойчивости ЛА прн враще-
нии по крену с самопроизвольным увели
ченнем скорости крена В большинстве слу
чаев боковое движение колебательно устой
чиво, однако на больших углах атаки ко
лебат неустойчивость бокового движения —
одна нз причин сваливания
В нормах по У ЛА 80—90-х гг прак
тически отсутствуют требования к значениям
статич У , хотя примерно до нач 80 х гг
существовали количеств требования к запа
су У самолёта, напр по перегрузке о„
Однако и сейчас специалисты широко опери
руют величинами оп, т% и т п
составляя по ним качеств суждения о прием
лемостн хар-к ЛА
Нормируемыми величинами принято счи
тать такие показатели, как частота колеба
ний, степень затухания колебаний, значение
перерегулирования в переходном процессе
(см Заброс по перегрузке), время сраба
тывания или удвоения амплитуды, т е пока
зателн, описывающие динамич хар-ки ЛА
Прн нормировании используются не только
параметры переходных процессов, но и вза
нм ное соотношение нулей и полюсов переда-
точных функций ЛА, а также частотные
хар ки ЛА Количеств показатели динамич
хар-к нормируются в зависимости от назна-
чения ЛА, этапа полета а также от сос-
тояния ЛА и его систем (наличие отказов)
См также Боковая устойчивость, Продоль-
ная устойчивость	Г И Загайнов
УСТОЙЧИВОСТЬ ГИДРОДИНАМИЧЕ-
СКАЯ — способность поля течения восста-
навливать своё состояние после воздействия
возмущений Для длит существования к -л
течения необходимо чтобы случайно воз-
никающие в нём возмущения затухали
Если же возмущения, даже вначале малые,
нарастают, то рассматриваемое течение не
устойчиво и неизбежно разрушится, породив
др течение Изучение законов развития
возмущений и определение условий при
к рых они затухают, составляют содержа
ине теории У г — большого раздела аэро
и гидродинамики Эта теория охватывает
широкий круг науч проблем с мн важными
техн приложениями К ним относятся зада
чи об устойчивости вихревых течений и
струйных течений, зональных ветров в ат
мосфере, течений электропроводящих жид
костей и плазмы, конвекционных и Др те-
чений С неустойчивостью ламинарных те
чений тесно связан переход ламинарного
течения в турбулентное
В общей постановке задача об У г к л
течения требует исследования решения нели
нейной системы ур-ний с частными пронз
водными, что сделать чрезвычайно трудно
Поэтому обычно применяется метод возму-
щений теории, позволяющий линеаризовать
ур-ния (см .Линеаризованная теория тече-
ний) Наиболее полно этот метод иссле
дования У г разработан для стационар
ных двумерных плоскопараллельных тече
ний, напр вязкой жидкости течения в кана
ле пост ширины, таким же течением при
ближённо считается н ламинарный погра-
ничный слой толщина к рого изменяется
сравнительно медленно, а нормальная к стен
ке составляющая скорости мала
Для плоскопараллельного течения несжи-
маемой жидкости на основе неразрывности
уравнения вводится функция тока ф, удов
летворяющая ур нию
дАф	дф	<ЗДф	dip	дАф	_ 1
д1	дх ду	ду	дх Re
Здесь &—^/дх1-\-д1/ду1, Re — характерное
Рейнольдса число, t — безразмерное время,
остальные величины обезразмерены с по
мощью характерных для течения значений
длины и скорости В методе малых воз
мущений ф представляется в виде ф (х, у, t) =
=-ф(у) +ф*(х, у, t), где ф~ частное реше
иие приведенного ур иия, соответствующее
ф ции тока осн течения в направлении
оси Ох а ф*— малое возмущение Под
становка этого выражения в ур ние при
воднт после отбрасывания членов второго
порядка малости к линеаризиров ур-нию для
ф*. коэф к рого зависят только от у Сле-
довательно, оно допускает решение вида
ф*(х,{М)=/(!/)ехр[1а(х—ct)], амплитуда f
к-рого удовлетворяет обыкнов линей
ному диф ур-нню четвертого порядка
(^-с)(Г-аа/)-^=-((/аЙе)(Г"-2<хаГ' +
Ц-а4/), гДе V(y)— скорость осн течения
а— волновое число, а штрих означает диф
ференцирование по у Это однородное ур-нне,
играющее важную роль в линейной тео
рии У г, наз уравнением Оррз—
Зоммерфельда. впервые получившими
его в 1907—08 Краевые условия для
возмущений требуют обращения в нуль
обеих составляющих скорости иа стенках,
в случае неогранич потока — на бескоиеч
ности Т о , возникает задача о собств зна-
чениях с вековым ур нием вида F(a,Re, с) =
= 0 Для каждой пары действит величин
а и Re существует, вообще говоря комп
лексное собств значение с = с, + tc,, при к ром
ур-нне для f с однородными краевыми уело
Виями имеет нетривиальное решение Его
мнимая часть определяет нарастание (с,>
>0) или затухание (С1<0) со временем амп
литуды f волны возмущения ф*, распростра-
няющейся в направлении осн течения с фа
зовой скоростью с. Такие волны в теории
У г часто наз волнами Толмина — Шлнх-
тннга Кривая с/ = 0, соответствующая нент
ральным колебаниям и отделяющая в плос
кости (a Re) область устойчивости от области
неустойчивости (см рис ), наз нейтраль
ной кривой На ней всегда имеется точка
с наименьшим (критическим) числом Рей
нольдса Рекр к-рое может служить общим
критерием устойчивости рассматриваемого
течения При Re<ReKp благодаря вязкой
диссипации все малые возмущения зату-
хают а при Re>ReKp в потоке могут су-
ществовать нарастающие возмущения со
значениями и, находящимися в интервале
между его значениями на верх и ниж
ветвях нейтральной кривой Форма нейтраль
ной кривой н ReKp сильно зависят от про-
филя скорости осн течения Если у него
нет точек перегиба, где V" =0, то прн Re-юо
обе ветви нейтральной кривой асимптотичес-
39*
www.vokb-la.spb.ru - Самолё,й№Т£М11№ШО£ТЬ 611
ки приближаются к оси абсцисс (кривая а на
рис ) Если же у профиля скорости есть точ
ки перегиба, то верх ветвь имеет асимптотой
прямую a = at^O (кривая б на рис ), в
этом случае заметно уменьшается ReKp и
при сколь угодно большом Re существует
конечный интервал значений а, в к ром ма-
лые возмущения неустойчивы В двумерном
пограничном слое профили скорости с точкой
перегиба возникают в области с положит
градиентом давления, где внеш поток за
медляется Такие факторы, как отрицат
градиент давления или отсос погранич
ного слоя, к-рые делают профиль скорости
более наполненным, повышают Re и за
медляют нарастание неустойчивых возмуще
ний При наличии др благоприятных ус-
ловий, к к рым прежде всего следует от-
нести малую шероховатость стенки, это
способствует ламинаризации пограничного
слоя
В развитие теории У г внесли вклад
мн выдающиеся ученые Г Г ельмгольц
(1868) показал, что в идеальной жидкости
пов-сть тангенциального разрыва скорости
неустойчива Наблюдая в трубах колебания
окраш струек воды, О Рейнольдс (1883)
предположил, что разрушение ламинарного
течения происходит вследствие его неустой-
чивости, этим он положил начало рассмот
рению У г как проблемы возникновения
турбулентности Первые исследования У г
велись гл обр без учёта влияния вязкости
на возмущения, к-рое считалось стабилизи-
рующим, в них использовалось т н невяз-
кое ур ние второго порядка, получающееся
из ур ния для f, если пренебречь его правой
частью Здесь фундам результатов добился
Дж У Рэлей (1880, 1887, 1913), он показал,
что для существования нарастающих воз
мущеннй необходимо наличие у профиля
скорости точки перегиба Впоследствии В
Толмин (1935) доказал и достаточность
этого критерия невязкой неустойчивости,
физ интерпретацию к рой на основе меха
низма перераспределения вихрей дал Линь
Цзя-цзяо (1944) Рэлей также показал, что
фазовая скорость нейтральных колебаний
меньше макс скорости осн течения Поэто-
му прн cj = O в потоке имеется критич
слой у = Ус, в к-ром V = cr Для невязкого
ур ни я точка у = ус является особой, при
подходе к ней продольная составляющая
возмущения скорости неограниченно воз-
растает, если в ней V" — 0 Чтобы у стр а
ннть эту особенность, отсутствующую в
полном ур нин, нужно учитывать вяз-
кость в критич слое, её нужно учиты-
вать и вблизи стенок, чтобы удовлетворить
всем краевым условиям Исследования У г
с учетом вязкости были предприняты В Ор-
ром и А Зоммерфельдом, к рые попытались
определить ReK~ течения с линейным профи
лем скорости Т Лоренц (1907) применил
для этой цели энергетический метод
Соображения относительно обмена энергией
между осн течением и возмущением ис-
пользовались ещё Рейнольдсом (1895), они
в дальнейшем во многом способствовали
выяснению физ механизма неустойчивости
Однако сам энергетич метод, в к ром рас
сматриваются возмущения, удовлетво
ряющие лишь ур-нию неразрывности, не да
ёт приемлемых количеств результатов,
обстоятельной критике о и был подвергнут
Г И Петровым (1938) Исследуя устой-
чивость ламинарного пограничного слоя,
Л Прандтль обнаружил (1921—22), что
аппроксимированный ломаной линией вы-
пуклый профиль скорости становится неус
тойчивым прн любом Re, если вблизи стен
ки учесть вязкость Объяснение этому
Прандтль нашел в том, что силы трения
порождают в возмущ потоке напряжения
сдвига, к рые могут переносить энергию
612 УСТОЙЧИВОСТЬ
осн течения к возмущению, вызывая вяз
кую неустойчивость В Гейзенберг получил
(1924) асимптотич решения ур-ния для f при
больших Re и исследовал их поведение,
он указал на возможность вязкой неус-
тойчивости плоского течения Пуазёйля с
параболич профилем скорости, но не вычис-
лил ReKp Гейзенбер] и Толмин (1929)
выявили важную роль кривизны профиля
скорости и вязкости в критич слое, учёт
к рых позволил Толмину впервые построить
нейтральную кривую для пограничного слоя
иа плоской пластинке и вычислить, исполь
зуя в качестве характерной длины толщину
вытеснения, ReK =420 Г Шлихтинг рассчи-
тал (1933—35)Р семейство кривых с пост
значениями коэф нарастания с, и распреде-
ление амплитуды возмущения по сечению
пограничного слоя Использовав преобра
зование поворота осей, Г Сквайр показал
(1933), что при определении ReKp плоских
течений несжимаемой жидкости можно
ограничиться рассмотрением двумерных
возмущений ф*, т к они теряют устойчи
вость при меньших Re, чем более общие
трёхмерные возмущения Г И Петров при-
менил (1940) для исследования У г метод
Б Г Галеркина, к-рый оказался очень полез-
ным в дальнейшем при проведении расчётов
на ЭВМ (метод Галёркина — Петро-
ва) Впервые экспервментально синусои-
дальные колебания в ламинарном погранич
ном слое наблюдались (1947) Г Шубау-
эром и Г Скрэмстедом после того, как в
аэродинамич трубе, где велись опыты, на
чальная турбулентность была снижена до
0,02—0,03% ср скорости потока, их резуль-
таты подтвердили оси выводы линейной тео
рии Линь Цзя цзяо завершил (1944—45)
разработку основ асимптотич теории, спра-
ведливой для больших Re, и строго до
казал наличие вязкой неустойчивости у
плоского течения Пуазёйля, использовав
свой аналитич метод расчёта нейтраль
ной кривой, он рассчитал также Эту кри-
вую для пограничного слоя на плоской
пластинке, к-рая лучше прежних совпала
с опытными данными, и получил приближ
формулы для оценки ReKp
На пограничный слой в сжимаемой жид-
кости асимптотич теорию обобщили (1946)
Л Лиз и Линь Цзя цзяо Рассматривая
только двумерные возмущения с дозвук
фазовой скоростью относительно внеш по
тока, они получили общие критерии невяз-
кой неустойчивости, обусловленной по-
ведением величины (qV')', где q((/)— плот
ность среды Лиз установил (1947), что ох-
лаждение стенки оказывает на ламинарное
течение стабилизирующее влияние, особенно
сильное при сверхзвук скоростях Д Данн и
Линь Цзя цзяо нашли (1955), что для ежи
маемой жидкости теорема Сквайра о трёх
мерных возмущениях несправедлива, хотя
и в этом случае аналогичные преобразова-
ния могут быть полезны Исследования
Лиза и Е Решотко показали (1962), что в
сверхзвук пограничном слое с ростом
Маха числа М внеш потока амплитуда
флуктуаций давления и обмен энергией меж-
ду возмущением и осн течением в критич
слое заметно уменьшаются, а подвод энер
гии к возмущению вблизи стенки и вяз-
кая диссипация увеличиваются В диапазо
не 2,5^M^4,5 происходит перестройка
нейтральной кривой, у к рой образуется
вторая петля Это подтверждается данными
опытов Дж Лауфера и Т Вребаловича
(I960) для М = 2,2 и А Деметриадиса (1958)
для М = 5,8, а также результатами числ рас
чётов Л Мэка (1965), показавшего, что
перестройка нейтральной кривой связана с
появлением следующей моды нейтрального
колебания, число к рых увеличивается при
дальнейшем возрастании числа М
www.vokb-la.spl
Особый вид неустойчивости трёхмерных
возмущений связан с дестабилизирующим
влиянием центробежных сил, иа к-рое
указал ещё Рэлей (1917) Классич прн
мером служит здесь течение между двумя
соосно вращающимися цилиндрами, У г
к рого теоретически и экспериментально
была изучена Г Тейлором (1923) Как по-
казал Г Гёртлер (1940—41), подобная не
устойчивость с появлением продольных
вихрей возникает и в пограничном слое иа
вогнутой стенке, что было подтверждено
опытами Г Липмана (1943—45)
Основополагающее исследование по не
линейной теории У г стационарных плос-
ких течений было выполнено Л Д Ландау
(1944) Отправляясь от решения линейной
задачи прн Re, близких к ReKp, он получил
ур ние для квадрата модуля амплитуды и
указал на возможность ограничения экспо-
ненциального роста возмущений, что может
привести к появлению нового периодич во
времени течения с конечной амплитудой и
своим ReKp, после превышения к рого оно
также станет неустойчивым Ландау пред
положил, что турбулентность возникает в ре-
зультате последоват смены таких тече-
ний, приобретающих всё более сложную и,
наконец, хаотич форму Д Мексин и Дж
Стюарт (1951) показали, что вследствие ис-
кажения плоского течения Пуазёйля ко-
нечными возмущениями ReKp может умень-
шаться Стюарт (1960—62) и Дж Уотсон
(1960) предприняли попытки использовать
методы, осн на разложениях ф цни тока в
ряды Фурье, и после упрощений также по-
лучили ур-иие Ландау с неизвестной
постоянной, определить к-рую не удалось
из за больших вычислит трудностей
В В Струминский применил (1963—65)
для изучения нелинейных непериодич про
цессов видоизменённый метод Ж А Пуан-
каре, представив ф-цию тока и независимую
переменную t в виде рядов по степеням
малого параметра, ои показал, что при 1-+<»
решение нелинейного ур-ния стремится к
стационарному решению, обосновав осн
вывод Ландау
С сер 1950-х гг в теории У г всё
большее распространение получают числ
методы Л Томас (1953) впервые рассчи-
тал иа ЭВМ хар-ки устойчивости тече-
ния Пуазёйля, В Браун (1959) исследовал
устойчивость поперечных течений в погра
яичном слое на вращающемся диске и
стреловидном крыле, а Л Мэк (1960—66)
н Брауи (1961—65) — устойчивость лами
парного пограничного слоя в сжимаемой
жидкости Использование числ методов и
ЭВМ существенно расширило возможности
исследования У г , оно позволило во мн
важных случаях установить связь между
хар ками устойчивости ламинарных тече-
ний и наблюдаемыми в экспериментах чис-
лами Re перехода
Лит Ландау Л Д Лифшиц Е М, Ме-
ханика сплошных сред, 2 изд, М 1954 Линь
Цзя цзяо Теория гидродинамической устойчи
ности, пер с англ, М 1958 Бетчов Р, Кри-
минале В Вопросы гидродинамической устой
чивости, пер с англ, М, 1971, Шлихтииг Г,
Теория пограничного слоя, пер с нем ч 3 М,
1974	М А Алексеев
УСТОЙЧИВОСТЬ КОНСТРУКЦИЙ лета
тельных аппаратов —способность
конструкций ЛА сохранять заданную форму
равновесия, отвечая на малые приращения
статической нагрузки малыми приращения-
ми деформаций Различают неск форм по-
тери устойчивости тонкостенных подкреп
ляющих конструкций ЛА Местная форма
потери У к наблюдается в тонкостенных
плоских элементах при действии сжимающих
и сдвигающих усилий Критические иапряже
ния, при к-рых конструкция или отд элемент
>.ru - Самолёт своими руками?!
конструкции теряет устойчивость, опре
деляются по ф-ле
<\Р = М"2Еп/12(1 —1?)](6/6)2,
где b и 6 — характерные ширина и толщина
элемента конструкции, К — коэф устойчиво
сти, зависящий от вида нагружения и гра
иичиых условий закрепления При дости
женин местной потери У к появляются вол-
нообразные вылучины и впадины, но кон-
струкция, как правило, продолжает вое
принимать увеличивающуюся нагрузку
вплоть до достижения общей потери У к ,
когда образовавшиеся волны проходят
через подкрепляющие элементы конструкции
Крнтич напряжения общей потерн У к,
иапр при сжатии стержней н широких про
дольио подкрепленных панелей, определяют
ся по ф ле 0 Kft —спгЕц//F12, где J — наи-
меньший момент инерции, F — площадь по
перечного сечения, I — длина, с — коэф за
щемления нагруженных кромок Для тон-
костенных стержней и панелей, подкреплен-
ных профилями открытого поперечного се
чения, при недостаточной ширине свободных
полок профиля может иметь место более
общая изгнбно крутильная форма потери У
к, при к-рой профиль не только изгиба
ется, но и закручивается относительно оси
сопряжения стенки профиля с обшивкой
панели Гладкие оболочечные конструкции
при сжатии теряют общую устойчивость либо
по осесимметричной форме с образованием
кольцевых выпучнн н впаднн, либо по неосе
симметричной форме с образованием ром-
бовидных волн В общем случае крнтич
напряжения определяются по формуле
aKp=KEi](6//?). где К — коэф , зависящий
от вида нагружения, относит длины оболоч
кн радиусом /? и толщ 6 и граничных условий
закрепления торцов оболочки Характерной
формой потерн устойчивости при сжатии
трехслойных оболочек н панелей (напр , со
товых) является сдвиговая форма, при
к рой после достижения крнтич усилия
происходит местный сдвиг заполнителя с
образованием поперечной к направлению
усилия складки
Существуют разл подходы к решению
задач У к Точный метод решения предус
матривает решение соответствующей систе
мы дифференц ур-ний с учётом гранич-
ных условий (задачи устойчивости длинных
пластин с произвольными граничными усло-
виями на продольных кромках) Разл
варианты энергетич методов решения за
дач У к основаны на сравнении энер-
гии деформации конструкции с работой
внеш сил Точность решений этими ме
тодами зависит от вида и числа членов
ряда, используемых для аппроксимации
формы прогиба конструкции При ©пределе
нин крнтич усилий дннамнч методами
учитывают частоту собств колебаний
нагруж конструкции, к рая стремится к
нулю, когда усилия стремятся к критичес
ким На практике используют разл мо
дификацни конечно-разиостных методов ре
шения задач У к Для решения задач У к
разработаны также методы конечных эле
меитов
Значит трудности прн решении задач У к
представляет точный учёт пластичности ма
териала конструкции При практич рас
четах критнч напряжений в ф лы вводят
множитель при модуле упругости Е —
коэф пластичности г], зависящий от зна-
чений касательного и секущего модулей в
точке критнч напряжения на диаграмме
деформирования материала
В М Андриенко
УСЫСКИН Илья Давыдович (1910—34) —
сов воздухоплаватель Окончил Ленингр
политехи ин т (1931) Работал науч со
трудником в Ленингр физ техн ин те
Участник полёта (совм с А Б Васенко и
П Ф Федосеенко) 30 янв 1934 на страто
стате «Осоавиахим 1», достигшем выс 22
км При спуске оболочка стратостата раз
рушилась, экипаж погиб Награжден орде
ном Ленина (посмертно) Урна с прахом в
Кремлёвской стене
Лит Абрамов А У Кремлевской стены
5 изд М 1983
УТ — обозначение уч тренировочных са
молётов конструкции А С Яковлева Ши
рокое применение нашли двухместный са
молёт первонач обучения УТ 2 н одно-
местный уч тренировочный (спортивно
пилотажный) УТ I См Як
«УТВА» (UTVA) —а виастронт пр тие
Югославии В 80 х гг выпускало уч тре
нировочные самолёты UTVA-75 (первый
полёт в 1976) и «Ласта» (1985) с ПД
УТИ — принятое обозначение отечеств уч -
тренировочных истребителей Они являлись
как правило, двухместными модификациями
боевых машин и оснащены вооружением
Первоначально им присваивались порядко
вые номера, напр УТИ 1 (был создан
в 1934 на базе истребителя И 5), УТИ-4
(И 16) и др , а начиная с 40 х гг нсполь
зовались обозначения, принятые для модифи
циров образцов (Ла 5УТИ, МиГ 15УТИ и
т п )
«УТКА» — схема самолета, при к-рой гори
зонт оперение расположено впереди крыла
(см Аэродинамическая схема Дестабили-
затор)
УТКИН Виктор Васильевич (1912—81) —
сов учёный в области авиации, проф (1979),
д-р техн наук (1962), Герой Соц Труда
(1971) Окончил Дирижаблестроительный
инт (1939) Работал в ЦАГИ (с 1939),
ЛИИ (с момента его организации в 1941,
в 1966— 81 директор), МФТИ (с 1978 —
зав кафедрой) Проводил и возглавлял ра
боты, связанные с доводкой и испытания
ми серийных и опытных самолетов, аэро
динамнч исследованиями и аварийным по
киданием самолётов на больших скоростях
полёта Гос пр СССР (1949, 1952) На
граждён 2 орденами Ленина, орденами Тру
дового Красного Знамени, «Знак Почёта»,
медалями
УТОЧКИН Сергей Исаевич (1876-
1915/16) — один из первых рус лётчиков, воз
духоплаватель, известный вело мото н ав-
тогонщик С 1907 летал на возд шаре,
затем освоил планёр В 1909 построил са
молёт моноплан, но довести его не удалось,
получались только подлёты Летать на
учился самостоятельно 15 (28) марта 19Ю
в Одессе (через неделю после М Н Ефи-
мова) совершил свой первый полет на са
молёте Экзамен на звание пилота авиатора
сдал 31 марта (13 апр ) 1910 в Одесском
аэроклубе Построил биплан, на к ром летал
с дек 1910 В 1910—Ц совершал демон
страционные полёты во мн городах России
и за рубежом Публичные полёты У спо
собствовали популярнзацни достижений
авиации
Лит Двховецкии М Б Рудник В А
В небе — Уточкин' Одесса 1985
УФИМСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИ-
ТУТ (УАИ) нм Серго Орджоиикнд
з е — высш уч заведение, готовит ниже
неров для авиац , машиностронт и при-
боростронт отраслей пром сти Осн в 1932
в Рыбинске Ярославской обл В 1941 пе
ребазирован в Уфу С 1942 указ назв С
ин том связана деятельность таких учёных
н конструкторов, как В Я Климов, Н Д Куз
нецов, П А Соловьев, С А Гаврилов,
А А Саркисов В составе ин та (1990)
ф-ты — эвнац двигателей, авиац приборо
строения, информатики и робототехники,
1 й и 2 й авиац технологические, инж -эко-
номический, 3 вечерних ф та, подготовит
И Д Усыскнн	В В Уткин
С И Уточкин	А 1 Уфнмнев
отделение, ф-т повышения квалификации
инж -техн работников авнац пром-сти,
43 кафедры, и и часть, в к-рой 2 проблемные
и 10 отраслевых лабораторий. 3 конструк
торско-технол бюро, опытный з д В
1989/90 уч г в нн те обучалось ок 10 тыс
студентов, работало 750 преподавателей, в
т ч 45 проф и д ров наук, 510 доцен-
тов и канд наук Издаются науч труды (с
1932) Ин т награждён орденом Ленина
(1982)
УФИМСКОЕ МОТОРОСТРОИТЕЛЬ-
НОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕ-
НИЕ—ведёт отсчёт от 1925—года осно
вания Рыбинского авиамоторного з-да № 26,
к рый в нояб 1941 был эвакуирован в Уфу
н объединился там с осн в 1931 з дом,
строившим комбайновые двигатели До эва
куации з д выпускал ПД jM 17, М 100, М 103,
М-105 В годы Вел Отечеств войны Уфнм
ский зд № 26 изготовил 97 тыс ПД М-105
(ВК Ю5) и ВК Ю7 После войны освоил
произ-во реактивных двигателей Выпускал
ТРД РД 10, РД-45Ф, ВК 1А, РД-9Б, РИФ-
300, Р13 300, Р25-300, Р95Ш, Р29Б 300
В разные годы в КБ з-да работали В Я Кли
мое, С П Изотов, Н Д Кузнецов, С А Гав-
рилов Пр-тне награждено 2 орденами Лени-
на (1936, 1971), орденом Красного Знамег
ни (1945) В 1978 на основе з-да обра-
зовано ПО
УФИМЦЕВ Анатолий Георгиевич (1880—
1936)— рус сов изобретатель Строил пла
нёры, на к рых совершал кратковрем полёты
В 1902 выдвинул идею создания двухтакт-
ного бензинового двигателя для ЛА В 1908 У
построил два двигателя шести цилиндровый
мощностью 30—45 кВт н двухцилиндровый
мощи 10—13 кВт С двигателем малой
мощности У в 1909 построил модель своего
ЛА — малый «сфероплаи» с крылом в виде
части сферич пов-сти большого радиуса,
к-рую он выбрал из соображений миним
массы конструкции, и трёхколёсным шас-
си Площадь крыла 9 м2, масса ЛА 75 кг
Весной 1910 был готов большой «сфероплаи»
с площадью крыла 36 м2, на к ром У де-
лал пробежки я рулёжки, осваивая самолёт
(рис в табл IV) Лётных испытаний само
лёт не прошёл (его разбила буря) Из-за
отсутствия средств У вынужден был прек-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

613
ратнть свои опыты в области авиации и
заняться нефтяными двигателями малой
мощности для применения вс х ве В 1912 на
Междунар воздухоплават выставке в Моск
ве У за его биротативиый двигатель была
присуждена большая серебряная медаль
Позднее У вместе с В П Ветчинкиным
занимался ветроэнергетич установками
УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ - маневр пере
вода самолёта из установившегося снижения
прн заходе на посадку в набор высоты (до
установленной высоты для полета по «ко-
робочке*) с целью совершения повторного
захода на посадку и осуществления поса
дки, необходим при неточном выводе са-
молёта к ВПП, ошибках в выдерживании ре
жима полета, помехах иа ВПП, ухудше
нии метеоусловий и др Производится на
малой высоте (обычно до выравнивания)
У на в кс одним неработающим дви
гателем (для многодвигат самолётов) яв
ляется расчётным случаем для выбора его
энерговооружен ногти (тяговооруженности),
поскольку представляет собой взлёт при
посадочной конфигурации
УХТОМСКИЙ ВЕРТОЛЕТНЫЙ ЗАВОД
им Н И Камова берет начало от опыт
ного з-да винтовых аппаратов № 290, обра
зованного в 1940 на базе аэродромных
сооружений на подмосковной ст Ухтомская
Казанской жди возглавлявшегося
Н И Камовым Здесь велись работы по авто-
жирам, но в окт 194) з д был эвакуиро
ван в г Билимбай Свердловской обл и там
в 1943 расформирован КБ Камова было
воссоздано в 1948 в Москве (ОКБ-2),
с 195) продолжило свою деятельность в
Тушине (ОКБ-4) и выполняло в этот пери-
од работы по созданию вертолётов Ка |0
и Ка 15 В 1954 пр тие перебазировали на
старую территорию на ст Ухтомская, где
разработки и опытное стр во вертолетов
семейства Ка были продолжены Указ
назв - с 1967. имя Камова присвоено в
1974 Пр тие награждено орденом Трудового
Красного Знамени (1982) О вертолетах,
созданных на пр тии под рук Камова и его
преемника С В Михеева, см в ст Ка
УЧЕБНО-БОЕВОЙ САМОЛЕТ - специ
ально разработанный самолет, к рый может
быть использован как для подготовки лет
ного состава, так и для выполнения бое
вых задач Тренировочный и боевой вариан-
ты могут выпускаться отдельно, отличаясь
в осн составом вооружения Убе в 60 —
80 х гг занимали видное место в продукции
авиац пром сти мн зарубежных стран, бла
годаря сравнительно невысокой стоимости
широко экспортировались в менее развитые
страны Вооружение Убе включает пушки,
бомбы, неуправляемые и управляемые ра
кеты При боевом применении используют
ся гл обр в качестве легких штурмо-
виков Типичные представители зарубежных
Уб с самолеты Бритиш аэроспейс
«Хоук», Дассо Бреге— Дорнье «Альфа джет»
УЧЕБНЫЕ ЗАВЕДЕНИЯ В ОБЛАСТИ
АВИАСТРОЕНИЯ Начало высш авиац
образованию в нашей стране положил Н Е
Жуковский, организовавший в 1920 в Мос-
ковском высшем техническом училище
(МВТУ) аэродинамич специализацию Уч
план включал гидродинамику, эксперим
аэродинамику расчёт возд винтов, аэродина-
мич расчет гамолетов, конструирование
самолетов, авиац двигателей, а также прак
тич занятия в аэродинамич лаборатории
После смерти Жуковского эту снециализа
цию возглавил ею ученик Б Н Юрьев, по
инициативе к-рого на механич ф те МВТУ
в 1925 было открыто аэромеханнч отде-
ление, реорганизованное в сент 1929 в
аэромеханнч ф т Но создание ф-та в МВТУ
и малочисл авиац отделений в др втузах
не могло обеспечить ннж кадрами раз-
вивающуюся авиац пром сть В 1930
на базе аэродинамич ф-та МВТУ было
создано Высшее аэромеханнч уч ше, к рое
в том же году было переименовано в Мос
ковский авиационный институт (МАИ), че
рез два месяца состоялся первый выпуск
авиац инженеров В 1930 был также открыт
авиац ин-т в Харькове, в 1932 - в Казани и
Рыбинске (в 1941 перебазирован в Уфу) В
1990 в СССР имелось 8 авиац вузов, к-рые
готовили инженеров широкого профиля по
ми авиац специальностям МАИ, Харьков
ский авиационный институт, Казанский
авиационный институт, Куйбышевский авиа-
ционный институт Уфимский авиационный
институт, Московский авиационный техноло-
гический институт. Рыбинский авиационный
технологический институт, Ленинградский
институт авиационного приборостроения
Ф ты авиац профиля есть в др вузах (напр ,
ф т аэромеханики и летат техники в Москов
ском физика техническом институте} Авиац
вузы являются науч центрами по разработ
ке проблем авиац техники, технологии, ма
териаловедения, экономики н орг ции про
из-ва В н и секторах ин тов работают про
блемные и отраслевые лаборатории, а так-
же науч подразделения кафедр
Кроме высших авиац уч заведений рабо
тают средние спец уч заведения (техни-
кумы), выпускающие техников-механиков и
техников-технологов по авиац спеииаль
ностям Они расположены как правило,
в центрах авиастроит пром-сти
В И Лавренец
УЧЕБНЫЕ ЗАВЕДЕНИЯ ГРАЖДАНСКОЙ
АВИАЦИИ в СССР — начали создаваться
в нач 30-х гг К 1938 работали Киевский
и Лени игр ин ты по подготовке инженеров
для гражд авиации, авиац техникумы в
Горьком, Киеве, Ленинграде, Москве, Са-
ратове, школы пилотов и авиац техников
в Балашове Батайске. Тамбове Специалис-
ты для гражд авиации готовились также
при машиностроит ин тах и техникумах,
через систему курсов Центр заочного уч
комбината ГВФ В 1990 г функциониро
вали Академия гражданской авиации, Мос-
ковский институт инженеров гражданской
авиации. Киевский институт инженеров
гражданской авиации. Рижский институт
инженеров гражданской авиации Высшие
уч заведения гражд авиации являются так
же науч центрами по разработке проблем в
области авиац техники, её эксплуатации,
безопасности полетов, экономики и орг ции
предприятий возд транспорта
В нач 90 х ri в стране действовали
ср спец уч-ща Бугурусланское, Краснокут-
ское и Сасовское лётные уч-ща готовили
пилотов самолетой. Кременчугское — пило
тов вертолётов Омское летно-техн уч-ще
готовило радиотехников по эксплуатации
радиооборудования самолётов, наземных
радиосредств самолётовождения и посад
кн, техников электриков по эксплуатации
авиац приборов и электрооборудова
ния. Рижское лётно техн уч гце — специ
алистов по управлению возд движением
Иркутское, Кирсановское, Троицкое, Фрун
зенское уч ща вели подготовку техников
механиков по эксплуатации самолетов и
двигателей, Выборгское — техников меха
ников по эксплуатации вертолетов и двига
телей Егорьевское, Красноярское, Криво-
рожское, Ленинградское, Минское, Рыль
ское и Славянское авиац техн уч ща го
товили техников-механиков, техннков-экс-
плуатационииков, техников-электриков, тех-
ников-технологов и радиотехников
В И Лавренец
УЧЕБНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ —
предназначается для первонач обучения и
тренировки летчиков Обычно оборудован
системой двойного управления рулями ЛА и
К А Ушаков
А Фабр
О Н Фаворским	Ф Я Фа |3леев
двигателем (для обучаемого и инструк
тора) Осн требования к У л а — надеж-
ность и простота пилотирования
Одним из первых отечеств уч самолетов
был двухместный биплан У-2 конструкции
Н Н Поликарпова, созданный в 1928 (см
Поликарпова самолеты) В 1936—46 в ка-
честве уч самолета использовался также
специально созданный для этих целей мо-
Учебно тренировочный самотет Як а2 (СССР)
ноплан с системой двойного управления
УТ 2 конструкции А С Яковлева (см
Як) В 1946 был создан двухместный Як |8
с убирающимся шасси и закрытой каби
ной летчиков, в 1974 — двухместный Як 52
(см рис ) В качестве У л а широко ис
пользуются уч варианты (модификации) са
молётов и вертолетов воен и гражд назна
чения См также Учебно-боевой самолет
УШАКОВ Константин Андреевич (1892 —
1967) сов ученый в области аэродинамики,
проф (1937), д р техн наук (1934), засл
деятель науки и техники РСФСР (1943)
Ученик Н Е Жуковского Окончил МВТУ
(1920) Участник создания аэродинамич
лаб МВТУ, чл Авиац расчётно-испытат
бюро МВТУ С 1918 в ЦАГИ Препода
вал в МВТУ и ВВИА В 1929 - 35 раз-
работал аппаратуру и методику экспрримен
тов для вентиляторной лаб ЦАГИ, руко
водил созданием комплекса новых лаб
ЦАГИ В период Вел Отечеств войны воз
главлял работы ЦАГИ по внутр аэроднна
микс самолёта, совершенствованию системы
614 УХОД
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
охлаждения авиадвигателей и др В 1946—
57 руководил в ЦИАМ исследованиями осе
вых компрессоров ГТД, внёс большой вклад
в создание эксперим базы ин та Пр им
Н Е Жуковского (1962) Гос пр СССР
il943, 1949) Награждён орденами Ленина,
течеств войны 1 й степ , 2 орденами Тру
дового Красного Знамени, медалями
«УЭСТЛЕНД» (Westland Aircraft, Ltd ) —
вертолётостроит фирма Великобритании
Осн в 1915, совр назв с 20 х гг В 1959—
60 в её состав вошли фирмы л Сондерс Ра»
с Фе При» и вертолётное отделение фирмы
(Бристоль» Во время I й мировой войны
построила ок 1000 гидросамолетов, истреби
телей и бомбардировщиков др фирм Среди
наиболее известных воен самолетов фирмы
многоцелевой биплан «Уопитн» (первый по
лёт в 1929), многоцелевой моноплан «Лай
сандер» (1936) Во время 2 й мировой войны
выпускала истребители Супермарин «Спит
файр» и «Сифайр», разработала палубный
штурмовик «Уайверн» с ТВД и соосными
возд винтами (1946, последний самолёт фнр
мы) В 1947 начала выпускать по лицензии
многоцелевые вертолёты Сикорский S 51
(под назв «Драгонфлай») В 50 —60 х гг
строила по лицензии вертолеты Сикорский
S 55 (под назв «Уэрлуинд») и S-58 (под
назв «Уэссекс») В 1959 начала лицензи
онное произ во вертолёта ПЛО Сикорский
SH 3 (под назв «Си кинг») В 60—70 х гг
совм с фирмой (Аэроспасьяль» разрабо
тала многоцелевые вертолёты «Газель»,
«Пума» и «Линкс» Вертолёт WG 13 «Линкс»
(1971, см рис в табл XXXVI) использует
ся как лёгкий трансп , боевой, разведыват ,
палубный ПЛО На его основе создан мно
гоцелевон вертолёт W 30 (1979) с более мош
ними ГТД Совм с фирмой «Агуста» разра
ботала многоцелевой вертолёт ЕН 101 (рис )
Осн данные нек рых вертолётов фирмы при
ведены в табл	В В Беляев
Многоцелевой вертолет ЕН 101
Табл — Вертолеты фирмы	У эстленд»		
Основные	ПротКВО лодочный	Палубный противо лодочный	Много целевой
данные	«Си КИНГ»	«Линкс» HAS Mk 2	ЕН 101
Первый полёт год	1959	1972	1987
Число и тип двигателей	2 ГТД	2 ГТД	3 ГТД
Мощность двигателя кВт	1240	670	1490
Диаметр несущего винта м	18.9	12,8	18 59
Число лопастей Длина вертолета с вращающимися	5	4	5
винтами, м Высота вертолета с вращающимися	22 16	15 16	22 81
винтами м	5 13	3 66	6 65
Сметаемая площадь мг	280	129	271 5
Максимальная взлетная масса т	9 52	431	14 28
Масса пустого вертолета т	5 76	2 5	7 28
Крейсерская скорость полета км/ч Статический потолок (без учёта влия	210	280	295
ния земли) м	—	3650	—
Максимальная дальность полёта км	740	670	—
Экипаж чел	4	2-3	2-4
Вооружение	2—4 торпеды глубинные бомбы гидро буи	2 торпеды глубинные бомбы протнвокора бельиые ракеты	Для варианта ПЛО 4 торпеды глубинные бомбы мины
ФАБР (Fabre) Анри (1882 —1984) —франц
инженер, создатель первого в мире летав
шего гидросамолёта Родился в семье судо
владельца, окончил Высш школу в Марсе
ле С 1905 проводил аэрогидродинамнч экс
перименты, изучал обтекание погруженных
в воду пов стей и поплавков, испытывал ав
томобиль с возд винтом В 1909 построил
свой первый гидросамолёт, к рый не смог
взлететь На втором поплавковом самолёте
с ПД мощностью 37 кВт (см рис в табл
IV) Ф совершил 28 марта 1910 успешный
полёт на 500 м В 1911 модифицировал би
план Г Вуазена в первый самолет амфибию
В дальнейшем проектировал и выпускал по
плавки для гидросамолетов
ФАВОРСКИЙ Олег Николаевич (р 1929) —
сов учёный и конструктор в области авиац
моторостроения, акад АН СССР (1990, чл
корр 1981) Окончил МАИ (1951) С 1951
работал в ЦИАМ (в 1971—73 зам нач
ин та) С 1969 одновременно проф Моск
физ техн ин та В 1973—87 ген директор
Моск НПО «Союз», затем зам нач ЦИАМ
Осн труды в области создания теории двух
вальных ТРД установок для непосредств
преобразования тепловой энергии в электри
ческую и др Под рук Ф созданы двигатели
для ряда самолетов (А С Яковлева и др )
Пред Комиссии АН СССР по газовым тур
бниам (с 1984) Ленинская пр (1987) На
граждён орденом «Знак Почета» медалями
ФАЗИРОВАННАЯ АНТЕННАЯ РЕШЕТКА
(ФАР), ф а з и р о в а н и а я решетка,— на
правленная антенна с управляемыми фазами
или разностями фаз (фазовыми сдвигами)
волн, излучаемых (или принятых) её эле
ментами (излучателями) Управление фазами
(фазирование) позволяет формировать необ
ходнмую диаграмму направленности ФАР
(напр , остронаправленную — луч) изменять
направление луча неподвижной ФАР и осу
ществлять быстрое в ряде случаев практи
чески безынерционное, сканирование — кача
ине луча управлять в определ пределах фор
мой диаграммы направленности изменять
ширину луча, интенсивность (уровни) боко
вых лепестков и т п ФАР, содержащие боль
шое число управляемых элементов (более
103) входят в состав разл авиац и космич
радиоустройств, зенитных комплексов ФАР
применяется в бортовой РЛС на ЛА разл
типов, в первую очередь на истребителях
перехватчиках Различают пассивную и ак
тивиую ФАР В пассивных ФАР использу
ются общие для всех элементов антенны при
ёмник и передатчик В активной ФАР каж
дый элемент является передающим или прн
ёмно передающим модулем Осн элементом
ФАР являются электронно управляемые фа
зовращатели, формирующие диаграмму на
правленности антенны Быстрая перестройка
диаграммы направленности позволяет ре
шать боевые задачи по сопровождению мн
целей как с разделением по времени (после
довательно), так и без него (многолучевые
системы) При электронном управлении Дна
граммой направленности достаточно просто
реализуется «гибкая» временная диаграмма
работы бортовой РЛС, позволяющая оптими
зировать время обслуживания отд объектов
в зависимости от степени важности решае
мых задач ФАР обладают высокой надеж
ностью Выход из строя сравнительно боль
шого числа элементов (иапр, 10%) иезна
чительно снижает коэф усиления антенны
(на 1 дБ) В 80-х гг нашли применение
плоские ФАР, предельные углы отклонения
луча в к рых имеют существ ограничения
(до 70°) Это связано с падением коэф уси
ления на краях диаграммы направленности,
а следовательно, с уменьшением дальности
действия на краях зоны обзора В то же
время совр ЛА требуют как правило, боль
шнх зон обзора что приводит к необходи
мости использования неск антенных решёток
Осн недостатком ФАР, ограничивающим их
применение на ЛА является большая масса,
превосходящая в 2 раза массу зеркальных
аНТеиИ	И Б Тарханов
ФАИ — см Международная авиационная
федерация
ФАЛАЛЕЕВ Фёдор Яковлевич (1899 —1955)
— сов военачальник, маршал авиации
(1944) В Сов Армии с 1919 Окончил курсы
«Выстрел» (1928), Качнискую воен школу
лётчиков (1933), Воен возд академию
РККА им проф Н Е Жуковского (1934,
ныне ВВИА) Участник Гражд и Вел Оте
честв войн В ходе Вел Отечеств войны
команд ВВС армии, фронта н Юго Зап на
правления, нач штаба — зам команд ВВС
Сов Армии (1942—43, 45—46) Как предста
внтель Ставки Верховного Главнокомаидова
ния координировал действия возд армий при
освобождении Донбасса, Юж Украины, Кры
ма, Белоруссии и Прибалтики В 1946—50
иач Воен возд академии (ныне нм Ю А Га
гарина) Награжден орденом Ленина, 3 орде
нами Красного Знамени, 2 орденами Суво
рова I й степ , орденами Кутузова 1 й степ ,
Суворова 2 й степ , Красной Звезды, «Знак
Почёта»
( оч В строю крылатых 2 нза Ижевск 1968
ФАЛЕРИСТИКА АВИАЦИОННАЯ (от лат
falerae, phalerae — металлич украшения,
служившие воинскими знаками отличия) —
коллекционирование и изучение медалей и
значков на к рых запечатлена история раз
вития воздухоплавания и авиации Ф а прин
иипиально отличается от таких классич ви-
дов коллекционирования как филателия и
нумизматика О выпуске в обращение марок
и монет, об их выходных данных сообщается
в печати, и коллекционеру необходимо лишь
приложить усилия к нх приобретению Появ
ление же медалей и значков, составляющих
Ф а , не находит отражения в прессе Объ
ясняется это тем что большое их кол во
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт
К ст Фалеристика авиационная
616
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К ст Фалеристика авиационная
617
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К ст Фалеристика авиационная
618
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К ст Фалеристика авиационная
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! 619
Ч'-'(пгиецч |>мкп<'™ tro|iurL< v^f «□,< t:/
620
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К ст Фалеристика авиационная (оборотная сторона медалей)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! 421
К ст Фалеристика авиационная (лицевая сторона медалей)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К ст Фалеристика авиационная (оборотная сторона медалей)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! 423
выпускается пр-тиями местной пром сти, ави-
ац з-дами и КБ (т н провизорные выпуски)
и поэтому не может быть точно установлено
Это требует от коллекционеров Ф а боль
шой поисковой и иссл работы Для ориен
тации в материалах отечеств Ф а её удобно
разбить на три осн периода, каждый из
к рых может состоять из ряда разделов
Фалеристика авиационная в
1896—1917 В России первые воздухоплават
части для ведения разведки и корректирова
ния арт огня начали формироваться в 1891
Специалистов для них готовили в офицере
ком классе уч воздухоплават парка, создан
иого в 1890 Знак парка утверждён 24 февр
1896 Он выполнен в виде венка из окси ди
ров серебра, вверху помещён двуглавый
орёл со скрещенными топорами (вариант —
топор и якорь) На венок наложен золотой
якорь с крыльями В воен авиации России
был еще ряд знаков, в т ч воен лётчика, лёт
чика наблюдателя, были особые знаки и для
офицеров мор авиации Знак, включавший в
свою арматуру пропеллер, имел один из пер
вых рус авианосных кораблей «Орлица» На
чииая с 1913 напогонным знаком рус авиац
частей стал державный орел, удерживающий
скрещенные меч и пропеллер с бомбой в
центре Выпускались знаки к знаменат со
бытиям в развитии теории воздухоплавания
и летания К ним относятся знаки VIII и
последующих съездов естествоиспытателей и
врачей, на к-рых выступал с докладами
Н Е Жуковский Оии выполнялись в виде
овала, обрамлённого ветвями лавра и дуба
В центре овала помещалась римская цифра,
соответствующая порядковому номеру съез
да Иногда внизу указывался город, в к ром
проходил съезд В 1911 состоялся первый
Всерос воздухоплават съезд, а 1912 — вто
рой, в 1914 — третий Все они отмечены зна-
ками стандартного образца с изображением
расчалочного моноплана и аббревиатурой
«ВВС» наверху Порядковый номер съезда
размещался между буквами «В», а буква
«С» охватывала их В 1908 учреждается
Императорский всерос аэроклуб (ИВАК),
также имевший свои знаки Начиная с 1909,
после принятия России в члены ФАИ, аббре-
виатура ФАИ появляется в нижней части
знаков ИВАК 1909—10 отмечены организа
цией об в воздухоплавания во ми городах
России Одним из крупных об в было киев
ское Его знак включал щит с надписью
«КОВ», над щитом располагался орёл с про-
пеллером Интересны знаки 1911, рассказы-
вающие о впечатляющих авнац событиях
перелёте С Петербург — Москва, первой по
казат выставке в С -Петербурге, авиац не
деле в Москве В 1909—13 для жертвова-
телей на возд флот России было изготовле
но восемь разл многокрасочных жетонов с
надписью «Воздушный флот — сила Рос
сии» Для усиления притока пожертвований в
1912 учреждается неск нагрудных знаков
из серебра и золота знак «Самолёт в вен
ке» выдавался за взнос 3 руб и более, знак
«Орёл с самолетом и Андреевским флагом»
иа цепочке — за 5 руб и более Большой
« нагрудный знак для оказавших услугу
в деле развития отечественного военного воз-
духоплавания » в серебряном исполнении
выдавался за взнос 100 руб , в золотом —
за взнос 500 руб В центре знака распо
лагался самолёт, обрамленный лентой с над-
писью «Воздушный флот — сила России»
Авиац пром-сть России представлена одно
сторонней плакетой Русско-Балтнйского за
вода (1914), выпускавшего среди прочего
и самолеты И И Сикорского «Илья Му
ромец» О широко поставленных н России
н -и работах свидетельствует юбилейная ме
даль Аэродинамич ин-та в Кучино. образо
ваниого в 1904 (см рис при ст Аэроди-
намический институт)
Фалеристика авиационная в
19 18 — 45 Эти годы отмечены выпуском
значков, отражающих историю развития сов
авиации Много значков посвящено об вам
содействия авиации ОДВФ, Авиахиму, Осо-
авиахимуидр Интересен знак Всес ассоциа-
ции инженеров (ВАИ), объединявшей всю
техн интеллигенцию страны Па примеру
прежних лет выпускались значки для прода
жи иаселению, выручка шла на стр во боевых
эскадрилий, именных самолётов, дирижаб
лей В значках нашли отражение выдающие-
ся перелёты Москва — Пекин, Москва — Ан
кара, Москва — Нью Йорк (амер выпуск),
перелёт легкомоториых самолётов 1935 и др
В 1927 был проведён звёздный перелет воен
экипажей Все участники были награждены
особым знаком В 30 х гг свои знаки полу-
чают все школы Воен -возд сил, лётчики
инструкторы Выпускаются знаки к юбилей
ным датам крупных авиац пр-тий, науч
ин-тов Целая гамма значков — «Добролет»,
«Отличник Аэрофлота». «За налет километ
ров», «За налет часов»—была выпущена
для поощрения работников гражд авиации
Авиац пром сть в эти годы входила в самые
разл профсоюзные объединения — союз ра
бочих металлистов, союз рабочих-шоферов
и авиаработников, союз работников авто-
тракторной и авиац пром-сти,— что нашло
своё отражение в значках этих союзов Рас
ширеиие применения авиации в нар х-ве
связано с появлением ряда наградных знач
ков с изображением самолёта «Почетному
полярнику», «Отличнику геодезии и картогра-
фии» и др Достижения мирового значения
были отмечены выпуском памятных медалей
в честь экспедиции Главсевморпути на Се
верный полюс, перелета Москва — Сан Джа
сиито через Северный полюс
Фалеристика авиационная после
194 5 В эти годы выходит большое кол во
сувенирных, памятных, наградных значков
и медалей С кон 50 х гг отмечается всплеск
интереса к фалеристике вообще и к ф а
в особенности Характерно, что со 2-й пол
60 х гг впервые появляются серии значков,
каждая из к рых посвящена определ авиац
теме авиация на Севере, самолеты ОКБ
А Н Туполева, развитие авиации в Рос-
сии и др Выпускаются значки и медали к
юбилеям крупных техн достижений (пост
ройка первого цельиометаллич самолёта в
СССР, рекордный полёт вертолёта ЦАГИ
1-ЭА и др ), самолёте и вертолётостроит
КБ, НИИ, авиац з дов Выходит миого зна-
ков и медалей, посвященных возд армиям,
дивизиям, полкам участвовавшим в Вел Оте
честв войне Появляются медали к откры
тию новых аэропортов страны и авиалиний,
отражающие применение авиации в нар х-ве
и т п Выход советского самолёто- и вер
толётостроеиия на междунар арену отмечен
памятными медалями участия в авиац са-
лонах и выставках во Франции, ФРГ, Японии
Общее число значков и медалей отечеств
Ф а превышает 5000
О наградных медалях см ст Жуковского
премии и медали, Туполева медаль. Награды
ФАИ	М Б Саукке
ФАРМАН (Farman) Анри (1874—1958) —
франц лётчик, авиаконструктор и промыш
ленник Сын англ журналиста, Ф до 1937
сохранял англ гражданство Учился в школе
изящных искусств, начал карьеру художни-
ка, затем стал вело и автогонщиком, был
владельцем крупнейшего гаража в Париже
В 1904 совершил полёт на дирижабле, учил
ся летать на планерах Совершил ряд ре-
кордных полётов иа модифициров биплане
Г Вуазена, в т ч в 1908 по замкнутому
маршруту в 1 км за 1 мии 28 с и перелёт
Буйи — Реймс — 27 км за 20 мин В1908 ос-
новал авиац фирму, в 1909 организовал лет-
ную школу, где обучались и рус летчики
Е П Федоров	И Е Федоров
Создал первый в мире самолёт с эффективны
ми элеронами «Фарман III» (рис в табл
III) В 1912 объединил свою фирму с фирмой
брата Мориса Фармана (1877—1964) В 1-ю
мировую войну применялись разведчики фир
мы «Фарман*, тяжёлый бомбардировщик
F 50 с двумя ПД, послуживший основой для
пасс самолёта «Голиаф» иа 12 мест (с 1919
эксплуатировался на первых авиалиниях Ев
ропы и установил ряд рекордов высоты и
дальности с грузами до 5 т) В 20—30 е
гг фирма выпускала пасс и спортивные са-
молёты, бомбардировщики В 1936 фирма
«Фарман» была национализирована, и Ф ото-
шёл от дел
«ФАРМАН» (Avions Н el М Farman) —
самолётостроит фирма Франции Образована
в 1912 в результате слияния фирм братьев
М и А Фарман В 1936 национализирована
В годы 1-й мировой войны выпускала раз
ведыват самолёты М F 7, М F 11, F 20 (рис
в табл VI), бомбардировщики F 40, F 46,
F 50 и др После войны на основе F 50 созда
ла пасс самолёт «Голиаф» (рис в табл
XIV). выпускала пасс самолёты F 70 и F 73,
бомбардировщики F 130, пасс самолеты
F 121 с четырьмя ПД, бомбардировщики и
торпедоносцы на базе модели F 160, пасс
самолёты серии F 190 В 30 е гг фирма строи-
ла тяжёлые бомбардировщики с четырьмя
ПД, на их основе создала ряд гражд са-
молётов, производила также лёгкие спортив-
ные и туристские самолёты F 200, F 230,
F 355 и др После 2 й мировой войны была
образована частная фирма «Сосьете дез'юзнн
Фарман» (Societe des Usines Farman), вы
пускавшая до нач 60-х гг тренировочные
самолёты «Монитор»
ФАУ-1 (V-1) —самолёт снаряд (по совр
терминологии — крылатая ракета), приме
нявшийся Германией во 2 й мировой войне
против Великобритании Разработай фирмой
«Физелер» (Fieseler, др обозначения Fi 103
или FZG 76) Свободнонесущий моноплан
(рис в табл XXII) с ПуВРД AS 014 фир-
мы «Аргус» с тягой 3285 Н и боевой частью
массой 850 кг Дальность полета от 240 до
370 (у последней модификации) км, макс
скорость 550 км/ч Нач боевого примеие
ння — июнь 1944
624 ФАРМАН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
п Ф Федосеенко	Е А Федосов
А В Федотов
П Я Федровн
ФАУЛЕРА ЗАКРЫЛОК [ по имени англ изо-
бретателя X Фаулера (Н Fowler)] —одни
нз видов выдвижных щелевых закрылков,
характеризующийся меньшей толщиной про-
филя закрылка и макс выдвижением по хор-
де к задней кромке крыла У неотклонён-
ного Ф з щель отсутствует, для отклонён
ного положения щель профилируется т о ,
чтобы обеспечить оптнм условия работы за-
крылка при взлёте (малые углы отклонения
63) и посадке (большие 63) Хорда Ф з равна
от 25 до 40% хорды крыла В крайнем выдви-
нутом положении носок Ф з расположен
под задней кромкой крыла В результате это-
го увеличение площади крыла равняется пло-
щади Ф з Эффективность Ф з (см Эф-
фективность органов управления) выше эф
фектнвности поворотных щелевых и выдвиж-
ных щелевых закрылков, но ниже эффектив-
ности обычных выдвижных двухщелевых за
крылков, в особенности при больших уг-
лах отклонения (б3>30°) Конструктив-
ные трудности выполнения Ф з и уме
репные углы отклонения, при к-рых сохра-
няется безотрывное обтекание (6^30—35°),
ограничивают их применение на ЛА См рис
при ст Механизация крыла
«ФЕДЕРАЛ ЭКСП- ___________
РЕСС» (FedEx, Fe
deral Express) —
авиакомпания США,
крупнейшая в мире \
среди авиакомпаний, \
специализирующихся \
на грузовых перевоз
ках Осуществляет
перевозки в страны Зап Европы, Юж
Америки, Азии, Африки и в Австралию Осн
в 1971 В 1989 объём перевозок составил
6,32 млрд т км Авиац парк — 311 самолё-
тов
ФЕДЕРАЦИЯ АВИАЦИОННОГО СПОРТА
СССР (ФАС СССР) — обществ орг ния,
объединявшая всесоюзные федерации авиа-
модельного спорта, вертолетного спорта,
дельтапланерного спорта, самолетного спор-
та, парашютного спорта, планёрного спорта.
федерации союзных республик по авиацион-
ному спорту, авиационно-спортивные к ты ве-
домств и федерации областных (краевых)
к-тов ДОСААФ РСФСР ФАС СССР руково
днла деятельностью этих организаций, коор-
динировала и направляла работу по развн
тию и пропаганде достижений авиац видов
спорта ФАС СССР была создана 25 дек 1959
при ЦК ДОСААФ СССР и работала
под его непосредств руководством При
ФАС СССР были образованы науч техн к т,
к т авнационно-космич образования, к т
авиац медицины, а также авнациоино спор
тнвнаЯ комиссия ФАС СССР — чл Меж
дународной авиационной федерации (ФАИ)
с 1960	А И Загорский
ФЕДОРОВ Владимир Павлович (1915—43)
— сов лётчик испытатель Окончил Моск и
Коктебельскую планёрные школы (1933) ра
ботал в ЛИИ Провёл испытания первого
сов ракетопланера С П Королёва РП-318-1
с ЖРД (1940), поршневых истребителей
П О Сухого, ряда эксперим планёров и др
Во время Вел Отечеств войны выполнял
ответств выборочные испытания серийных
самолётов на предельных режимах Погиб
в одном из таких полётов Награждён орде
иом Красного Знамени (посмертно)
ФЕДОРОВ Евгений Петрович (р 1911) —
сов лётчик, ген майор авиации (1957), два
жды Герой Сов Союза (1940, 1945) В Сов
Армине 1930 Окончил Воен -теоретич школу
лётчиков в Ленинграде (1932), воен школу
лётчиков в Оренбурге (1933), Воен-возд
академию (1948, ныне им Ю А Гагарина)
Участник сов финл и Вел Отечеств войн В
ходе войны был ком эскадрильи, зам ком
бомбардировочной авиадивизии дальнего
действия Совершил 178 боевых вылетов
После войны на командных должностях
в высш воен -уч заведениях и войсках
Награждён 3 орденами Ленина, 2 ор
денами Красного Знамени, орденами Алек
сандра Невского, Отечеств войны 1 -й степ ,
2 орденами Красной Звезды, медалями Брон-
зовый бюст в Санкт Петербурге
Лит ХахалннЛ, Хозяин ночного неба в ки
Книга о Героях в 2, М , 1963
ФЕДОРОВ Иван Евграфович (р 1914) —
сов летчик испытатель, полковник. Герой
Сов Союза (1948) Окончил Ворошилов
градскую воен школу пилотов (1932), Липец-
кие высш курсы усовершенствования коман-
диров полков — бригад (1939), курсы лётчи
ков испытателей МАП (1949) Служил в час-
тях ВВС в разл должностях Участвовал
в войне в Испании, в боях на р Халхнн-Гол,
в сов-финл и Вел Отечеств войнах В 1942—
44 ком авиадивизии Уничтожил лично 49 и в
группе 47 самолётов противника Работал
лётчиком-испытателем в авнац пром-сти
(1945—54) В ОКБ С А Лавочкина выпол
нял первые вылеты и проводил испытания
опытных реактивных самолётов ЛА-150М,
Ла-152, Ла-154, Ла-156, Ла 160, Ла 15 и
Ла-176 Одним из первых в стране (28 дек
1948) на самолете Ла-176 достиг скорости
полета, равной скорости звука Летал
на 297 типах самолетов Награждён орденом
Ленниа, 4 орденами Красного Знамени, орде-
ном Александра Невского, 6 орденами Оте
честв войны 1 й степ , орденами Отечеств
войны 2-й степ , Красной Звезды, медалями
ФЕДОСЕЕНКО Павел Фёдорович (1898—
1934) —сов воздухоплаватель Участник 1 й
мировой и Гражд войн С 1918 в Кр Армии
Окончил курсы воен воздухоплавателей
(1919), командовал звеном, затем отрядом
привязных аэростатов наблюдения За бои
под Каховкой и Перекопом был награжден
боевым оружием и золотыми часами Окон
чнл курсы воен аэронавтов в Петрограде
(1921), Высш, воен воздухоплават школу в
Ленинграде (1925), Воен возд академию
РККА им проф Н Е Жуковского (1932,
ныне ВВИА) В 1922—25 совершил ряд полё
тов на свободных аэростатах 17 июля 1925
совм с проф А А Фридманом совершил
иа свободном аэростате подъём на выс
7400 м В 1933 на свободном аэростате объ
ёмом 600 м® установил мировой рекорд про-
должительности полёта, пробыв в воздухе
43 ч 7 мин В 1932— 33 руководил построй
кой стратостата «Осоавнахнм» Был его ко-
мандиром 30 янв 1934 вместе с И Д Усыс-
киным и А Б Васенко совершил полёт на
стратостате «Осоавнахнм-1», достигшем выс
22 км При спуске оболочка стратостата раз-
рушилась, экипаж погиб Награждён ордена
мн Ленина (посмертно). Красного Знамени
Урна с прахом в Кремлёвской стене
Лит АбрамовА У Кремлевской стены, 5 изд ,
М, 1983
ФЕДОСОВ Евгений Александрович (р
1929) — сов учёный в области процессов уп
равления, акад АН СССР (1984, чл корр
1979), Герой Соц Труда (1983) Окончил
МВТУ (1952) С 1970 нач Гос НИИ авто
матнч систем и одновременно зав кафедрой
Моск физ -техн и и-та Руководил Науч
советом АН СССР по проблемам управле-
ния движением и навигации, был пред сек
ции «Авиационная и космическая кибернети-
ка» Науч совета АН СССР по комплекс-
ной проблеме «Кибернетика» Тр по анализу,
синтезу, методологии моделирования и авто-
матизации проектирования сложных много
уровневых систем управления Ленинская пр
(1976) Награждён 2 орденами Ленина, орде
иом «Знак Почёта», медалями
Соч Динамика непрерывных линейных систем с
детерминированными и случайными параметрами
М 1971 Проектирование систем наиедення, М
1975, Методы моделирования и моделирующие ком
плексы в эргономических исследованиях сложных
авиационных систем в ки Авиационная эргоно
мика в I Киев 1975 (все совм с др )
ФЕДОТОВ Александр Васильевич (1932 —
84) — сов лётчик-испытатель, ген майор
авиации (1983), Герой Сов Союза (1966),
засл лётчнк-нспытатель СССР (1969), мае
тер спорта междуиар'класса (1976) В Сов
Армии с 1950 Окончил лётное училище
(1953), Школу лётчиков-испытателей (1958),
МАИ (1965) Работал в ОКБ нм А И Мн
кояна Провёл испытания ряда опытных
сверхзвук самолётов, в т ч МиГ-21, МиГ-23,
МиГ-25 Установил 18 мировых рекордов,
в т ч 3 абсолютных Золотая авиа*ц медаль,
3 медали де Лаво (ФАИ) Ленинская пр
(1981) Погиб при испытании опытного са-
молёта Награждён 2 орденами Ленина, орде-
нами Красного Знамени, Трудового Крас-
ного Знамени, медалями Его именем названа
Школа лётчиков-испытателей
ФЕДРОВИ Павел Яковлевич (1902—84) —
сов лётчнк-нспытатель, ген -майор авиации
(1943) В Сов Армии с 1918 Участник
Гражд, сов-фннл и Вел Отечеств войн
Окончил Моск воен школу лётчиков (1924),
Воен -возд академию РККА им проф Н Е
Жуковскбго (1934, ныне ВВИА) В 1934 —
40 лётчик-испытатель опытных истребите
лей Як Провёл заводские испытания истреби
телен Як-1, Як-7, Як-9 и Як-3 Летал на само
летах ок 300 типов Награждён 3 орденами
Ленина, 3 орденами Красного Знамени, ор-
денами Отечеств войны 1-й степ , Трудового
Красного Знамени, 2 орденами Красной Звез
ды, медалями
«ФЕЙРИ» (Fairey Aviation Со, Ltd) —
авнац фирма Великобритании Осн в 1915
До кон 50 х гг была крупным поставщиком
воен самолётов, гл обр палубных После
1945 начала разработку винтокрылых ЛА
собств конструкции В 1959 преобразована в
концерне авнастроит сектором, к рый в 1960
вошел в состав фирмы к У зет ленд» Ряд до-
черних компаний совр пром концерна «Ф »
(Fairey Holdings Group) выпускает авиац
гндрооборудование и компоненты систем уп-
равления Фирмой «Ф » были созданы па-
лубные истребители «Флайкэтчер» (первый
полёт в 1922), «Фулмар» (1940), «Файрфлай»
(1941), торпедоносцы-разведчики «Албакор»
«ФЕЙРИ» 625
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?.”
40 Авиация
(1938), «Барракуда* (1940; построено более
2,5 тыс.), «Сордфиш» (1934), лёгкий бомбар
дировщик наземного базировании «Батл»
(1936, построено более 2,4 тыс.) и др. После
2-й мировой войны серийно выпускала па-
лубный самолёт ПЛО и дальнего радиоло-
кац. обнаружения «Гаинет* (1949), создала
эксперим. самолёты с треугольным крылом
FD.1 (1951) и FD.2 (1954; в 1956 на нём
установлен мировой рекорд скорости полёта
1821 км/ч), винтокрылы «Джайродайн*
(1947) и «Ротодайн» (1957), вертолёт «Ульт-
ралайт» (1955)
ФЕНЕСТРОН (от лат. fenestra — окно) —
балансировочное (см. Балансировка) и руле
вое устройство вертолёта с одним несущим
винтом, представляет собой винт (вентиля
тор), установленный в тоннеле в киле вер-
толёта (см. рис.). Получил широкое приме-
нение на лёгких вертолётах [Аэроспасьяль
SA360 — SA366 (Франция) и др-] в 70—80-х
гг. Ф. эффективен, если глубина ft тон-
неля составляет ие менее 0,8 радиуса R
винта Ф., плоскость винта расположена на
расстоянии ок. 0,25h от плоскости входа,
расширение тоннеля после плоскости винта
умеренное и протекание воздуха безотрывное.
Отношение тяги винта к полной тяге Т
устройства TJT—F/(2F<X1), где F — сметае-
мая винтом площадь, Fx — площадь попе-
речного сечения свободной струи после вы-
хода из тоннеля. Относительный (вентиля-
торный) кпд определяется формулой ц0=
— Т612/ [2Л/(рЕж)1/2], где q — плотность воз-
духа, X' — расходуемая мощность. Кпд Ф.
(достигнут 1)О—0,86) значительно выше, чем
кпд открытого рулевого винта ввиду отсут-
ствия сжатия струи (FtK>F) и большей ско-
рости протекания. Кроме того, потери энер
гии меньше ввиду большего отношения
F /F. Поэтому радиус винта Ф. меньше в
2,2 раза радиуса равноценного (по тяге и
мощности) открытого рулевого винта. В ско-
ростном полёте без угла скольжения р винт
Ф. работает почти в условиях работы на мес-
те. Прн скольжении изменение тяги Ф. про-
порционально р2, вследствие чего необходим
киль для обеспечении статнч. путевой ус-
тойчивости
Недостатками ф. являются значит- увели-
чение толщины и массы киля, высокочас-
тотный шум, нелинейности в хар-ках путе-
вого манёвра.	А М Лепилкин
«ФЕРАЙНИГТЕ ФЛЮГТЕХНИШЕ ВЁрКЕ»
(Vereinigte Flugtechnische Werke GmbH,
VFW) — самолётостроит- фирма ФРГ. Обра
зована в 1963 в результате слияния фирм
«Фокке-Вульф» и «Везер-флюгцойгбау» (We-
ser-Fiugzeugbau GmbH), в [964 присоедини-
ла фирму «Эрнст Хейнкель флюгиойгбау»
(см. «Хейнкель»), в [974 — фирму «Рейн-
флюгцойгбау» (Rhein-Flugzeugbau GmbH,
RFB). В 1969 объединилась с нидерл фир
мой «Фоккер», став западногерм филиалом
«VFW-Фоккер» фирмы «Центральгезель-
шафт VFW-Фоккер» (Zentralgesellschait
VFW-Fokker GmbH), в [980 вышла нз этого
объединения и слилась с фирмой «Мессер-
шмитт-Бёльков-Блом». В сер 70-х гг- была
крупнейшей авиакосмич. фирмой ФРГ. В сос-
таве консорциума «Трансаль» выпускала
воен.-трансп. самолёт С-160 (первый полёт
в 1963), участвовала в программе создания
боевого самолёта Панавиа «Торнадо», в ли-
цензионном произ-ве вертолёта фирмы «Си-
корский» СН-53С, вела произ-во рактнвиого
пасс, самолёта VFW-614 (1971), тренировоч-
ных, спортивных и туристских самолётов, осу-
ществляла обслуживание и ремонт гражд и
воен, самолётов Построила ряд эксперим.
ЛА, в т. ч. боевой СВВП VAK 191В (1971),
самолёт-экраноплан XI 13Ат (1970).
ФЁРРИ (Ferrj) Антонио (1912—78)— итал
учёный в области сверхзвук, аэродинамики
Окончил римский ун-т (1934). Веер. 30-х гг
создал первую в мире сверхзвук, аэродииа-
мич. трубу (Гундоння, Италия) и эксперимен-
тально исследовал аэродинамич. хар-ки кры-
льев при переходе через звук, барьер Во вре-
мя 2-й мировой войны принимал участие в
итал. движении сопротивления. С 1944 в
США- Сочетал фундам. теоретич и эксперим.
исследования с прикладными; нм выполнены
работы принципиального значения по мето-
дам аэродииамич. расчета при сверхзвук, ско-
ростях полёта, сверхзвук, воздухозаборни-
кам, сверхзвук, горению, звук, удару, теп-
лообмену при гиперзвук скоростях Внёс
значит, вклад в развитие аэродииамич. уста-
новок и методики аэродииамич эксперимен-
та. Чл. Нац. академии инж. наук (США),
АН в Турине (Италия). Междунар. акаде-
мии астронавтики.
Соч в рус пер. Аэродинамика сверхзвуковых
течений, М . 1953.
«ФИАТ» (Socieia per Azioni Fabbrica Ita-
Jiana di Automobili Torino, FIAT) — пром
концерн Италия с развитым авиац. отделе-
нием. Осн. в 1898, является пионером итал.
авиастроения: первый авиац. з-д построен в
1907, с 1908 — серийное произ-во авиадви-
гателей, с 1914 выпуск самолётов, исполь-
зовавшихся в 1-ю мировую войну. В 1925
концерн присоединил авиац фирму «Ансаль-
до» (Ansaldo), выпускавшую самолёты с
1916. В 20—30-х гг и в годы 2-й мировой
войны выпускал истребители, бомбардиров-
щики, уч.-тренировочные и трансп. самолёты,
авиадвигатели. После войны концерн возоб-
новил произ-во самолётов (по лицензиям и
собств. конструкции) и авиадвигателей (гл.
обр. по лицензиям). В 1969 самолётостроит.
отделение концерна вошло в состав фирмы
«Аэриталия»' а двигателестроит. отделение в
1976 было преобразовано в филиал «ФИАТ
авиационе» (FIAT Aviazione) в составе кон-
церна. Средн известных самолётов концерна
истребители-бипланы C.R.20 (первый полёт
в 1926), C.R.32 (1933), C.R.42 (1938, вы-
пущено 1781), истребитель-моноплан G.55
(1942, см. рис. в табл. ХХП), гидросамолёт-
торпедоиосец и разведчик R.S.J4 (1938),
воен.-трансп. и пасс самолёты серии G.12
с тремя ПД (1940). После 1945 созданы
тренировочные самолёты G.46 с ПД (1947),
G 80 (1951, первый итал. самолёт с ТРД)
Истребитель-бомбардировщик G.9J Y
и его серийный вариант G.82 (1956). По
лицензии выпускались амер, истребители
Норт Американ F-86 и Локхид F-104 В 1956
для НАТО создан реактивный истребитель-
бомбардировщик G.91 (построено 756, в т. ч.
по лицензии в ФРГ, см рис.) В 80-х гг.
концерн продолжал произ-во ГТД (по лицен-
зиям или междунар. программам).
В. В Ьеляев.
ФИГУРА ПИЛОТАЖА - движение ЛА, при
к-ром либо его траектория имеет определ
геом. форму (напр., горка), либо ЛА враща-
ется вокруг центра масс определ образом
(иапр., бочка), либо одновременно то и др
(напр., штопор). Число Ф. п., используемых
в спортивных соревнованиях, весьма значи-
тельно (десятки тыс.), наиболее часто при-
меняемые перечислены в ст. Высший пило-
таж, Пилотаж, Сложный пилотаж.
ФИЛАТЕЛИЯ АВИАЦИОННАЯ (от греч.
phileo — люблю и ateleia — освобождение от
оплаты: марки заменили применявшуюся до
их появления денежную оплату за пересыл-
ку писем) — коллекционирование и изуче-
ние знаков почтовой оплаты и др. документов
(напр., штемпелей, спец, наклеек и пр.), пред-
назначенных как для почтовых отправлений
по воздуху, так и для обычной почты, но с
сюжетами, связанными с авиацией. С кон.
70-х гг. авиация стала повсеместно исполь-
зоваться для почтовых перевозок. Поэтому
выделять к.-л. образом авиапочтовые отправ-
ления стало нецелесообразно. В связи с этим
эмиссии марок с надписью «Авиапочта» в
СССР прекращены в 1980. В то же время поч-
товые марки с авиац. тематикой продолжают
выпускаться и пользуются большой популяр-
ностью.
В глубокой древности для пересылки сооб-
щений по воздуху люди использовали обу-
ченных голубей. Голубиная почта сохрани-
лась до наших дней, и ей посвящены мн.
марки в разл. странах мира. Известны спец,
марки для оплаты корреспонденции, достав-
ляемой голубями. Голубиная почта широко
использовалась для пересылки воен, депеш
во время 1-й мировой войны. Для уничто-
жения возд. связных создавались отряды
снайперов. Известно применение и др.
средств для пересылки возд сообщений: ра-
кеты, арт- снаряды, возд шары (аэростаты).
Первые Отечеств, марки авиапочты были
выпущены 15 июля 1922 для оплаты служеб-
ной корреспонденции, пересылаемой самолё-
тами совместного рус.-герм, об-ва возд. сооб-
щений «Дерулюфт» иа первой междунар.
возд. линии Москва — Кёнигсберг (впослед-
ствии линия была продлена до Берлина).
Для этого выпуска использовались марки
консульской пошлины царской России, на
к-рых были сделаны надпечатки «Воздушная
почта Р С.Ф.С.Р » и шифр нового номинала
626 ФЕНЕСТРОН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К ст Филателия авиационная
627
40*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПОЧТА СССР i '
К ст Филателия авиационная
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! 629
630
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в герм валюте в соответствии с применяв
шимся в герм авиапочте тарифом - 12 ма
рок за 10 г корреспонденции Тираж этих
служебных марок был ограинчеи, и они явля-
ются фнлателистин редкостью
Первая сов общегос марка возд почты
вышла в нояб 1922 как продолжение серии
почтовых марок, выпущенных к пятой го
довщнне Окт революции с рисунком худ
И И Дубасова «Рабочий, высекающий на
камне юбилейные даты 1917—1922 г* Для
этого на рисунок изменённого цвета 45-руб
левой марки была наложена красная лито
графская надпечатка контура летящего са
молёта Марка продавалась только на Гл
почтамте Москвы для дополнит оплаты поч
товых пересылок самолётами до Кениге
берга
Рост возд почтовых перевозок потребовал
увеличения выпуска авиапочтовых марок Но
вая серия нз четырёх марок была нзготов
лена в кон 1923, однако в связи с денеж-
ной реформой эти марки оказались непрнгод
нымн Для выпуска их в употребление при
шлось сразу же сделать на них надпечатки
новых стоимостей в золотом исчислении
На первых сов авиапочтовых марках изоб
ражались иностр самолёты, первоначально
летавшие на линиях «Добролета» Однако
уже на марках 1927, посвящённых Первой
междунар авиапочтовой конференции в Гаа
ге, появилось изображение самолёта АНТ 3
конструкции А Н Туполева Выпускавшиеся
с тех пор отечеств авиапочтовые марки
посвящались деятелям науки и техники лёт
чикам, достижениям сов авиа .дирижабле и
вертолётостроен ня, знаменит событиям
В 1933 выходят марки, отмечающие успе-
хи в изучении стратосферы и 10-летне гражд
авиации Серия марок «Спасение челюскин
цев» с портретами первых Героев Сов
Союза открывает Ф а 1935 В авг того же
года иа марке нз этой серин с портретом
С А Леваневского делается надпечатка
«Перелет Москва — Саи-Франциско через
Северный полюс 1935 I р » Полёт закон-
чился катастрофой в просторах Арктики, до
сих пор хранящей тайну гибели экипажа
Марки с этой надпечаткой, особенно на поч
товых отправлениях, стали раритетом
Последние предвоен выпуски Ф а в
февр— марте 1941 посвящены 23-й годовщи
не Кр Армин и ВМФ СССР и памяти Н Е
Жуковского На воен и первых послевоен
марках помещены портреты героев-лётчиков,
изображения боевых самолётов В последую-
щих эмиссиях Ф а широко представлены
отечеств авиация, её выдающиеся предста-
вители
Первые марки авиапочты за рубежом по
явились в Италии (1917), Австрии и США
(1918), Германии (1919) Марки Ф а выхо
дят во всём мире, в больших и малых странах
М Б Саукке Ф И Склянскии
ФИЛИН Александр Иванович (1903—42) —
сов лётчик-испытатель, ген -майор авиации
(1940) В Красной Армии с 1921 Окончил
Петроградскую воен теоретич школу авиа-
ции (1922), Борисоглебскую школу воен лет-
чиков (1925), Воен возд академию РККА
им проф Н Е Жуковского (1930, ныне
ВВИА) В 1930—41 работал в НИИ ВВС
(с 1937 иач ин-та) Летал на самолётах
мн типов, проводил сложные лётные испыта
ния, в т ч первых самолётов с убирающимся
шасси, первые испытания на штопор истре
бнтелей, создал инструкцию по выводу из
штопора самолётов И 5, И 15 Один из созда-
телей методики лётных испытаний Совершил
перелеты Минеральные Воды — Москва
(совм с А Ф Ковальковым, 1929), по замк
нутому маршруту (совм с М М Громовым,
1934) Награжден 2 орденами Ленина, орде
ном Красной Звезды, медалью Портрет см
на стр 633
«ФИЛИППИН ЭР- Ж \
ЛАЙНС» (PAL, Phi ^k |к
hppine Airlines) — lift.
авиакомпания Фи
лип пи и Осущест вл я ^^к
ет перевозки внутри
страны и в страны
Зап Европы, Азии,
Бл и Дальнего Востока, а также в США, Ка
наду и Австралию Осн в 1941 В 1989 пере
везла 5,7 млн пасс , пассажирооборот 10,71
млрд п км Авиац парк—41 самолет
«ФИННЭР» (Fin
nair) — нац авиа V	\
компания Финляндии \ 'х
Осуществляет пере \
возки в страны Ев \ Ж 'Ч
ропы, Юго Восточной	имкят.
Азин, Дальнего Вбс-	\	% X.
тока, а также в США \
Осн в 1923, одна
из старейших в мире До 1968 наз
«Аэро» В 1989 перевезла 5,7 млн пасс ,
пассажирооборот 9,4 млрд п -км Авнац
парк — 48 самолётов
ФЛАПЕРОН [англ flaperon, от flap — за
крылок и (ail)eron — элерон) — а эродн на-
мни орган управления, выполняющий ф ции
элерона и (или) закрылка Располагаются
в корневых частях крыла и используются,
напр , в активных системах управления
Конструкция Ф подобна конструкции
крыла
ФЛАТТЕР (от англ flutter—трепыхаться,
бить крыльями) — явление аэроупругости,
одна из разновидностей вибраций — незату
хающих упругих колебаний частей ЛА, воз
ннкающих в полёте при скорости полёта, до-
стигшей некоторого определённого значения—
критической скорости флаттера VKp Эти ко
лебання порождаются аэродинамич воздей
ствиямн и относятся к автоколебаниям Для
своего возникновения они не требуют к -л
периодич внеш воздействий и могут появ
ляться внезапно н при установившемся по
лёте в спокойном воздухе, достаточно лишь
случайного начального импульса, даже весь-
ма малого В зависимости от того, в какой
части конструкции возникают наиболее ин-
тенсивные вибрации, самолёт может быть
подвержен разл формам Ф крыла, оперения,
элеронов, рулей и др Ф может возникать
также на ракетах, несущих винтах вертоле
тов, лопастях воздушных винтов, лопатках
турбин и компрессоров
С точки зрения теории колебаний летя
щи и самолёт представляет собой потенцн
ально автоколебательную систему, источни-
ком энергии в к рой служит набегающий по
ток, а обратная связь реализуется благодаря
той упругости, к рой обладает конструкция
самолёта В полёте могут создаваться уело
вия, при к рых начинают развиваться аэродн
намнч силы периодич характера При этом
природа этих сил, а следовательно, н меха
ннзма автоколебаний, определяется режн
мом полёта Механизм автоколебаний может
быть различным прн автоколебаниях, возни
кающих в полёте на больших скоростях с
малыми углами атаки (собственно Ф ), в по
лёте на малых скоростях при углах атаки,
близких к срывным (срывной флаттер), при
неустойчивом обтекании на трансзвуковом
режиме полёта (buzz илн «маховая тряска»)
и т д
Ф среди автоколебаний и вообще средн
многочисл видов вибраций, к-рым подверже
ны ЛА, представляет особую опасность, за
ключающуюся в том, что возникающие при
этих интенсивных колебаниях динамич иа
пряжения в конструкции ЛА могут быстро
(иногда в течение неск секунд) достигнуть
разрушающих, результатом чего является
разрушение ЛА в полете Поэтому возникно-
вение Ф любой формы недопустимо
Ф стал препятствием на пути создания
скоростной авиации Развитие скоростной
авиации во всём мире сопровождалось боль-
шим числом катастроф и аварий в результа
те возникновения Ф Впервые с массовыми
случаями Ф столкнулись в 30 е гг 20 в (в
период стремительного роста скоростей),
после чего началось интенсивное изучение
явлений Ф и отыскание способов его предуп
реждения Ещё не всё об этом сложном явле-
нии достаточно хорошо известно, с создани-
ем новых схем ЛА проявляются его новые ас
пекты Статистика лётных происшествий на-
считывает очень много случаев, связанных
с Ф Напр , анализ, выполненный в 1958, по-
казал, что в 40—50 х гг в США произошло
более 100 лётных происшествий нз за Ф (гл
обр Ф управляющих органов и триммеров)
В Германии в 1935—43 произошло ок 150
случаев аварий и катастроф от Ф, из них
почти 80% относилось к органам управле-
ния
Случаи Ф отмечались в СССР, но массо
вых лётных происшествий, к рые пришлось
пережить зарубежной авиации, не наблюда-
лось Работы по изучению Ф в ЦАГИ
проводили М В Келдыш, Е П Гроссман,
Я М Пархомовский, С П Стрелков,
Н В Альхнмовнч и др Келдышем и его со-
трудниками сформулированы оси задачи о
Ф , намечены пути их решения и получен
ряд важнейших результатов, к рые откры-
ли возможность предсказывать для каж-
дого конкретного ЛА, прн какой скорости
полёта ему грозит Ф Эти работы позволи
ли авиаконструкторам найти средства для
гашения Ф , в дальнейшем продолжалось ин
теиенвное развитие научных основ Ф Прак-
тич работы, анализ флаттерных хар-к но-
вых конструкций связаны, как правило, с
постановкой спец опытов и с решением но-
вых теоретич задач, позволяющих гаранти-
ровать безопасность от Ф каждого нового
ЛА Необходимость гарантировать безопас-
ность ЛА от Ф обусловливает особые требо-
вания к проектируемой конструкции, к-рые
ие совпадают, а иногда преобладают над тре
бованиями статической прочности, а в ряде
случаев могут вызвать и изменение компо-
новки самолёта Одно нз осн условий тара и
тиров безопасности от Ф —- весовая балансн
ровка элеронов и рулей
Ф характеризуется крнтич скоростью, Ви
дом колебаний, частотой Для конкретного
самолёта существует вполне опред для дан-
ной высоты полёта скорость полёта К=К„р,
при К<Ккр колебания затухают, а при V>Vl(p
колебания нарастают Критич скорость Ф —
Ккр—«внутренняя» хар-ка, присущая кон-
кретному ЛА данной .конструкции (подобно
собств частоте, массе и пр ) Значение |/
ЛА с заданными обводами определяется мае
совыми и жёсткостными хар-ками конструк
ции При этом влияние виутр трения кои
струкцни в большинстве случаев пренебре
жимо мало Колебания конструкции прн Ф
происходят по меньшей мере с двумя сте
пенями свободы, что возможно, если кон-
струкция способна колебаться по двум (или
более) разл формам Частота Ф близка к
частотам первых тонов собств колебаний
конструкции Колебания могут происходить
иа любых, вт ч и иа малых, углах атаки
и прн безотрывном обтекании несущей по-
верхности Эти особенности Ф определяют
способы его предотвращения на самолёте
Средн них главное место занимают те спо
собы, к рые так изменяют «внутренние»
свойства конструкции, что нарушается или
ослабляется связь между степенями свободы,
т е совместность колебаний по разл фор-
мам (примером может служить весовая ба
ланенровка)
Осн критерий безопасности от Ф—соот
ношение между критич скоростью Ф Кнр и
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

631
макс, (предельной) скоростью полёта Упрт1,
к-рую может достигнуть самолёт. Укр должна
превышать VnpiJ в нек-рое число k раз; k —
коэф, запаса, задаваемый Нормами прочно-
сти. Это условие должно выполняться не
только в исходном варианте конструкции, но
и при нек-ром изменении её параметров. Поэ-
тому наряду с запасом по скорости конст-
рукция должна иметь запасы по значению
параметров. Значение Укр зависит от целого
ряда конструктивных параметров самолё-
та: жёсткости, относительной толщины про-
филя, размещения масс, положения н спо-
соба крепления двигателей, степени весовой
балансировки органов управления и др. Эта
зависимость не монотонна, и изменение к.-л.
параметра в одну и ту же сторону может
в одних случаях приводить к увеличению
VKp, а в других — к снижению. В ряде случаев
даже малое изменение конструктивного па-
раметра влечёт за собой весьма сильное из-
менение Укр.
При анализе безопасности от Ф. целесо-
образно условно разделять все виды Ф.,
к-рым может быть подвержен самолёт, на
две осн. группы: безрулевой Ф. и рулевой
Ф., или Ф. органов управления. К первой
группе относится Ф. тех вндов, при к-рых
можно пренебречь относительными переме-
щениями органов управления, т. е. считать,
что руль (или элерон) является как бы жёст-
кой, неотклоняемой частью осн. несущей по-
верхности (крыла, стабилизатора, киля). Ко
второй группе относится Ф. тех видов, в
к-рых гл. роль играют колебания органов уп-
равления (элеронов, элевонов, руля, тримме-
ра и др.). Внутри каждой группы Ф. сущест-
вует большое число разл. форм Ф., отлича-
ющихся как характером упругих деформа-
ций и перемещений конструкции, так и значе-
ниями Укр и частоты колебаний рф |. Во мно-
гих случаях название Ф. показывает, какие
именно упругие деформации и перемещения
конструкции (её степени свободы) являются
в данном случае определяющими: напр., раз-
личают нзгибно-крутнльный Ф. крыла (крыло
при вибрациях изгибается и закручивается),
нзгибно-элеронный Ф. (крыло изгибается и
отклоняется элерон), крутильно-элеронный
Ф. (крыло закручивается и отклоняется эле-
рон), нзгибно-элеронно-триммерный Ф.
(крыло изгибается, отклоняются элерон и
триммер).
Изменением конструктивных параметров
самолёта Укр всегда может быть увеличена.
Напр., для нзгибно-крутильного Ф. крыла к
увеличению Ркр_ приводят: одноврем. уве-
личение всех жесткостей конструкции; уве-
личение жёсткости кручения крыла, при-
водящее к повышению частоты его крутиль-
ных колебаний; перемещение вперёд линии
центров масс сечений крыла; уменьшение
разноса масс по хорде (в особенности к
концу крыла); увеличение сужения крыла;
рациональные размещения больших сосредо-
точ. грузов на крыле (двигатель, баки, шас-
си и Др.); увеличение жёсткости заделки кор-
невого сечения. Для элеронного Ф. крыла к
увеличению VKp приводят: весовая баланси-
ровка элерона; одноврем. увеличение всех
жёсткостей конструкции; увеличение жёст-
кости силовых приводов и проводки управ-
ления (при к-ром, однако, не происходит
сближения частот собств. колебаний крыла и
элерона на проводке); присоединение к эле-
рону гидравлич. или инерц. демпферов;
весовая балансировка триммера (если эле-
рон имеет триммер) и увеличение жёсткости
его проводки. Для «местного», т. и. панель-
ного, Ф. обшивки к увеличению Укр приводят:
увеличение толщины обшивки; уменьше-
ние линейных размеров «клетки», образуе-
мой продольно-поперечными элементами на-
бора (крыла, корпуса, головки ракеты
и др-)-
Для Ф. лопасти несущего винта вертолёта
к увеличению Укр (понимается крнтич. число
оборотов несущего винта) приводят: умень-
шение «поперечной центровки» лопасти, т. е.
перемещение вперёд линии центров масс
поперечных сечений лопасти; использование
профилей с возможно более задним положе-
нием аэродинамич. фокусов; уменьшение пе-
редаточного числа регулятора взмаха; уве-
личение жёсткости защемления лопасти в
комле на кручение.
Для Ф. каждой формы можно указать
два — три конструктивных параметра, изме-
нение к-рых особенно сильно изменяет зна-
чение Укр. Эти характерные («определяю-
щие») параметры различны для разл. форм
Ф. После задания линейных размеров само-
лёта к числу таких параметров будут от-
носиться, напр., жёсткость крыла на круче-
ние или местоположение двигателя на крыле,
расстояние от центра тяжести органа уп-
равления до его оси вращения (степень ве-
совой балансировки).
Существуют 2 осн. типа зависимости Укр
от определяющего параметра. Один из них
типичен для безрулевого Ф. (рис. I, а, б),
а другой — для рулевого Ф. (рис. I, а). В тех
Рис. 1. Зависимость V от определяющего параметра: а и б — для безрулевого флаттера, в — для
рулевого флаттера.
И
параметра
Рис. 2. Графическое пред-
ставление к и V а коор-
динатах ff^-V (высота —
скорость).
Рис. 3. Зона флаттера в коор-
динатах Укр — р, (критиче-
ская скорость — коиструк
тивный параметр).
случаях, когда имеет место зависимость пер-
вого типа, должны быть выдержаны такие
значения определяющих параметров, при
к-рых Укр в достаточной степени превышает
Упрм т. е. должен быть выдержан запас по
значению скорости полёта. В тех случаях,
когда имеет место зависимость второго типа,
должны быть выдержаны такие значения оп-
ределяющих параметров, при к-рых Ф. невоз-
можен при любой скорости полёта, т. е. дол-
жен быть выдержан запас по параметру.
Для каждого конкретного ЛА значение
Укр устанавливается при проектировании в
результате комплекса след, работ: определе-
ния масс и жёсткостей конструкции; опреде-
ления аэродинамич. воздействий на колеб-
лющееся крыло (стабилизатор, киль и др.);
расчёта на Ф.; испытаний на Ф. в аэродн-
намич. трубах динамически подобных флат-
терных моделей, частотных испытаний нату-
ры н модели; лётных испытаний на Ф.
Оси. задача модельных испытаний и расчё-
та на Ф,— определить У (рис. 2) и убедить-
ся в том, что для всех высот кривая наимень-
ших V данного ЛА лежит (с известным
запасом*) правее заданной техн, требования-
ми кривой Упред (или, что вообще Уир не
существует, является мнимой величиной).
Определяя Укр при разл. значениях кон-
структивных параметров, устанавливают
границу устойчивости в координатах (У, ц(),
где pj — нек-рый конструктивный параметр
(рис. 3). В результате испытаний и расчётов
на Ф. определяют запасы по скорости полёта
н запасы по параметрам. Другая основная
задача испытаний и расчётов на Ф.— подбор
весовой балансировки.
Как всякое автоколебание, Ф. может иметь
предельный цикл. Однако достижение без-
опасности от Ф- должно исключать возмож-
ность самого появления Ф. в полёте, поэто-
му определение предельных циклов обычно
не входит в задачу испытаний и расчётов
на Ф.
Лит. см. при ст. Аэроупругость. Л. С Попов.
ФЛЙССКИЯ Михаил Романович (1904 —
66) — сов. конструктор авиац. двигателей.
Окончил Моск, механнч- ин-т им. М. В. Ломо-
носова (1930). С 1930 на Моск, авиамоторном
з-де им. М. В. Фрунзе, в 1944—53 и 1962—
66 гл. конструктор этого перебазированного
в Куйбышев з-да. Участвовал совм. с А. А-
Мику ли ним в создании двигателей ААР34,
AM-38, АМ-38Ф, AM-42. В 1953—62 в ОКБ
Н. Д. Кузнецова. Создал модифи циров. дви-
гатель ДК-12МА. Гос. пр. СССР (1942, 1946).
Награждён 4 орденами Ленина, орденом
Трудового Красного Знамени, медалями.
♦ЛОРОВ Илья Флорентьевнч (1908—83) —
сов. авиаконструктор, д-р техн, наук (1970).
После окончания Новочеркасского авнац.
ни-та (1931) работал инж.-конструктором,
зам. нам., нач. ОКБ. Участвовал в создании
ряда модификаций истребителя И-16. Совм.
с А. А. Боровковым спроектировал первый
сов. двухместный уч.-тренировочный истре-
битель УТИ-1, затем УТИ-2, -3 и -4, впослед-
ствии манёвренный истребитель-биплан
И-207. С 1941 в ОКБ В. Ф. Болховитинова
(нач. отдела, зам. гл. конструктора), где
принимал участие в создании первого сов.
реактивного истребителя. С 1944 нач. само-
лётного сектора НИИ, где под его рук. спро-
ектирован и построен эксперим. самолёт с
ЖРД. С 1948 в ЦИАМ, где разработал тео-
ретич. основы методов оценки эффективности
применения двигателей на ЛА разл. назна-
чения. Награждён орденом Октябрьской Ре-
волюции, 2 орденами Трудового Красного
Знамени, медалями.
ФЛЮГИРОВАИИЕ ВИНТА — поворот (во
время полёта самолёта) лопастей воздуш-
ного винта изменяемого шага а такое поло-
жение, при к-ром предотвращается авторота-
631 ФЛИССКИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ция винта, а вклад винта в лобовое сопро-
тивление самолёта становится минимальным.
Требуемый эффект достигается прн угле уста-
новки лопастей (относительно плоскости
вращения) ок. 85°. Ф. в. применяется прн
вынужденной остановке двигателя в по-
лёте.
ФОККЕ (Focke) Генрих (1890—1979) —
нем конструктор н учёный в области вер-
толёте- н самолётостроения. Конструиро-
ванием самолётов начал заниматься с 1908.
В 1919—20 совместно с Г. Вульфом построил
моноплан с двигателем «Аргус» мощи. ок.
36 кВт. В 1920 окончил технол. ин-т в Бре-
мене. В 1924 вместе с Г. Вульфом организо-
вал в Бремене самолётостроит. фирму «Фок-
ке-Вульф», где строились лёгкомоторные са-
молёты. С 1930 занимался винтокрылыми ЛА.
В 1932 наладил лицензионное пронз-во авто-
жиров. В 1936 построил вертолёт Fw 61
с хар-ками, приемлемыми для практич. при-
менения. Организовал предприятие «Фокке-
Ахгелис» (Focke-Achgelis) в Дельменхорсте,
на к-ром построил в 1940 трансп. вертолёт
FA 223. Занимался разработкой вертолётов
во Франции (1945—47), Великобритании
(1948), Нидерландах (1951—52), Бразилии
(1954) н ФРГ (1954—56). Им разработана
одновинтовая схема с двумя рулевыми вин-
тами с наклонёнными осями. Всего под рук.
Ф. построено 47 ЛА. Автор многочисл. работ
по аэродинамике, конструкции и прочности
вертолётов.
«ФОККЕ-ВУЛЬФ» (Focke-Wulf Flugzeug-
ban GmbH) —самолётостроит. фирма Гер-
мании. Осн. в Бремене в 1924 прн участии
авиаконструктора Г. Фокке и бывшего воен,
лётчика Г. Вульфа (G. Wull, 1895—1927).
В 1931 в состав «Ф.-В» вошла фирма «Аль-
батрос». В 1963 в результате объединения
«Ф.-В.» и «Везер-флюгцойгбау» (Weser-
Flugzeugbau GmbH) образована фирма
еферайпигте флюгтехнише верке». На
«Ф.-В.» под рук. Фокке было создано ок.
35 типов самолётов. Наиболее известны лёг-
кие трансп. самолёты F 19 «Энте» схемы «ут-
ка», А17, А21, А29 н А38. На построенном
в 1936 эксперим. вертолёте Fw 61 (рис. в
табл. XV) был установлен ряд рекордов. В
1932 техн. рук. фирмы стал К. Танк (К.
Tank. 1898—1983), к-рый разработал ряд са-
молётов, широко применявшихся во 2-й ми-
ровой войне: учебные Fw 44, Fw 55, Fw 56,
Fw 58, разведчик Fw 189 (1938, см. рнс. в
табл. XXI). истребители Fw 190 (1939, вы-
пущено ок. 20 тыс., см. рнс. в табл. XXI1),
Та 152, Та 154, бомбардировщики Fw 191,
Fw 200С. С 1956 фирма выпускала по лнцен-
А. И Филин
М. Р. Флнсскнй
зни лёгкие самолёты. Оси. данные нек-рых
самолётов фирмы приведены в табл.
ФОККЕР (Fokker) Антони Герман Герард
(1890—1939) —индерл. лётчик, авиаконст-
руктор н промышленник. Учился в ср. шко-
ле в Харлеме (Нидерланды); после службы
в армии поступил в 19Ю в автошколу в Гер-
мании, где строил свои первые самолёты и
получил свидетельство пилота (1911). В
1912 основал авиац. фирму (в Йоханннстале
близ Берлина), к-рую в 1913 перевёл в Шве-
рин, где открыл также лётную школу. Проек-
тировал и выпускал широко применявшиеся
Германией в 1-ю мировую войну истребители,
в т. ч. монопланы Е.1 и Е.111, бипланы D.V11
и D.V111, триплан Dr.l, разведыват. и уч.
самолёты. Впервые (1915) применил синхро-
низатор для стрельбы через диск возд. вин-
та. В 1919 перевёл фирму в Амстердам (см.
еФоккер»}, где строились пасс, и воен, само-
лёты. Ряд моделей Ф. выпускался по лицен-
зиям в др. странах. К наиболее известным
самолётам Ф. относится F.V11, на трёхмотор-
ном варианте к-рого совершён ряд рекорд-
ных полётов, а в 1926 амер, лётчики р. Бэрд
и Ф. Бениетт достигли Сев. полюса. В 20-е
гг. пяти-, семиместные самолёты F.I11 обслу-
живали авиалинии, связывающие Москву с
Берлином, Кёнигсбергом и Минеральными
Водами. В 1922 Ф переселился в США, где
также развернул авнац. произ-во, позже при-
нял амер, гражданство. В кон. 20-х гг. пасс,
самолёты Ф. пользовались в США большим
успехом, но в 1931 нх выпуск там был пре-
кращён. На европ. линиях самолёты Ф. доми-
нировали до иач 30-х гг., однако его новые
пасс, самолёты оказались неконкурентоспо-
собными, и Ф. выпускал в Нидерландах гл.
обр. воен самолёты. Всего на фирмах Ф.
разработано ок. 200 типов самолётов. Порт-
рет см. иа стр. 635.
И. Ф, Флоров.	Г Фокке.
«ФОККЕР» (Fokker)— сокращённое назв.
самолётостроит. фирм, осн. А. Г. Г. Фоккером
в Германии, Нидерландах и США. В 1-ю
мировую войну на фирме Fokker Flugzeug-
werke, осн. в 1913 в Германии, большими
сериями выпускались истребители, в т. ч.
монопланы Е.1 н Е.111 (рнс. в табл. VII),
бипланы D.VII (рис. в табл. IX) и D.V111,
триплан Dr.l (рнс. в табл. VIII), а также
разведывательные и уч. самолёты (всего по-
строено 3350 экз.). В 1919 оборудование этой
фирмы было вывезено в Нидерланды, где
новая фирма (NV Koninklijke Nederlandse
Vliegtuigfabriek Fokker) развернула про-
нз-во воен, и гражд. самолётов. В 1969 в ре-
зультате слияния с еФерайнигте флюгтехни-
ше верке» стала нидерл. филиалом Fokker-
VFW транснационального объединения, в
1980 вышла нз него, восстановив прежнее
название. К наиболее известным самолётам
20—30-х гг. относятся истребители D.X1
(первый полёт в 1923), D.X11 н XIII (1924),
D.XXI (1936), G.1A (1937), D.XX111 (1939),
многоцелевой самолёт C.V (1924), гидроса-
молёты-торпедоносцы T.1V (1927) и T.V111
(1938). Широкое распространение получили
пасс, самолёты F.V11 с одним ПД (1924)
н F.V11-Зт с тремя ПД (1925, см. рнс. в табл.
XIV). Основанная в США фирма «Ф.» (Fok-
ker Aircralt Corporation of America) в кон.
20-х гг. была одним нз крупнейших авиа-
предприятии мира и осн. поставщиком авиа-
компаний США, но в 1930 была поглощена
концернов «Джеиерал моторе» (General Mo-
tors). После 2-й мировой войны нидерл. фир-
ма «Ф.» участвовала в произ-ве истребите-
лей фирм Великобритании и США, выпуска-
ла тренировочные самолёты собств. конст-
рукции, в т. ч. реактивный S-14. Широко из-
вестны пасс, самолёты F.27 «Френдшип» с
ТВД (1955, см. рис. в табл. XXXII) н реактив-
Табл. — Военные самолёты фирмы «Фокке-Вульф*
Основные данные	Разведчик	Истребители		Бомбарднровщнк- разведчнк	Истребитель- бомбардировщик
	Fw 189 А-1	Fw 190 А-8	Та 154 А-1	Fw 200 С 3	Та 152 C-i
Первый полёт, год .	. .	1938	1944	1944	1941	1944
Число и тип двигателей .	2 ПД	1 ПД	2 ПД	4 ПД	1 ПД
Мощность двигателя. кВт  	342	1270	1100	700	1710
Длина самолёта, м	11.9	8,84	12,6	23,85	10.36
Высота самолёта, м	3.1	3,96	3,67	6,3	’—
Размах крыла, м	18.4	10,5	16	33	11
Площадь крыла, м2	38	18,3	32,4	118,4	19,6
Взлётная масса максимальная, т	3,95	4,9	8,845	22,7	5,52
Масса пустого самолёта, т	2,69	3,17	—	14,18	—-
Боевая нагрузка, т	. .	0,2	—	—	1.5	—
Максимальная дальность полёта, км	670	1520	1370	4440 !	— 
Максимальная скорость полёта, км/ч 	...	344	657	632	384	747
Потолок, м	....	7000	10300	10920	8500	10860
Экипаж, чел	....	3	1	2	7	1
Вооружение, пушки	. . .			4X20 мм	2x20 мм,	2X20 мм	4X20 мм.
пулемёты	4Х 7,9 мм	2Х 13 мм	4x30 мм	4X7,9 мм	1 X30 мм
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

633
Рис. 1. Пассажирский самолёт F 28 «Феллоушип»
ный F28 «Феллоушип» (1967, см. рис. I);
их произ-во завершено в 1986—87 выпус-
ком соответственно 786 н 241 самолётов. Ве-
дётся серийное произ-во пасс,. самолётов
Фоккер 50 (1985, см. рис. 2) и Фоккер 100
(1986, см. рис. 3). К ДР программам 80-х гг-
относятся сборка истребителей F-16 фирмы
«Джене рал дайнемикс», участие в произ-ве
пасс, самолётов «Эрбас индастри» АЗОО,
АЗ 10 и др. Всего фирмой разработано св. 125
моделей воен, и гражд. самолётов. Осн. дан-
ные нек-рых самолётов фирмы приведены в
табл.	Ю Я Шилов.
Табл. — Пассажирские самолёты фирмы « Ф о к ке р »
Основные данные	F 27 Мк 500	F 28 Мк 4000	Фоккер 50	Фоккер 100
Первый полёт, год	1967	1976	1985	1986
Число и тип двигателей	2 ТВД	2 ТРДД	2 ТВД	2 ТРДД
Мощность да пса тел я, кВт	1600	-	1610	—
Тяга двигателя, кН	.	. .	—	44	—	61,6
Длина самолета, м	25.06	29,61	25,25	35.53
Высота самолета, м	8.71	8,47	8.32	8,5
Размах крыла, м .	29	25,07	29	28,08
Площадь крыла, м2 , .	70	79	70	94.3
Взлетная масса, т .	20,82	31,52	20,82	43,1
Д^асса снаряжённого самолёта, т .	12,7	17,65	12,63	24.38
Д^аксимальное число пассажиров . Максимальная коммерческая иагруз-	60	85	58	107
на, т Дальность полёта с максимальным чи	5,9	10.58	5,67	12,39
слом пассажиров, км	1740	1741	—3000	2161
Крейсерская скорость полёта, км/ч	480	678	532	746—845
Экипаж, чел	2	2	2	2
ФОКУС АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ- точка
приложения приращения подъёмной силы
ДУ при изменении угла атаки а. В Ф. а.
(XF на рис.) коэф, продольного момента т:
не зависит от угла атаки или коэф, подъём-
ной силы с„ (см. Аэродинамические коэффи-
циенты)- Понятие Ф. а. применимо к про-
Положеиня аэродинамического фокуса и центра
давления некоторого профиля при двух значениях
угла атаки
Рнс. 2. Пассажирский самолёт Фоккер 50.
Рис. 3. Пассажирский самолёт Фоккер 100
фнлю. крылу, самолёту, Положение Ф, а. оп-
ределяется в долях САХ. При Маха числе
полёта Ми<1 фокус профиля расположен
примерно на 25% САХ, при Мю>1 пример-
но иа 50% САХ На положение Ф, а. ЛА
влияют хар-ки крыла, горизонт, оперения,
фюзеляжа и др., а при больших приборных
скоростях и упругие свойства конструкции.
Наряду с Ф. а. по углу атаки используется
понятие второго фокуса по углу откло-
нения закрылков, элевонов. Понятие Ф. а.
оказывается особенно полезным при анализе
устойчивости ЛА в области линейного участ-
ка зависимости коэф, подъёмной силы от
угла атаки, т, к. положение Ф. а. на докрн-
тич. числах М зависит только от аэродн-
намич. схемы (на закритич. числах М зави-
сит и от числа М) и не меняется при из-
менении угла атаки в отличие от положения
центра давления Х&. к-рое меняется при изме-
нении угла атаки, Понятие Ф. а. крыла и
самолёта введено С. А. Чаплыгиным в 1922
«ФОЛЛЕНД» (Folland Aircraft) —самолё-
тостронт. фирма Великобритании. Образо-
вана в 1935. указанное назв. с 1937. В i960
вошла в состав концерна «Хокер Сидли»
Выпускала самолёты для ВМС Великобри-
тании, после 1945 в осн. участвовала в
программах др, авнац. фирм В 1955 соз-
дала лёгкий реактивный истребитель и
уч.-тренировочный самолёт «Нэт» (выпус-
кался серийно в Великобритании и по лицен-
зии в Индии).
ФОМИН Александр Александрович (1907—
41)—сов. воздухоплаватель. Окончил воз-
духоплават. школу ГВФ -(1935) и работал
пилотом-инструктором свободных аэроста-
тов, нач. испытат. отдела Центральной аэро-
логии. обсерватории Гидрометеослужбы
СССР, В 1935—38 совершал полёты иа сво-
бодных аэростатах с планёрами, сбрасывав-
шимися с выс. 2200 и 5100 м. По заданию
АН СССР в 1938—40 летал на субстрато-
статах иа выс. 9—11 км для изучения кос-
мич. лучей. Совместно с А. Ф. Крикуном
проводил полёты для отработки методики
прыжков с парашютом из открытой гондолы
аэростата, летящего на выс. от 140 до 8000
м. Ком. стратостата-парашюта ВР-60 «Ком-
сомол», поднявшегося 12 окт. 1939 на выс.
16 800 м. С нач. Вел. Отечеств, войны ком.
отряда аэростатов наблюдения, использо-
вавшихся для корректировки арт. стрельбы.
Погиб в бою.
ФОМИН Николай Васильевич (1869—
1942) —сов. конструктор свободных и при-
вязных аэростатов и первого сов дирижабля,
проф. воздухоплавания (1938), канд, техи.
наук (1938). В 1893—98 учился в ун-тах
США. Вернувшись в Россию, окончил Петерб
электротехн. ин-т (1905), офицерскую воз-
духоплават. школу в Петербурге н спец, кур-
сы Воен.-инж, академии (1908) Разработал
систему радиотелеграфа для дирижаблей и
самолётов. Ф.— один из организаторов Крас-
ного возд флота, Нач. Воздухоплават. от-
дела науч.-техн, комитета Гл. управления
Воен -возд. флота. В 1920—33 руководил
стр-вом и испытаниями свободных и привяз-
ных аэростатов, надувных понтонов и пнев-
мокаркасиых сооружений для армии. В
1924—25 разработал конструкцию первого
сов. дирижабля «Московский химик-резнн-
щик», руководил его постройкой и испытания-
ми. В 1930 руководил стр-вом дирижабля
«Комсомольская правда». Преподавал на
курсах высш, пилотажа Кр. Армии, в МВТУ
и Воен.-возд академии РККА нм. проф,
Н. Е. Жуковского. Портрет см. на стр. 636.
ФОНАРЬ КАБИНЫ ЭКИПАЖА — остеклён-
ная выступающая или вписанная в контур
осн. обвода часть фюзеляжа, предназначен-
ная для обзора при пилотировании ЛА. Фор-
ма н остекление Ф. к. э. должны обеспе-
чивать мнннм. лобовое сопротивление и за-
данные предельные углы обзора в полёте, иа
взлёте и посадке. В зависимости от высот-
ности ЛА различают герметичные и негер-
метичные Ф. к. э.
Ф, к. э. лёгких ЛА с размещением эки-
пажа в один ряд (тандем) часто использу-
ется для входа и аварийного покидания
(рис. 1); состоит нз передней неподвижной
части (с осн рабочим остеклением), средней
(в виде сдвижной, откидываемой вверх или
открываемой в сторону части с механич. уп-
равлением) и иногда задней неподвижной
части. Ф. к э. средних н тяжёлых боевых.
Рис. I. Фонарь кабины летчика на истребителе
I — передняя часть, 2 — боковое стекло, 3 -
передний замок. 4 - ручка замка фонаря, о —
задняя часть. 6 - сдвижная часть. 7 — переднее
стекло
634 ФОКУС
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс 2 Фонарь кабины экипажа пассажирского
самолета 1 — лобовые стекла 2 — боковые стек
та 3 — рамки каркаса фонаря
Рнс 3 Отклоняющийся носовой обтекатель само
лета <Конкорд* (М — число Маха)
траисл и пасс ЛА выполняется в виде обь
емной остекленной конструкции, обеспечи
ваюшей обзор для членов экипажа (рнс 2)
Оси рабочее остекление —два — четыре пе
редннх стекла, остальное остекление — вспо
могательное (обеспечивает обзор в преде
лах заданных углов для данного ЛА) На
нек рых высокоскоростных самолетах«уста
иавливается отклоняющийся носовой обте
катель (рнс 3)
Ф к э состоит нз объемного стержне
вого или рамного каркаса с закреплённым
в нём остеклением Каркас изготавливается
из высокопрочных сварных стальных труб и
профилей, штампованных рамок нз алюм
и магниевых сплавов Передние рабочие
стекла Ф к э выполняются в виде блоков из
высокопрочного н высокопрозрачного (нног
да теплостойкого) многослойного, как пра
вило, плоского, силикатного стекла Для пре
дотвращеиия обледенения в полёте передние
стекла снабжаются противообледенитель
ной системой а иногда fi меха ни ч щетками
стеклоочистителями Чтобы стекла не за поте
вали изнутри, предусмотрен обдув их теплым
воздухом через спец насадки Боковое верх
и ниж вспомогат остекление обычно имеет
форму внеш обвода ЛА и выполняется в
виде двойных стеклоблоков из органич стек
ла Для исключения запотевания стеклобло
ков, имеющих единое резиновое обрамление,
устанавливается осушит система для возду
ха поступающего в межстекольное прост
ранство Ф к э средних и тяжёлых ЛА име
Ют, как правило, на обоих бортах сдвижные
форточки для связи с наземной службой при
движении ЛА по земле, одновременно они
служат и аварийными выходами при сроч
ной эвакуации экипажа	В /( Рахилин
ФОРКИЛЬ- см в ст Гребень аэродинами-
ческий
ФОРСАЖНАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ (от
франц forcage — принуждение, форснрова
нне) — устройство для сжигания топлива в
отработавших в турбине газах с целью повы
шения тяги ТРД за счет повышения тем
пературы газов перед реактивным соплом и
соответствующего увелнчеиня скорости исте
чения реактивной струи Наибольшее уве
лнчение тяги ТРДФ соответствует полному
использованию кислорода, содержащегося в
газах за турбиной Ф к с располагается
между турбиной 1 (см рис ) и реактивным
соплом 6 и состоит из диффузора 2 для
торможения потока газа до скорости, поз
виляющей организовать устойчивое горение
топлива, коллекторов 3 форсунок, распыли
вающих топливо, кольцевых и радиальных
стабилизаторов 4 пламени (уголковых про
филей), перфорнров теплозащитного экра
на 5, предохраняющего корпус Ф к с Экран
5 используется также как акустнч поглоти
тель волновой энергии ВЧ колебаний дав
леиня, иногда возникающих при горении Во
спламененне топлива производится эле кт
рич свечой, факелом от спец пусковой каме
ры или факелом (через турбину) от осн каме-
Форсажнан камера ТРДФ I — турбина двигатетя
2 — диффузор 3 — коллекторы форсунок 4 — ста
бнтизатор пламени 5 — теплозащитный экран
6 соп по
ры сгорания В ТРДДФ в процесс горения во
влекается также воздух наруж контура В
общей иа оба контура Ф к с на входе
часто устанавливают смеситель Вариантом
является Ф к с только в наруж контуре
ТРДДФ Первые Ф к с появились в на
чале 50 х гг н вскоре стали почти обязат
элементом двигателей для самолетов со
сверхзвук скоростью полёта В совр Ф к с
обеспечивается практически полное нсполь
зование свободного кислорода и теплоты его
ранни топлива, что позволяет увеличивать
тягу ТРД на 50%, а ТРДД — на 65-75%
А А Гар&атка
ФОРСИРОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ (от франц
forcer — усиливать) — вывод двигателя на
такой режим, при к ром его тяга превышает
макс тягу, установленную для двигателя
данного образца Наибольшее распростране
ние получили след 3 способа форсирования
авиац ГТД
I Ф д путем подачи дополнит кол ва топ
лива в камеру сгорания, в результате чего
увеличиваются частота вращения роторов,
темп ра газа перед турбиной, степень повы
шения давления и расход воздуха с соответ
ствующим возрастанием тяги Поскольку на
таком режиме механнч и тепловые нагрузки
на нек рые узлы и детали двигателя пре
вытают их макс нормиров значения, ре
жим получил назв чрезвычайного Двигате
ли старой конструкции, не имевшие запаса по
темп ре и частоте вращения, после работы
на чрезвычайном режиме, как правило под
лежали капнт ремонту (с заменой ряда де
талей новыми) Совр двигатели рассчитаны
на режимы работы превышающие макси
мальные эксплуатационные и для них если
это не оговаривается специально ремонт
А Г Г Фоккер	А А Фомин
после работы на чрезвычайном режиме не
обязателен
2 Ф д впрыском жидкости (как правило,
воды) на входе в компрессор или в камеру
сгорания В данном случае рост тяги двига
теля обеспечивается увеличением массы ра
бочего тела, а при впрыске на входе в ком-
прессор — и снижением потребной мощности
компрессора из за уменьшения темп ры воз
духа на его входе Этот способ Ф д су
щественно уступает предыдущему по эко
номичиостн его применение ограничивает
ся некоторыми ТРД и ТРДД ранних поко
леннй
3 Ф д подачей топлива в спец форсаж
ную камеру сгорания расположенную перед
реактивным соплом Такое Ф д применяется
практически на всех самолетах, имеющих
сверхзвук скорость полёта Форсажная ка
мера сгорания неск утяжеляет и заметно уд
линяет двигатель В нек рых случаях она оп
ределяет миделевое сечение В то же вре
мя на старте этот способ позволяет увели
чивать тягу двигателя иа 40—60% чего мель
зя достигнуть др способами С увеличением
скорости полета относит приращение тяги
возрастает Экономичность при макс Ф д
таким способом ухудшается в 2 раза и более,
но с ростом скорости полета это ухудше
ние становится меньше, и на скоростях, соот
ветствующих 2,5—3 скоростям звука, фор
сажиый двигатель становится даже более
экономичным чем бесфорсажный Первые
два способа Ф д применяются кратковре
менно, а на самолётах пасс и трансп авиа-
ции— в экстремальных случаях (напр ,
-взлет с короткой ВПП, отказ одного нз двига
телей, неблагоприятное сочетание атм усло-
вий — высокая темп ра и пониж атм дав
леине)	с Д Решедько
ФОРСУНКА ТОПЛИВНАЯ (от англ force-
нагнетать, усиливать) — устройство для рас
пыливания жидкого топлива, подаваемого в
камеру сгорания двигателя Характеризует
ся коэф расхода, углом топливного факела,
качеством распиливания н распределения
топлива в факеле Различают 2 оси типа
Ф т механнч и пневматические В механнч
Ф т для дробления топлива используется
его кннетнч энергия, в пневматических —
кннетнч энергия возд потока В авнац ГТД
применяются гл обр механнч Ф т (центро-
бежные нлн струйные) при распиливании
топлива к рыми существ роль играет также
обтекание Ф т газом В центробежных Ф т
топливо закручивается и вытекает из сопла
Ф т, образуя полый факел В струйных
Ф т незакрученный поток топлива истекает
через цилнндрич или профнлнров сопло Ши-
рокое применение нашли регулируемые цент
робежные Ф т двухсопловые, двухступен
чатые и др В них можно увеличивать пло
щадь сопла нлн коэф расхода по мере воз-
растания давления топлива Так в двухсоп-
ловой Ф т (см рис ) при запуске двигателя
топливо подается только через внутр сопло
при увеличении давления топлива включает
ся наруж сопло Т о достигается шнро
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво

635
Регулируемая двухсолловая топливная форсунка
I — наружное сото, 2 внутреннее сото 3 —
корпус форсунки, 4 накидная гайка 5 — канал
противопатарпосо обдува 6 — завихритель внут
реннего сопла, 7 - завнхрптель наружного сопла
кий диапазон изменения расхода топлива
при требуемом качестве распиливания
Л А Л'лячко
Ф РАНКЛ Ь Феликс Исидорович (1905-
61) —сов ученый в области газодинамики,
др техн (1934) и физ матем (1936) наук,
чл -корр Академниарт наук (1947), чл Нац
комитета СССР по теоретич н прикладной
механике (с 1956) Родился в Австрии, в
СССР с 1929 Окончил Венский уи т (1927,
д р философии) работал в ЦАГИ (1931 -
44), Арт академии нм Ф Э Дзержинского
(1944—51), преподавал в ун тах Автор фун
дам исследований по около и трансзвук га-
зовой динамике, методов решения широкого
класса газодинамнч задач и т Д
ФРИДЛЯНДЕР Иосиф Наумович (р
1913) —сов металловед, акад АН СССР
(1984, чл корр 1976) Окончил МВТУ
(1937) С 1936 в ВИАМ Осн труды в об
ласти металловедения лёгких сплавов и
компознц материалов Под рук Ф разра
ботаны мн высокопрочные, жаропрочные,
криогенные сплавы для ЛА Ленинская пр
(1963), Гос пр СССР (1949) Награждён
орденом Октябрьской революции, 2 ордена-
ми Трудового Красного Знамени, 2 орденами
«Знак Почёта», медалями
Соч Алюминиевые сплавы Мета тловеденне
алюминия и его сплавов М 1971 (совм с др)
ФРИДМАН Александр Александрович
(1888—1925)—сов учёный, один из созда-
телей совр динамич метеорологии, проф
(1918),дрфнз матем наук (1922) Окончил
Петербургский ун-т (1910) С 1913 работал
в Павловской аэрологии обсерватории, с
1920— в Гл фнз обсерватории, преподавал
в вузах Петрограда Осн труды по гидро-
динамике, динамич метеорологии, теоретич
физике и пр В 1922 вывел общее ур ние
для определения вихря скорости, к-рое при-
обрело фундам значение в теории прогноза
погоды В |922—23 нашёл нестационарные
решения гравнтац ур-ния Эйнштейна, дока
зав возможность существования нестацио-
нарной (расширяющейся) Вселенной Этот
результат лёг в осн совр космологии В
1929 его теория подтвердилась открытием
явления разбегания галактик Совм с Л В
Келлером в 1924—25 указал систему хар к
Структуры турбулентного потока, построил
замкнутую систему ур-ний, связав пульсации
скорости и давления в двух точках потока
в разные моменты времени Эти работы зало
жили основы совр статистич теории тур
булентностн В 1925 с н и целями поднялся
на аэростате на выс 7,4 км Пр им Ле
нина (1931, посмертно)
«ФУДЗИ» (Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha,
Fhji Heavy industries L(d — FHI) —япон
пром концерн с авиастронт сектором См
в ст «Накадзима»
ФУНКЦИЯ ТОКА — скалярная ф-ция ф
пространств координат и времени /,сохрани
ющая неизменным своё значение на линии то-
ка, т е удовлетворяющая условию Vgrad^=
₽0, где V — вектор скорости В аэро- н гид
родинамике существование Ф т является
следствием неразрывности уравнения Для
плоскопараллельного течения в декартовой
системе координат х, у ф т связана с про-
екциями и, v вектора скорости на эти оси
и плотностью р соотношениями
Ур ние ф(х, у)=const определяет семейство
линий тока исследуемого течения, а раз
ность значений Ф т — расход жидкости или
газа между двумя линиями тока Для осе
симметричного течения в цилиндрич системе
координат х, г Ф т связана с компонента
ми их< и. вектора скорости соотношениями
<)Ф	дф	д г'
гс“х=-Г" Геыг= ——--------тг\ erdr
Of	ox	of J q
и её часто иаз Ф т Стокса Ур-ние
ф(х, r)=const определяет семейство пов стей
тока, полученных вращением линий тока
вокруг оси симметрии, а разность значений
Ф т характеризует расход жидкости или
газа между двумя рассматриваемыми
пов стямн тока Для трёхмерного течения
приходится вводить две ф ции тока
Ф т используются при изучении движе-
ния как идеальной жидкости, так и вязкой
жидкости, поэтому ур-ния и граничные ус
ловня, определяющие их поведение, зависят
от исследуемой задачи В общем случае для
определения Ф т служат количества дви-
жения уравнения, в к-рых компоненты векто-
ра скорости заменены их выражениями че
рез производные ф т В частном случае
плоскопараллельного безвихревого течения
идеальной жидкости ф т является реше
ннем ур-ния Лапласа Аф=0
Лит см при ст Аэродинамика {идродияамика
«ФЭРЧАЙЛД ИИДАСТРИС» (Fairchild In-
dustries |nc ) — itвиакосмич концерн США
В 1964 в результате слияния с фирмой «Хил-
лер» получил назв «Фэрчайлд-Хиллер»
Совр назв с 1972 Авиац произ-во с 1925 В
Тибл Самолеты концерна «Фэрчайлд пндастрис»
Осповпые данные	Военно транспортные		Штурмовик А 10	Пассажирский самолёт «Метро» 111
	С 82А	С II9G		
Первый полет год	1944	1952	1972	1980
Число п тип двигателей	2 ПД	2 ПД	2 ТРДД	2 ТВД
Мощность двигателя кВт	1570	2590			745
Тяга двигателя кН	—	—	40 3	—
Длина самолета м	23 51	26 4	16,26	18 09
Высота самолета м	8,05	8	4 47	5,08
Размах крыла м	32 48	33 3	17 53	17 37
Площадь крыла м2 Взлетиай масса т	130	134	47,01	28 71
нормальная	22,68	29	—	6 57
максимальная	24 52	33 8	22,68	7 26
Масса пустО|о самолета т Максимальная боевая (перевозимая)	14 2	18 15	11 3	4 1
нагрузка т	5 9	13	7,26	До 2о пассажиров
Максимальная скорость полёта, км/ч	380	475	680	515
Максимальная дальность полета км	6240	3700	4380	2130
Потолок м	6710	7300	—	8380
Экипаж чел	3- 4	3_5	1	2
Чисто десантников	41	67	—	20
Вооружение			1 пушка (30 мм) УР НАР	-
Н В Фомин
Ф И Франкль
И Н Фрпдляидер
А А Фридман
30 е гг осн продукцией были 3—5-местные
трансп самолёты и ПД Во время 2-й миро-
вой войны большими партиями выпускались
лёгкие воен -трансп и связные самолёты,
уч -тренировочные самолёты «Кориелл»
(первый полёт в 1938, на з-дах концерна
построено ок 5000), а также 6- и 12 цилинд-
ровые ПД возд. охлаждения В 1944 создан
воен трансп самолёт С-82, после войны ве-
лось произ во воен трансп самолётов С-119
«Флайннг бокскар» (1947, построен 1051,
см рис в табл XXX) и С-123 «Провайдер»
(1954, св 300) До нач 60-х гг выпускались
УР, позже было развёрнуто произ во борто-
вого электронного оборудования, специалн-
зиров ЭВМ и систем спутниковой связи Дви
гателестронт отделение закрыто в 1959 По
лицензии фирмы «Фоккер» строились пасс
самолёты F-27 н FH-227 После присоеди
нения в 1954 фирмы «Американ геликоптер»
(American Helicopter Со ) началась разра-
ботка вертолётов, в 1964— 74 выпускались
вертолёты конструкции «Хнллер» К прог-
636 ФРАНКЛЬ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими ‘руками?!
раммам создания боевых самолётов концерн
приступил после присоединения в 1965 фир-
мы «Рипаблик», ставшей отделением «Ф и »
с назв «Фэрчайлд- Рнпаблнк» В 1972 создан
штурмовик А-10 «Тандерболт» II (выпушено
713. см. рнс. в табл XXXVI) В 1982 на
основе филиала «Свеарингеи эркрафт»
(Swearingen Aircraft Corp ) образовано от-
деление для выпуска лёгких пасс самолё-
тов «Мерлин» и «Метро» Совместно с фир-
мой сСААБ-Скания» разработан пасс само-
лёт SF.340 (1983) для местных авиалиний.
Осн данные нек-рых самолётов концерна
приведены в табл	В В Беляев
«ФЭРЧ АЯЛД-РИПАБЛ И К» (Fairchild Re-
public Со ) — отделение авнакосмич. кон-
церна <: Фэрчайлд индастрис».
ФЮЗЕЛЯЖ (фр. fuselage.от fuseau — вере-
тено) — осн. агрегат ЛА, предназначенный
для размещения экипажа, пассажиров, гру
зов и оборудования, одновременно служа-
щий для крепления крыла, оперения, шасси,
силовой установки н т. п На нек-рых гид
росамолётах Ф. выполняется в виде лодки,
обеспечивающей посадку на воду.
С целью улучшения общих хар-к ЛА при
разработке конструкции Ф. стремятся обес-
печить миним. лобовое сопротивление и оп-
тим объёмную компоновку Схема Ф разра-
батывается в зэвнснмости от назначения ЛА
(см Аэродинамическая схема). В 1940 В. Н
Беляевым был построен зкспернм дальний
бомбардировщик ДБ-ЛК, внешне напоми-
нающий «летающее крыло», но имевший два
фюзеляжа—гондолы (рис. 1) В «чистой»
схеме «летающее крыло» Ф. вообще отсут-
ствует, а необходимые объёмы для размеще-
ния экипажа и полезной нагрузки выделяют-
ся внутри крыла, имеющего большую строит
высоту. Двухбалочный самолёт (рис. 2) име-
ет гондолу-Ф , обеспечивающую наиболее
эффективное размещение пилота и стрелка-
радиста либо наблюдателя на штурмовике
или разведчике. Наиболее распространённой
оказалась «классическая» схема самолёта
(рис. 3) с одним Ф. При этой компоновке в
носовой части Ф , как правило, размешаются
кабина экипажа, требующая незатенённого
конструкцией обзора, носовая опора шасси,
вооружение, радиолокац. оборудование или
агрегаты силовой установки (на лёгких са-
молётах) В ср. части по условиям цент-
ровки наиболее целесообразно размещение
крыла, гл опор шасси, двигателей, топлив-
ных баков, пасс, кабины илн грузовых от-
секов. В хвостовой части Ф. находятся узлы
крепления оперения, люки грузовых отсеков,
хвостовая опора шасси, средства защиты
(на воен самолётах) или средства связи. В
процессе эксплуатации на конструкцию Ф
действует совокупность нагрузок в разл со-
четаниях: нагрузки в узлах крепления осн
агрегатов (крыла, оперения, силовой уста-
новки н др ). вес конструкции, полезной на-
грузки н оборудования, аэродинамич силы,
действующие на пов-сть Ф , нагрузки от
внутр избыточного давления в гермокабине
Ф., вибрации и акустич нагрузки, нагрузки
от внеш подвесок грузов, антенны и т д Пре-
делы допустимых нагрузок, случаи натру
жеиня и коэф безопасности регламентиру-
ются Нормами прочности и др. нормативны-
ми документами
По типу применяемых конструкций Ф
можно разделить на ферменные и балочные
Ферменный Ф., распространённый в кон-
струкциях первых самолетов, применяется
редко и, как правило, только в лёгких спор-
тивных нли тренировочных самолётах (рнс
4) Осн элементы ферменного Ф : лонжеро-
ны, стойки, раскосы, расчалки н др Прн этом
в конструкцию ферменного Ф., как правило,
входят горизонт, и вертик фермы с соеди-
няющими нх элементами, обеспечивающими
общую жёсткость каркаса Ф Для улучше-
Рис. 1. Двухфюзеляжный самолёт
иия аэродинамич хар-к ферменная конст-
рукция обычно обтягивается полотняной или
фанерной обшивкой, а в отд местах закры-
вается съёмными обтекателями (гаргро-
тами).
Переходным типом конструкции между
ферменным и балочным является геодезич.
Ф. (рис 5) Он используется редко
Балочный Ф. наиболее распростра-
нён Получил название по аналогии с кон-
сольной одностеночной балкой Изгиб и
нормальные силы (сжатия, растяжения) в
Рис. 5. Фюзеляж геодезической конструкции
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

637
балочном Ф воспринимаются продольными
силовыми элементами (лонжеронами, стрин
герами), обшивкой или оребрёнными моно-
литными панелями Перерезывающая сила
воспринимается гл обр обшивкой Местные
сосредоточенные силы воспринимаю!ся усн
ленными и типовыми шпангоутами, обеспе-
чивающими сохранение общей формы Ф Ба
лочный Ф имеет несколько разновидностей
балочно-лонжеронную (рнс 6), в к-рой
оси продольные нагрузки воспринимаются
мощными лонжеронами (бимсами), балочно
стрингерную, или полумонокок, балочно об-
шивочную, нлн монокок Из приведённых раз
новндностей балочно-стрингерный Ф наибо
лее совершенен Эта разновидность конст
рукции позволяет получить любую форму
Ф и необходимую прочность при высокой ве-
совой отдаче благодаря возможности нзме
нить площади и расположение конструктив
ных элементов, входящих в состав Ф Лю
бая выбранная конструкция должна удов-
летворять общим конструктивно технол
требованиям обеспечивать звданную
статнч прочность, жесткость, ресурс и жи-
вучесть при миннм массе конструкции,
быть пригодной для осмотра и ремонта,
иметь простую конструкцию и техноло-
гию, обеспечивающие низкую стоимость
произ-ва
Ф самолёта обычно представляет собой
вытянутое по потоку веретенообразное тело с
плоскостью симметрии, совпадающей, как
правило, с плоскостью симметрии ЛА Его
осн геом параметрами являются удлинение,
относит площадь миделевого сечения
= S4„t/Ski, относительная площадь омы-
ааемой пов-сти S ,—•$<, ,/SKp, где S , —
площадь пов-сти Ф , SK[1—площадь крыла
Простейшим Ф является осесимметричное
тело вращения, в частности тело, имею
щее цилиндрнч ср часть и заострённые
или округлённые носовую и хвостовую
части
Ф самолётов 80-х гг имеют сложные про
странств формы из-за компоновочных и экс
плуатац требований В ряде компоновок Ф
объединяется с воздух оз в борн и кам и и со
плвми силовой установки, иногда носовая
часть Ф одновременно является воздухоза-
борником, а хвостовая часть совмещается с
соплами двигателей В т н интегральных
компоновках роль Ф может выполнять кор
невая часть крыла сложной формы в плане
с большими наплывами
Несущие свойства нзолнров Ф невелики
и качественно соответствуют несущим свой
ствам крыльев очень малого удлинения Ха-
рактерным является наличие у Ф линейно
возрастающего по углу атаки (скольжения)
продольного (путевого) момента (см Аэро-
динамические силы и моменты), обусловлен-
ного в основном действием пары сил и поэто
му практически ие зависящего от цент
ровкн
При заданном объёме Ф самолёта должен
обладать миннм сопротивлением аэродина-
мическим, он обычно имеет сужающуюся и
заострённую хвостовую часть, т к нали
чне донного среза приводит к появлению
значит донного сопротивления При сверх
звук скоростях полёта оси вклад в аэроди
намич сопротивление Ф вносит волновое со-
противление Для простейшего Ф с цилинд
рич ср частью волновое сопротивление оп
ределяется волновыми сопротивлениями его
носовой и хвостовой частей, значения к-рых
обратно пропорциональны квадратам их уд
линений При заданных значениях объёма и
длины миним волновым сопротивлением об
ладает тело Сирса — Хаака, представляющее
собой осесимметричное тело вращения с кои
туром (/?//?,nd0=[l— (2х//ф)Т/г. где R -
радиус Ф иа расстоянии х от его середины,
— макс радиус Ф (в середине), 1ф -
638 ХАИ
длина Ф , при этом объём Ф <?=Зл/ф5МИ1/16
Это тело является эталонным при построении
Ф с использованием площадей правила
При больших углах атаки поперечное от
рывное обтекание Ф приводит к образова
нию над его верх пов-стью пары вихрей,
к рые могут оказывать существ влияние иа
хар ки продольной н путевой устойчивостей
компоновки из за интерференции аэродина-
мической
При установке на Ф крыла и оперений
также возникают значит перераспределения
аэродинамич нагрузок В связи с этим обво
ды Ф часто модифицируют с учётом интерфе-
реиц эффектов Характерным примером яв
ляются поджатия Ф , выполняемые в соот
ветСтвни с около или сверхзвук правилом
площадей Большое внимание в практич
аэродинамике уделяется выбору оптим форм
зализов в области сопряжения Крыла и Ф
В ракетной технике вместо термина «Ф »
обычно используют термин «корпус»
Л £ Васильев, В К Рахилин
X
ХАИ - обозначение самолётов, созданных в
30-х гг в Харьковском авиац ич <е В серин
строились разработанные под рук И Г Не
мана пасс самолёт ХАИ-1 и самолет ХАИ 5
(разведчик Р-10, использовавшийся также
как пасс самолёт под обозначением ПС-5)
ХАИ 1 (1932, см рис в табл ХП) — низ
коплан цельнодеревяиной конструкции —
был первым в СССР самолетом с убираю-
щимся в полете шасси С двигателем М-22
мощностью 353 кВт мог развивать высокую
для своего времени скорость — до 324 км/ч
Пассажировместимость — 6 чел Построено
43 экз , эксплуатировались до нач Вел
Отечеств войны
ХАРАКТЕРИСТИК МЕТОД—метод теоре-
тнч исследования и расчёта стационарных
сверхзвук течений и нестационарных тече
ний идеального газа, к рые описываются
Эйлера уравнениями гиперболич типа и име-
ют действительные хар-кн С матем точки
зрения характернстич повети, или ха рак
тернстики,— пов сти, на к рых произволь-
ные нач условия не определяют однозначно-
го решения задачи Коши, с физ точки зрения
они являются границами распространения
малых возмущений в потоке В трехмерном
сверхзвук течении через каждую точку про
ходит однопараметрич семейство волновых
характернстич пов-стей, а их огибающая,
собранная из бихарактеристик (характе
рнстич коноид), в данной точке касается
Маха конуса На них выполняются характе
ристнч соотношения совместности, содержа
шне производные по двум касательным на-
правлениям Др тип характернстич
пов Стей — поверхности тока В двумерном
течении рассматриваются две волновые
хар-кн и линия тока (или траектория в иеста
ционарном течении), а соотношения сов мест
ности вдоль хар-к переходят в обыкновенные
диф ур ния
X м основан на замене исходной системы
ур ний эквивалентной системой характернс-
тнч соотношений (их иногда наз ур ннями в
каионич форме) Аналитич решения при
этом возможны лишь в простейших случаях
(волны Римаиа, Прандтля — Майера тече-
ние и т п ) Эффективным является числен
нын X м , где эти соотношения представля-
ются в конечноразностном виде на характе-
ристнч сетке, к рая заранее неизвестна и
строится вместе с продвижением решения
Алгоритм X м состоит из последовательного
расчёта ряда типовых узловых точек сетки
(внутри поля течения, иа ударной волне, на
стенке, на свободной пов сти и др ) В X м
решение можно также рассчитывать по слоям
(где постоянна одна координата) и комбнни
ровать подходы X м и метода сеток
Достоинства численного X м — упроще-
ние исходных ур-ннй на характернстич
пов стях, точный учёт границ области зависи
мости решения от заданных нач и граничных
условий Однако X м ие универсален, а узлы
характернстич сетки располагаются нерегу
лярно X м целесообразно применять при
расчёте сверхзвук или нестационарных те-
чений, когда скачков уплотнения мало и их
можно выделить, а также при решении ва
рнационных задач сверхзвук газодинамики,
когда надо строго рассматривать области
зависимости решения от нач и граничных ус
ловий X м обобщается на случай сверх-
звук равновесного и неравновесного тече-
ния с физ -хим процессами, магнитогндро
динамич течения, течения многофазной
среды
Лит Магомедов К М, Холодов А С Се
точно характеристические численные методы М
1988, Пиру мов У Г Росл я ко в Г С , Газовая
динамика сопел М 1990	П И Чушкин
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ — зави
симости осн параметров двигателя от вели-
чии, характеризующих режим н внеш ус-
ловия его работы При эксплуатации авиац
двигателя на ЛА режимы работы двигателя
устанавливаются в зависимости от требуе
мой тяги (мощности) для обеспечения лётио-
техн хар к ЛА Установление и поддержание
режимов — задача регулирования двигате
ля Зависимости тяги двигателя (мощности
двигателя) и удельного расхода топлива от
параметров регулирования (гл обр частоты
вращения ротора или расхода топлива), соот
ветствующне задвиным условиям полёта
(высоте Н и Маха числу полёта Мв) и прог
рамме регулирования, ивз дроссельными
характеристиками Зависимость тяги
(мощности) и уд расходе топлива двигателя
при заданном режиме его работы от высоты
полёта наз высотной характеристн
кой, а от скорости полёта или числа Мж —
скоростной характеристикой Зави
снмости тяги Р (мощности) и уд расхода
С ; топлива ГТД от высоты и числа Мж
при заданных программе регулирования и
режиме работы наз высотно-скорост-
ными характеристиками Пример вы
сот но скоростных хар-к приведён на рнс
Влияние скорости полёта на хар кн ГТД за
висит от параметров рабочего процесса дви
гателя Увеличение степени повышения дав
лении в компрессоре л* и степени двухкон
туриости приводит к тому, что кривая тяги
ТРДД имеет более пологий характер проте-
кания по скорости полёта, чем в обычном
ТРД, при этом удельная тяга становится рав
ной нулю пр,( меньших числах Мю Нерабо
чая область хар-к дана иа рис штриховыми
линиями Влияние темп-ры газа перед турби-
ной Г* является обратным, тес увеличе-
нием Г* кривая тяги двигателя имеет более
крутой характер протекания по скорости по
лета Влияние высоты полёта связано с
уменьшением плотности q и (до //=11 км)
темп-ры Тн атм воздуха Уменьшение Тн
приводит к возрастанию уд тяги Руд до
//=11 км, в дальнейшем она остаётся ненз
менной Уменьшение р приводит к уменьше
нию расхода воздуха, что влияет на тягу су
щественно сильнее, чем нек рое возрастание
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Высотно скоростные характеристики ТРД (Т*—
= 1400 К. лГ=6)
Рул, и поэтому тяга двигателя резко падает
при увеличении высоты полёта
Иногда под X д понимают его параметры
Лит Теория реактивных двигателей Рабочий
процесс и характеристики под ред Б С Стечкина,
М , 1958, Теория воздушно реактивных двигателей,
под ред С М Шляхтенко М, 1975
В О Боровик. Б Ш Ланда
ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА — комплекс колнчеста показа-
телей н выраженных в вналитнч или графич
виде зависимостей их от к л факторов (или
между собой), описывающих рвзл свойстве
нли прнзнвки ЛА К числу осн X л а отно
сятся геометрические характеристики, аэро
динамические характеристики, весовые ха-
рактеристики, лётно-технические характе-
ристики (включая взлетно-посадочные ха-
рактеристики и хар-ки маневренности), ха
рактеристики двигателя, экономические ха
рактеристики, хар ки устойчивости и уп-
равляемости, надежности, эксплуатацией
ной технологичности, топливной эффекте
ности, боевой эффективности Мн X л а в
части терминов и определений в нашей стране
стандартизованы
ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКИЙ КОНУС - то
же, что Маха конус
ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКОЕ УРАВНЕНИЕ
Во ми случаях физ процессы, происходя
щие а системах, описываются системой
обыкнов линейных диф ур ний с пост коэф
финиентами, к-рая в достаточно общем слу
чае может быть сведена к диф ур нию вида
dnZ(f) d"-lZ(/)
y+ +an
d/n dtrt 1
dmF(() L dm-lF(t)
dZ(t)
[прн F(/)=0 это ур-ние наз однородным]
Здесь a,, bt — пост коэф , выражающиеся,
напр , через аэродинамические коэффициен-
ты, Z(t) — неизвестная ф цня времени t,
F(t) — заданное, зависящее от времени внеш
возмущение Если ввести обозначение
d'/df=р‘ твк, что d‘Z(t)/dt‘=p‘Z(t), то это
ур-нне можно переписать в виде L(p)Z(f)=
= S(p)F(t), где L(p) и S(p) — нек-рые много-
члены степеней п и m соответственно Полу-
ченный таким образом многочлен Г(р)=
=р"+а1р"~|-|- -|-ап-|р-|-ал называется ха-
рактеристическим многочленом
(полиномом), в ур ние Цр)=0 — х а-
р а кте р и с т н ч е с к и м уравнением (су
ществуют и др способы получения X у — см ,
напр , ст Передаточная функция) Корни X
у определяют вид решения линейного одно
родного диф ур-ния и тем самым тип собств
движения системы (периодические, затухаю
щее и т п ) Ху линейной системы не
зависит от того, относительно какой из её пе
ременных (напр , скорость полёта или угол
атаки при исследовании продольного дви-
жения) составляется диф ур ние и какие аоз
мущвющие и задающие воздействия в эту
систему вводятся
Необходимым и доствточным условием ус
тойчивостн решения системы обыкнов ли
нейных диф ур-иий яаляется отрицатель-
ность всех действит честей корней X у При
этом оказыввется, что положительность всех
коэф характеристич полинома является не
обходимым и достаточным условием устой
чивости для систем первого и второго поряд
ков н лишь необходимым условием устойчи-
вости (обеспечивается отрицательность толь
ко веществ корней) для систем третьего н
более высоких порядков Существуют разл
способы исследования на основе X у устой
чивости систем, напр метод построения об
ластей устойчивости, алгебранч и частотные
критерии X у широко используется при ис
следовании динамики полета, устойчивости
ЛА и его управляемости _
Лит Попов Е П , Динамика систем автомати
ческого регулировании М 1954 Понтрягин
Л С Обыкновенные дифференциальные уравнения
4 изд М 1974	Ю Б Лубов
ХАРБИНСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗА-
ВОД — ааиац предприятие Китайской На-
родной республики Образован в 1938 Вы
пускал самолёты Аэро 45, Як-12 и Ан-2 (под
обозначением Y-5), вертолёты Ми-4 (под
обозначениями Z-5 и Z-6), двигатели ВК 1
и АШ 82, бомбардировщики Ил 28 (под
обозначением Н-5) С нач 80-х гг произво-
дил по лицензии вертолёты Аэроспасьяль
«Дофен» 2 (Z 9) Разработал с х и лёгкие
трансп самолёты Y 11 с двумя ПД (первый
полёт в 1975, выпускался до кон 80 х гг ) и
Y-12 с двумя рВД (1982), а также летаю-
щую лодку SH 5 (1976)
ХАРИТОНОВ Николай Николвевич (р
1922) — соа воен лётчик и лётчик-испыта-
тель, полковник. Герой Сов Союза (1944)
Окончил Таганрогскую воен -авнац школу
пилотов нм В П Чкалова (1941), Высшую
школу штурманов и летчиков авиации даль
него действия, Высшую офицерскую летно-
тактич школу дальней авиации (1947) В
1939—58 в Сов Армии В Вел Отечеств вой
ну совершил 285 боевых вылетов Ком перво
го полка стратегии бомбардировщиков
Ту-95 С 1958 — лётчик испытатель, с 1977 —
инженер лётно испытат комплекса Испыты
вал боевые самолёты Ту 4, Ту-16, Ту 22М,
Ту-95 и др и их модификации, пасс само
лёты Ту-104, Ту 110, Ту 114, Ту 124, Ту-134,
Ту 154 н нх модификации Награждён 3 орде-
нами Ленина, 2 орденами Красного Знамени,
орденом Александра Невского, 2 орденами
Отечеств войны 1-й степ , орденами Красной
Звезды, «Знак Почета», медалями
Н Н Харитонов
Н М Харзамов
ХАРЛАМОВ Николай Михайлович (1892 —
1937) —сов руководитель авиац пром-сти
Участник Гражд войны После окончания
Воен -возд академии РККА нм проф Н Е
Жуковского (1926, ныне ВВИА) был остав
лен адъюнктом прн ней и назначен звм
пред науч техн комитета управления ВВС,
где работал до сер 1930 Затем назначен
зам нач Всесоюзного авиац объединения по
н -и работам в опытному стр ву С 1931
пом нач Глававиапрома П И Баранова
по н н и опытным работам, с 1932 одновре-
менно нач ЦАГИ С 1927 ответств редактор
журнала «Техника Воздушного Флота»
Награждён орденами Ленина и Крвсной
Звезды Необоснованно репрессирован, реа-
билитирован посмертно
ХАРЛАМОВ Семён Ильич (1921—90)-—
ген -полковник авиации (1975), Герой Сов
Союза (1945), звел воен лётчик СССР
(1972) В Сов Армин в 1939—88 Окончил
Ствлинградскую воен авиан школу пилотов
(1942), Воен возд академию (1955, ныне
им Ю А Гагарина), Воен академию Ген-
штаба Вооружённых Сил СССР (1961) В
1945 ком авнац истребит полка За время
Вел Отечеств войны совершил 732 боевых
вылета, провёл 85 возд боёв, сбил 11 самолё-
тов противника Командовал авиац диви-
зией (1957—59), возд врмней (1967—7]), в
1972 — 88 звм председателя ЦК ДОСААФ
СССР С 1973 вице-президент ФАИ (награж
дён золотой авнац медалью), с 1987 предсе
датель Федервцни ааиац спорта СССР На-
граждён орденами Ленина, Октябрьской Ре-
волюции, 5 орденами Красного Знамени, ор-
денами Алексвндра Невского, Отечеств вой-
ны 1-й и 2 й степ , 2 орденами Красной Звез-
ды, медалями, а также мн иностр орденами
и медалями Портрет см на стр 640
ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНС-
ТИТУТ (ХАИ) нм Н Е Жуковского —
высш уч заведение в области авиастроения
Осн в 1930 В 1978 нн-ту присвоено нмя
Н Е Жуковского С ин-том связана дея
тельиость таких конструкторов н учёных,
как О К Антонов, А М Люлька. В А Лота-
рев, К А Калинин, И Г Неман и др Среди
выпускников ин та крупные организаторы
пром-сти, лауреаты Ленинской и Гос пре
мий СССР, Герои Соц Труда В составе
ни та (1990) ф-ты — самолётостроения, ле
тат аппаратов, двигателей ЛА, систем уп
равления ЛА. радиотехн систем ЛА, 2 вечер-
них, подготовит отделение, ф-т повышения
квалификации инж техн работников авиац
пром сти, 43 кафедры, и и сектор, в к ром
2 проблемные и 13 отраслевых лабораторий,
студенческое КБ, лаборатория дельтаплане
рнзма, авиамодельная лаборатория, уч -экс-
перим з-д В 1989/90 уч г в ин те обуча-
лось 9 тыс студентов, работало ок 800 пре
подавателей, в т ч академики и чл корр
АН СССР и АН УССР, св 40 проф и д-ров
наук, св 300 доцентов и канд наук Изда
ются (с 1939) «Труды» Ин т награждён ор
Деном Ленина (1980)
www.vokb-la.spb.ru - Самолё"
С И Харламов	К Р Хачатуров
Э Хейнкель
У С Хенсон
ХАРЬКОВСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРОИЗ-
ВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ — бе-
рёт начало от Харьковского авиац з да им
Совнаркома УССР, образов в 1926 на
базе авнац мастерских акционерного
об-ва «Укрвоздухпуть» С 1932 — Харь-
ковский з-д опытного самолётостроения, с
1934—з-д № 135 Наркомтяжпрома КБ
З-да возглавляли К А Калинин (1926—34),
Д П Григорович (1934—35), И Г Неман
(1936—38), П О Сухой (1939—40), П Д
Грушин (1940—41) На з-де строились ми
серийные и опытные самолёты, в т ч Ка
линина самолеты (К-2, К-3, К 4, К 5, К-6,
К-7, К 9, К Ю), ХАИ-l, И Z, ИП-\, ХАИ-5
(Р-10), Су 2, Гр I В окт — нояб 1941 зд
перебазирован в Пермь, где выпускал
самолёты Су-2 В янв 1942 был расфор
мировая Воссоздан в авг 1943 как з-д
Xs 135 Наркомавиапрома на старой базе в
Харькове и приступил к сборке истребите
лей Як-1, Як 3, Як-9 из готовых частей В
послевоен период строились пасс самолёт
Як-8, уч тренировочные самолёты Як 18,
МиГ 15УТИ, в 50—80 х гг осн продукцией
стали пасс и трансп самолеты (Ту 104,
Ту 124, Ту-134, Ан 72, Ан-74) В 1976 на
основе з-да образовано ПО Пр-тие иаграж
деио орденами Октябрьской Революции
(1984), Трудового Красного Знамени (1976)
ХАЧАТУРОВ Константин Рубенович
(1917—88) — сов конструктор авиац двига
телей д-р техн наук (1983), Герой Соц Тру-
да (1974) Окончил МАИ (1940) С 1939 ра-
ботал в разл авиадвигателестроит КБ В
1967—82 гл конструктор авиамоторостроит
з да <Красный Октябрь» Руководил созда
нием модификаций и внедрением в серийное
произ во ТРД С К Тумаиского Двигатели
X установлены на самолетах А И Мнкоя
на, р А Белякова, П О Сухого Ленин-
ская пр (1988) Награжден 2 орденами Ле-
нина, орденом «Знак Почёта», медалями
ХЕЙНКЕЛЬ (Hemkel) Эрнст (1888—1958) —
нем авиаконструктор и промышленник Пос-
ле окончания высш техн школы в Штут-
гарте (1911) построил свой первый самолёт
типа биплана А Фармана, в 1913—22 гл
конструктор ряда авиац фирм В 1913—18
создал ок 50 типов самолётов, применяв
шнхся Германией и Австрией в l-й мировой
войне На первом самолете-амфибии X в
1914 был установлен мировой рекорд про-
должительности полёта (св 24 ч) В 1922 ос
нова л фирму «Хейнкель», где до 1945 создал
св 100 типов воен и гражд самолётов, в т ч
первые эксперим реактивные самолёты
Не 176 с ЖРД и Не 178 с ТРД (1939), а
также истребители Не 280 с двумя ТРД
(1941) и Не 162 с ТРД над фюзеляжем
(1944) С 1950 X руководил воссозданной
фирмой Всего под рук X создано 154 типа
самолётов и 5 типов ТРД
«ХЕЙНКЕЛЬ» (Ernst Hemkel AG)—фир-
ма Германии Осн в 1922 Э Хейнкелем, до
1943 наз «Эрнст Хейнкель флюгцойгверке»
(Ernst Hemkel Flugzeugwerke GmbH), с
1955—«Эрнст Хейнкель флюгиойгбау»
(Ernst Hemkel Flugzeugbau GmbH) В 1964
слилась с фирмой «Ферайнигте флюгтехни-
ше верке» В 20 е г г строила воен гидроса-
молёты, спортивные и рекордные самолёты В
1931 начала выпускать катапульты для
старта гидросамолётов с мор судов Наи-
более известны скоростной трансп самолёт
Не 70 с убирающимся шасси (первый полёт в
1932), истребителя биплан Не 51 (1933) и
моноплан Не 112 (1935), скоростной трансп
самолёт Не 111, ставший основой для серин
воен -трансп самолётов и бомбардировщи
ков (1934, построено 5656, см рис в табл
XXI), тяжелый бомбардировщик Не 177
(1939), поплавковый торпедоносец Не 115
(1936), реактивные самолёты Не 176 и Не 178
(1939, см рнс в табл XV), Не 280 (1941),
Не 162 (1944), ночной тяжёлый истребитель
Не 219 (1942, один нз первых с РЛС) С
1935 велись разработка и произ во ТРД До
капитуляции Германии фирма выпустила
св 10 тыс самолётов разл типов В 1950
воссоздана в ФРГ, выпускала двигатели н
мотороллеры В 1955 перешла на авиац
произ во (участие в лицензионном выпуске
тренировочных самолётов Фуга «Мажистер»,
истребителей бомбардировщиков Локхид
F-104 и ФИАТ G-91, в постройке эксперим
СВВП— истребителя VJ 101 С) Осн данные
нек-рых самолётов фирмы приведены в табл
Ю Я Шилов
ХЕИСОИ (Henson) Уильям Сэмюэл
(1805—88)—англ изобретатель, автор пер
вого детального проекта самолёта Развивая
идеи Дж Кейли, X в 1842 опубликовал
проект крылатого ЛА, а в 1843 получил на
него патент Его ЛА были присущи осн черты
будущих самолётов Это был моноплан (рнс
в табл 1) с хвостовым оперением, состоя-
щим из горизонт и вертик управляющих
пов-стей, трёхколёсным шасси, закрытой
пасс кабиной — фюзеляжем, паровой маши-
ной, приводящей во вращение два толкаю-
щих возд винта (изменением частоты вра-
щения одного из винтов предполагалось уп-
равлять креном ЛА) Ввиду малой мощности
паровой машины (22,4 кВт при массе ЛА
ок 1360 кг) взлёт должен был осуществлять-
ся с наклонной эстакады Попытки создать
устойчивую летающую модель успеха не
имели
«ХЕИШЕЛЬ» (Henschel Flugzeugwerke
AG) — самолётостроит фирма Германии
Осн в 1933 как дочерняя фирма локомо-
тиво и станкостроит концерна Специализи-
ровалась гл o6jj на произ ве ближних раз-
ведыват самолетов, истребителей-бомбарди
ровщиков, штурмовиков и высотных самолё-
тов для ВВС Германии За первым трени-
ровочным самолётом Hsl21 (первый полёт
в 1934) последовали разведчик Hsl22
(1935), истребитель бомбардировщик Hsl23
(1935), разведчик' Hsl26 (1937), широко
применявшийся во время 2-й мировой войны
(выпущено 510), штурмовик Hsl29 (1939,
выпущено ок 900), высотный бомбардиров-
щик и разведчик Hsl30 (1940) В нач
1945 строила реактивный пикирующий бом-
бардировщик Hsi32 с одним ТРД над
фюзеляжем и бомбовой нагрузкой до I т
Филиал фирмы разрабатывал управляемое
оружие В 1958 восстановленная фирма пе-
реключилась на ремонт вертолётов, выпуск
авиац оборудования, испытат аппаратуры
и стендов
Табл — Самолеты фирмы «Хейнкель»
Основные	Истребители			Бомбардировщики		Перех	БЗТЧИКН
данные	Нс 51 Al	Не 178*	Не 280**	Не 177 А 1	Не 111 Н 6	Не 219 А 2	Не 162 А 2
Первый полет год	1935	1939	1941	1942	194)	1943	1945
Число и тип двигателей	1 ПД	1 ТРД	2 ТРД	2 ПД	2 ПД	2 ПД	1 ТРД
Мощность двигателя кВт	552	—	—	1990	999	1170	—
Тяга двигателя кН	—	4.4]	6,86	—	—	—	7 85
Длина самолета м	8.4	7 48	10 4	20 4	16.6	15,55	9,25
Высота самолёта м	3 2	—	—	6 4	4.2	4 4	2,55
Размах крыла, м	1!	8	12	31,44	22,6	18 5	7,2
Площадь крыла м2	27 2	7 9	21,5	102	87 6	44,5	>1,2
Взлетная масса максимальная т		2	4 27	29 96	12,03	13 58	2 49
Масса пустосо самолёта т	1 62	1 56	3 22	18 97	7 72	9,22	1.8
Бомбовая нагрузка т	—	—	—	2 4	2	—	—-
Максимальная дальность полета км	570	—	700	1200	2800	2150	700
Максимальная скорость полета, км/ч	330	8S0	930	510	435	616	840
Потолок, м	7700	—	15000	7000	8400	9300	12000
Экипаж, чел Вооружение	1	1	1 3X20 мм	5	5	3	1
пушки	—	—		1 Х20 мм	2X20 мм	4 X 20 мм 2х'30 мм	2 х20 мм
							
пулеметы	2X7 9 мм	—		2X7 5 мм 3x13 мм	6x7 9 мм	—	—
* Экспериментальный ** Опытный
640 ХАРЬКОВСКОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
А С Хлобыстов
Г Дж Хокер
К В Холщевников
В С Хользунов
«ХИЛЛЕР» (Hiller Aircraft Company) —
вертолетостроит фирма США Осн в 1942.
с 1964 отделение концерна «Фэрчайлд инда
стрис», к-рое в 1967 объединено с самоле
тостроит отделением данного концерна В
1944 фирмой построен эксперим вертолёт с
соосными несущими винтами затем ряд др
моделей, в т ч лёгкий вертолёт HJ-1 с ПВРД
на концах несущего винта и сверхлегкий вер
толёт — «летающий мотоцикл» Первый се
рийный вертолет фирмы — Хиллер 360 [пер-
вый полёт в 1955, выпущено св 2,2 тыс в
гражд (UH-12) и воен (Н-23) вариантах]
В 1959 начались лётные испытания экспе
рим трансп СВВП Х-18, оснащенного по-
воротным крылом с двумя ТВД и соосными
винтами В 1963 создан лёгкий разведи
ват вертолет ОН-5А, а позже его пятимест
вый гражд вариант FH-1100 В 1973 обра-
зована фирма «Хиллер авиэйшен» (Hiller
Aviation Inc ), получившая право на произ-во
вертолетов бывшей фирмы «X * и начавшая
выпуск трёхместных вертолетов (JH-12E с
ПД и ГТД и с 1982 — улучш модели
FH-1100A «Пегас» с ГТД В 1984 она стала
филиалом фирмы «Роджерсон эркрафт»
(Rogerson Aircraft Corporation), специализи-
ровавшейся на произ ве компонентов авиац
конструкций и систем, и получила совр назв
«Роджерсон-Хиллер» В 1985 здесь создан
воен вариант вертолёта FH-1100 —
RH 1100М «Хорнет»
«ХИОНИ» — обозначение самолетов, Стро
ившихся в Одессе В Н Хиони, дипломиро-
ванным пилотом, греком по происхождению
Его первый самолёт — двухместный моно
план с двигателем «Гном-Моносупап» мощи
73 5 кВт (рис в табл V) участвовал в
конкурсе воен отечеств аэропланов в Пе
тербурге в 1912 В числе др его самолётов
опытный двухфюзеляжный двухдвигат би-
план «X * № 4 (1916) и двухместный биплан
«X » № 5 с двигателем «ФИАТ» моши 73,5
кВт (1923) Известный под назв «Конёк
горбунок», этот самолет был выпущен в
кол ве 30 экз и применялся для опыливания
с воздуха с-х культур ядохимикатами
(первый сов с-х самолёт)
ХЛАДОРЕСУРС ТОПЛИВА — определяется
кол-вом теплоты, к-рое можно передать топ
ливу от нагретых элементов ЛА, масла, воз-
41 Авиация
духа и пр численно физический X т ра-
вен изменению полного теплосодержания
топлива в заданном интервале темп-p Хла
дорссурс индивидуальных углеводородов в
жидком состоянии в интервале от темп ры
плавления до темп ры кипения возрастает по
всем гомологич рядам при увеличении числа
атомов углерода п в молекуле При л^Ю
углеводороды с одинаковым числом атомов
углерода в молекуле имеют практически оди
наковыи хладоресурс в любом интервале
темп р При реализации хладоресурса реак
тивных топлив возможны ограничения по
темп-ре, накладываемые термостабиль-
ностью топлива
По X т в жидкой фазе при атм дав-
лении на ед массы и ед объёма реактив
ные топлива существенно превосходят водо
род метан, пропан, бутан За реактивными
топливами сохраняются преимущества и при
использовании теплоты испарения, а также
при нагревании до крнтич темп ры
Использование X т позволяет решать
практич задачи тепловой защиты теплона-
пряженных элементов силовых установок и
систем ЛА, особенно сверхзвуковых Пред-
полагается использование топлива в качест
ве хладагента в охлаждаемых конструкци-
ях гиперзвуковых ЛА В табл приведены
значения физического хладоресурса нек рых
углеводородов и реактивных топлив
Табл — Хладоресурс некоторых индиви-
дуальных углеводородов н реактивных
топлив (кДж/кг)
Хладагент	h*" к пл		, 400 °C
Водород Н2	62	520	9750
Метан СН,	66	580	2040
Пропан С3Н8	230	660	1695
Бутаи С^Ню	295	680	1635
Октан СеН|е Метилциклогексаи	420	725	1445
СТНЧ	400	725	1445
Толуол С7Н8 Реактивные топлива*	345	710	1270
ТС 1	450	930	1370
Т 6	570	1090	1335
* Хладоресурс отсчитан от — /50 ®С
Примечание В табл к — хладоресурс от
темп ры плавления до темп ры начала кипения
ls — теплота испарения при давлении 100 кПа
Н Ф Дубовкин
ХЛОБЫСТОВ Алексей Степанович (1918 —
43) — сов лётчик, капитан. Герой Сов
Союза (1942) Окончил Качинскую воен ави-
ац школу пилотов (1941) Участник Вел
Отечеств войны В ходе войны был лётчи
Т абл — Истребит ели фирмы «Хокер»
Основные данные	«Харрикейн» 11 В	«Темпест* II	«Хантер» F Мк 6	«Си хоук» F (GA) Мк 6*
Первый полет год	1940	1943	1955	1955
Число и тип двигателей	1 ПД	1 ПД	1 ТРД	1 ТРД
Мощность двигателя кВт	883	1880	—	—
Тя! а двигателя кН	—	—	44 5	24
Длина самолёта м	9 84	10 49	13 98	12 1
Высота самолета м	4	4,73	4 26	2 64
Размах крыта м	12 19	125	10 26	11 9
Площадь крыла мг	23 9	28 2	32 4	25 83
Взлетная масса т				
нормальная	3 26		8 1	62
максимальная	3 74	6 41	10 75	7 35
Масса пустого самолета т	2 39	4 03	6 1	4,21
Боевая нагрузка т	0 45	091	0 41	0 45
Максимальная дальность полета км	870	1350	1850	1000
Максимальная скорость полета,				
км/ч	540	710	1160	960
Потолок м	10850	11300	16000	14000
Экипаж чел	1	1	1	1
Вооружение				
пушки	4X20 мм	4X20 мм	4X30 мм	4X20 мм
ракеты	—	НАР	НАР 2 УР	НАР 2 УР
* Палубный истребитель бомбардировщик
ком. ком звена, зам ком эскадрильи истре-
бит авиаполка Совершил 266 боевых выле-
тов, сбил лично 7 и в составе группы 24
самолёта противника 8 апр 1942 в возд бою
на подступах к Мурманску израсходовав
боезапас, таранными ударами уничтожил два
нем истребителя 14 мая 1942 там же на
загоревшемся истребителе таранил ещё один
самолёт противника Приземлился на пара
шюте Погиб при выполнении боевого зада-
ния Награждён орденом Ленина, 2 орденами
Красного Знамени, медалью На территории
НИИ металлургии машиностроения, где он
работал, установлен бюст
ХОКЕР (Hawker) Гарри Джордж (1889—
1921)—англ лётчик, испытатель и спорт-
смен Родился в Австралии свидетельство
пилота получил в 1912 в Великобритании
В том же году на биплане англичанина Т
Сопвича выиграл приз за наиболее продол-
жит полёт (8 ч 23 мин) Поступив на фир
му «Сопвич», провёл испытания ряда её из-
вестных самолётов («Таблоид», «Кэмел» и
др ) и продолжал участвовать в авиац сос
тязаниях и рекордных полётах В 1915 впер-
вые продемонстрировал вывод самолёта из
преднамеренного штопора В 1920 в ознаме-
нование его заслуг фирма «Сопвич» была
переименована в «Хокер» Погиб в испытат
полете
«ХОКЕР» (Hawker Aircraft) — самолётост-
роит фирма Великобритании Образована в
1920 на базе фирмы «Сопвич» Указанное
назв с 1933 (ранее наз Hawker Engineering)
В 1934 установила финансовый контроль над
фирмой «Глостер», в 1935 стала дочерней
компанией концерна «Хокер Сидли», в 1963
вошла в состав укрупнённой самолётостроит
компании этою концерна Фирмой разрабо
та но св 40 типов воен самолетов, в оси
истребителей, в т ч «Фьюри» (первый полёт
в 1931), «Харрикейн» (1935,построено 14 533,
один из осн англ истребителей 2 й миро
вой войны, см рис в табл XIX) «Тайфун»
(1940 построено 3330), «Темпест» (1942, вы-
пущено 1395), реактивные «Си хоук» (1947)
и «Хантер» (1951, построено 1985, см рис в
табл XXXI) Из бомбардировщиков наиболее
известен биплан «Харт» с ПД (1928, построе-
но ок 1000) Осн данные нек-рых самолё-
тов фирмы приведены в табл
«ХОКЕР СИДЛИ» (Hawker Siddeley
Group) — воен пром концерн Велнкобрита
нии Ведет начало от осн в 1935 акционер
ного об в а «Хокер Сидли эр крафт» (Hawker
Siddeley Aircraft Со, Ltd), установившего
финансовый контроль над рядом авиац фирм
самолётостроит «Хокер», «Армстронг Уит
цорт», «Авро», «Глостер», двигателестроит
641
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими
«Армстронг Сидли моторе» (Armstrong Sid
deley Motors, Ltd) Указанное назв с 1948
Днигателестронт сектор выделился из кон
дерна в 1959 В 1960 дочерними фирмами
стали «Де Хэвилленд» «Фолленд» и «Блэк
берн» В 1963 самолётостроит и ракетно
космич предприятия концерна были скон
центрированы в дочерних фирмах «Хокер
Сидлн авиэйшен» (Hawker Siddeley Avia
tion) и «Хокер Сидли дайнемикс» (Hawker
Siddeley Dynamics), соответственно,
к-рые в 1977 вошли в состав фирмы «Бри
тиш аэроспейс» В годы 2 й мировой войны
концерн выпустил 40 089 самолётов и
38 564 авиац двигателя, в 1946 — 63 —
ок 8 тыс самолетов Было продолжено про
из во ряда самолетов, разработанных быв
шими дочерними фирмами (с 1963 — под
обозначением HS) пасс самолетов «Трай
дент» с тремя ТРДД (первый полёт в 1962,
см рис в табл XXXIII) и HS 748 с двумя
ТВД (I960), адм самолёта HS 125 (1962) с
двумя ТРД (ТРДД), реактивного бомбарди
ровщика «Бакканир» (1958) Концерном раз
работаны и выпускались реактивные воен
самолеты СВВП «Харриер» (1966, см рис в
табл XXXIV) уч боевой HS 1182 «Хоук»
Табл I — Военные самолеты концерна «Хокер Сидли»
Основные данные	Палубный бом бардировщик «Бакканир» S 2	Истребитель бомбардировщик «Харриер» GR 1	Базовый самолет п рот и володоч ной обороны «Нимрод* МК 1	Учебно боевой самолет HS 1182 «Хоук»
Первый почет (од	1963	1966	1967	1974
Число н тип двигателей	1 ТРДД	1 ТРДД (подъемно маршевый)	4 ТРДД	1 ТРДД
Тита двигателя кН	49 4	95 5	54	23 8
Дтнна самолета м	19 33	13 87	38 63	11 17
Высота самолета м	5	3 43	9 03	4 1
Размах крыла м	1341	7 7	35	9 39
Площадь крыта м2 Взлетная масса т	47 8	18,68	197	16 7
нормальная	24 5	7 62 (вертик взлет)	80 5	—
максимальная	28 12	11 34 (взлет с разбегом)	87 1	7 75
Масса пустого самолета т	1 3	5 53	39	3 4
Боевая нагрузка т	1 25	2 27	6 12	2 56
Радиус действия км Максимальная скорость полета.	950	92 (вертнк взлет) 230 (взлет с разбегом)		560
км /ч	1038	1185	880	1000
Потолок м	14500	15240	12800	13500
Экипаж чел	2	1	12	2
Вооружение и спецоборудоваиие	НАР УР	НАР УР	Поисковые си стены rHflpo6vH глубинные бомбы торпеды	1 пушка (30 мм) НАР
Табл 2 — Гражданские самолеты концерна «Хокер Сидли»
Основные данные	Пассажирские		Административный HS 125 700
	HS 748 2	«Трайдент» ЗВ	
Первый полет, год	1961	1969	1976
Число и тип двигателей Тяга двигателя кН	2 ТВД	3 ТРДД и 1 ТРД** 3X53 2 и 1X234	2 ТРДД 16
Мощность двигателя кВт	1570	—	—
Длина самолета м	20 4	40	15,46
Высота самолета м	7 6	8,6	5 36
Размах крыла м	30	30	14 33
Площадь крыла м!	75 4	138 7	32 8
Максимальная взлетная масса т	20 2	68	11 57
Масса пустого самолета т	11 6	37 9	5 83
Число пассажиров	58	171	14
Коммерческая нагрузка т	5 35	14 7	1 01
Максимальная дальность полета км	3300 (3 4 т)*	2000	4480
Максимальная скорость полетд км/ч	420	935	808
Экипаж чел	3	3	2
* С указанной нагрузкой •• Работает ттько на взлете
(1974), противолодочный «Нимрод» (1967 на
основе пасс самолета «Комета») Осн дан
ные нек рых самолетов концерна приведены
в табл 1,2	МА Левин
ХОЛЩЕВНИКОВ Константин Васильевич
(1906—76) —сов учёный в области теории
авиац двигателей, проф (1957) Др техн
наук (1957) засл деятель науки и техники
РСФСР (1967) По окончании МАИ (1936)
работал в ЦИАМ (с 1957 зам нач ин та)
Под рук X разработаны турбокомпрессор
для повышения высотности авиац ПД и ком
биннр силовая установка с возд винтом и мо
токомпрессорным ВРД примененная на экс
перим самолётах Создал науч школу по
теории авиац лопаточных машин Автор
монографий и учебников по теории авиац
двигателей и лопаточных машин Гос пр
СССР (1950) Награжден орденами Ленина,
Трудового Красного Знамени, «Знак Поче
та», медалями Портрет см на стр 641
ХОЛЬЗУНОВ Виктор Степанович (1905
39) —сов лётчик, комдив (1937) Герой
Сов Союза (1937) Участник Гражд войны
Окончил Ленннгр воен теоретич авиац
in колу (1925), Борисоглебскую воен школу
летчиков (1928), курсы усовершенствования
ком состава (1933), Высш лётно тактич
школу (1936) и академии курсы при Ака
демии Генштаба (1939) В 1936 -37 участво
вал добровольцем в Гражд войне в Испа
нии С мая 1937 командовал бомбардировоч
ной авиабригадой с нояб 1937 — армией
особого назначения Деп ВС СССР с 1937
Награждён орденами Ленина, Красного Зна
мени, медалями Погиб при исполнении слу-
жебных обязанностей Памятник в Волгогра
де Портрет см на стр 641
ХОРДА - I) X п р о ф и л я — характеризует
размер профиля цо потоку Для симметрнч
ного профиля X (см ст Профиль крыла и
рис к ней) — отрезок прямой соединяющий
носовую и хвостовую точки профиля, к рые
при этом являются наиболее удалёнными
друг от друга точками профиля Для неенм
метричного профиля определение X в извест
ном смысле условно В этом случае в ка
честве X обычно принимают отрезок прямой,
соединяющий две наиболее удалённые друг
от друга точки профиля, технологически это
обусловлено применением при изготовлении
и приёмке моделей и крыльев разъёмных
контрольных шаблонов
X профиля обычно является его строит
горизонталью, используется в качестве ха
рактерного линейного размера прн опреде
лении его аэродинамич хар к, относительно
неё определяется угол атаки профиля
2) X крыла — отрезок прямой, соединя-
ющий точки пересечения передней и задней
кромок крыла с плоскостью, содержащей
профиль крыла длина этого отрезка В чис
ло геом хар к крыла входят местная X
Ьг — X профиля, находящегося на расстоя
нии z (отсчитывается по оси ORZR базовой
системы координат) от вертик плоскости
симметрии (базовой плоскости), цент
ральная X крыла Ьо (часто её наз кор
невой) -X профиля крыла в базовой
плоскости, к о н ц е в а я X 6 — X профиля в
концевом сечении крыла, бортовая X —
X в сечении по борту фюзеляжа, средняя
аэродинамическая X (САХ) крыла —
отрезок, параллельный базовой плоскости,
длина к рого вычисляется по ф ле йд=
— S_|$fef:?(z)dz [S — площадь крыла, b'(z) —
проекция местной X на базовую плоскость
крыла, интеграл берётся по размаху крыла /],
координаты хд и zA носка САХ в связанной
системе координат вычисляются по ф лам
2 г//2	2 г1'2
---za-------------И bzAz
з Jo	-3 Jo
где хпк — координата носка местной хорды
(передней кромки крыла) в сечении z сред
няя геометрическая X крыла- отре
зок, длина к рого br—S/l
Аналогичные определения хорд примени
ют и для любых др несущих, стабилизирую
щих и управляющих пов стей Для рулевых
пов стей и элементов механизации крыла
(закрылков и др) характерными являются
относительныеХ.т е X этих элементов,
отнесённые к местным X осн несущей
пов сти, на к рой эти элементы установлены
В теоретич и прикладной аэродинамике
широко используют след понятия «точка
п процентов хорды» —точка местной
X крыла находящаяся на расстоянии п
процентов длины местной X от передней
кромки крыла, «линия л процентов
хорд»—линия соединяющая все точки п
процентов X от центральной до концевой X
крыла «поверхность хорд»—поветь
(в частном случае плоскость X — плоское
крыло), содержащая все X крыла
Л Е Васильев
«ХОУКЕР» — см «Хокер»
ХРНПИН в аенлнй Владимирович (1893—
1937) — сов военачальник, комкор Участник
642 ХОЛЩЕВНИКОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В В Хрипни	С А Хрнстиаипвич
1-й мировой и Гражд войн Окончил курс
Гатчинской авиац школы (1916) С 1918
в Кр Армии Ком авиаотряда, нач авиа
ции армии Юго Вост фронта (1919), пом
нач Возд флота Кавказского фронта (1920)
В 1923—37 преподавал в Воен -возд акаде
мииРККАим проф Н Е Жуковского (ныне
ВВИА) Нач штаба ВВС, гл инспектор
ВВС при наркоме обороны Командовал
впервые созданной в Вооруж Силах СССР
авиац армией Организац и практич ра
боту X сочетал с разработкой теоретич
вопросов применения авиации в войне
Печатные труды X получили широкую из
вестность Награжден орденами Красного
Знамени, Красной Звезды Необоснован-
но репрессирован, реабилитирован по
смертно
Соч Наш воздушный флот, М , 193]
КРИСТИАНОВИЧ Сергей Алексеевич (р
1908) - сов ученый в области механики
(гиДро- и аэродинамика, взрыв, прочность,
пластичность), а также горного дела и энер-
гетики, акад АН СССР (1943, чл корр
1939), Герой Соц Труда (1969) Окончил
Ленингр гос ун-т (1930), работал в Гос
гидрология ин-те (1930 — 35), ЦАГИ (1937-
53, с 1942 зам нач. ин та), один из аргани
заторов Сибирского отделения АН СССР
(в ]957 —61 зам пред Сибирского отделения,
в 1957- 65 директор Ин-та теоретич и при-
кладной механики) В 1965 -72 науч рук
Всесоюзного НИИ физ.-техн и радиотехн
измерений, с 1972 зав лаб механики не-
линейных сред Ин та проблем механики АН
СССР Преподавал в Ленингр гос ун те,
МГУ, Новосибирском ун-те, Моск физ -техн
ин-те (один из организаторов этого ин-та)
Возглавляя в ЦАГИ лаб больших скорос-
тей, как науч рук ин та по аэродинамике,
X был связан с созданием скоростной авиа-
ции, принимал активное участие в техн пере-
вооружении ЦАГИ — введении в строй но
вой эксперим базы, включая трубы с перфо
риров стенками для исследований с пере-
ходом через скорость звука Им были полу-
Мены важные результаты по влиянию ежи
маемостн вощуха на обтекание крыловых
профилей, сформулированы требования,
к рым должны удовлетворять крыловые про-
фили, предназначенные для больших дозвук
скоростей полета (1939 — 40) Труды X
послевоен периода охватывают режимы по-
лета с большими дозвук , транс- и сверхзвук
скоростями, теорию возд винта, сопла Лава
ля и эжектора Деятельность X оказала
большое влияние на формирование крупных
науч коллективов страны Чл Президиума
АН СССР (1946-56, 1957-62) Пр им
Н Е Жуковского (1940) Гос пр СССР
(1942, 1946, 1952) Награждён 6 орденами
Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2
орденами Отечеств войны 1-й степ , 2 орде
нами Трудового Красного Знамени, ме
далями
Соч Механика сплошной среды М , |98|
ХРУНИЧЕВ Михаил Васильевич (1901 —
61) сов гос деятель, ген-лейтенант
ннж техн службы (1944), Герой Соц Труда
(1945) С 1920 в Красной Армии, в 1924—29
в органах милиции С 1930 на хоз работе,
одновременно учился в Украинской пром
академии. Всесоюзном ин-те хозяйственни
ков В 1932—37 зам директора, директор
воен з да С 1938 зам наркома оборонной
пром сти, с 1939 зам наркома авнац
пром-сти, в (942 — 46 1-й зам наркома бое
припасов СССР В 1946 — 53 министр авиац
пром сти СССР В 1953 —55 I й зам министра
среднего машиностроения, в 1955 — 57 1 й
зам пред СМ СССР, в 1957—61 I й зам
пред Госплана СССР — министр СССР, в
1961 зам пред СМ СССР В годы Вел
Отечеств войны провел большую работу по
обеспечению авиац з дов материально тех-
нич ресурсами В послевоен период зани-
мался организацией и развитием ОКБ и
ин-тов авиац пром сти, серийных з-дов, со
действовал ускоренному переходу авиации
на реактивную технику Деп ВС СССР в
1946—50 и с 19,58 Награждён 7 орденами
Ленина, орденами Суворова 2 н степ , Трудо
вого Красного Знамени, медалями Имя X
носит машиностроит з д в Москве Урна с
прахом в Кремлёвской стене
ХРЮКИН Тимофей Тимофеевич (1910 —
53) — сов военачальник, ген полковник
авиации (1944), дважды Герой Спн Союза
(1939, 1945) В Сов Армии с 1932 Окончил
Луганскую воен школу пилотов (1933), кур
сы усовершенствования высш воен ком
состава при Академии Генштаба (1939)
Участник войны в Испании, участник боёв с
япон милитаристами в Китае, участник сов
финл и Вел Отечеств войн В ходе Вел
Отечеств войны был команд ВВС фронтов,
команд возд армий В 1946—47 и 1950—
53 зам главнокоманд ВВС Награжден орде
нОм Ленина, 3 орденами Красного Знамени,
орденами Суворова 1 й и 2-й степ , 2 ордена-
ми Кутузова I й степ, орденами Богдана
Хмельницко!о 1 й степ , Отечеств войны 2 й
степ , Красной Звезды, медалями, а также
иностр орденами Бронзовый бюст в г Ейске
Краснодарского края
ХУДЯКОВ Сергей Александрович
(1901/02——50) — сов военачальник, маршал
авиации (1944) В Сов Армии с 1918 Окон-
чил курсы усовершенствования комсостава
(1922), Воен-возд академию РККА им
проф Н Е Жуковского (1936. ныне ВВИА)
1 абл Вертотеты фирмы «Хьюз геликоцгерс*
Основные данные	Много целевой Хьюз 300	Развегыва телЫ|Ыи ОН 6А	Проз и во танковый АН 64А	Админис гра тивный Хьюз 500Е
Первый полёт, год	1961	1963	1975	1982
Число и тип двигателей	1 пд	1 ГТД	2 ГТД	1 Г ГД
Мощность двигателя, кВт	142	237	1260	313
Диаметр несущего винта, м	8.18	8,03	14,63	8.03
Число лопастей	3	4	4	5
Размах крыла, м Длина вертолета с вращающимися	—		5.23	—
винтами, м Высота вертолета с вращающимися	9 4	9.23	17 76	9.4
Вингами, м	—	2 48	3.84	2,49
Ометасмая плсщддьг м2 Взлетная масса т	52,5	50 6	168,1	50 9
нормальная	-	0 98	6 67	1 36
максимальная	0 97	1 22	8	1 61
Масса пустого вертолета, т	0,44	0,56	4 99	0 65
Крейсерская скорость полета, км/ч	150	240	260	260
Максимальная дальность полёта, км Статический потолок (без учета влия	370	610	670	515
ния земли), м	840	2315	3110	i860 1
Экипаж чел.	1	2	2	
Число пассажиров	2	4	! 		4 5
Вооружение		Пулеметы (7,62 мм) НАР, разве дыва тельное оборудование	1 пушка (30 мм). до 16 противо танковых УР НАР контей- неры с ПУЛС метами (7,62 илн |2,7 мм)	
М В Хруничев
I 1 ХрюкиП
Участник Гражд и Вел Отечеств войн С
1940 нач штаба ВВС воен округа В ходе
войны был нач штаба и команд ВВС фрон-
та, нач штаба ВВС Сов Армии, команд
возд армиями Насаждён орденом Ленина,
2 орденами Красного Знамени, орденами
Суворова 1-й и 2 й степ , 2 орденами Куту-
зова I й степ , Красной Звезды, медалями
Необоснованно репрессирован, реабилити
рован посмертно Портрет см на стр 644
ХЬЮЗ (Hughes) Хауард Робард (1905--
76) — амер промышленник Владелец фир-
мы «Хьюз геликоптере» На построенном им
гоночном самолёте-мпноплане Hl 13 сент
1935 установил мировой рекорд скорости для
самолётов сухопутного базирования (567
км/ч) В составе экипажа (5 чел ) са
молёта Локхид L 14 «Супер Электра» 10—
(4 июля 1938 совершил кругосветный пе
релет в сев полушарии за 91 ч 14 мин
28 с Во время 2 й мировой войны на пред-
приятиях X выпускались пушки и воен са-
молеты
«ХЬЮЗ ГЕЛИКОПТЕРС» (Hughes Hehcop
ters Inc ) аниастроит фирма США Ведет
начало от осн в 1935 фирмы «Хьюз тул
компани» (Hughes Tool Со), была филиалом
концерна «Хьюз ко р порей шен» (Hughes
Corp), с 1984 — филиал фирмы «Макдон-
нелл-Дуглас» * получивший в 1985 назв.
«Макдоннелл-Дуглас [Сликоптер» (McDon-
nell Douglas Helicopter Company)
В 1935 45 выпускала легкие спортивные
самолёты В 1947 построила самую большую
в то время в мире воен -трансп летающую
41*
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими	643
лодку Н-4 «Геркулес» цельнодеревянной кон-
струкции (размах крыла 97,5 м, взлётная мае
са ок 180 т, восемь ПД мощи по 2240 кВт,
совершила один полет, выставлена в музее)
С 1948 ведёт разработку вертолетов В 1953
создала свой первый вертолёт — «летающий
кран» ХН 17 («Флайинг крейн») грузоподъ
ёмностью ок 11т В дальнейшем были созда
ны лёгкий вертолет Хьюз 269 (первый полёт
в 1956) и его улучшенная модель Хьюз 300
(1961, построено более 2750 в гражданском
и военном вариантах) Наибольшее распрос
транение получил вертолёт Хьюз 500 (1963,
используется в качестве административного,
санитарного, спортивного и т Д в армии
США как разведывательный под обозна
чением ОН-6 «Кейюз») В 1974 фир-
ма разработала противотанковый вертолёт
Противотанковый верточет 500MD «Дефендер»
500MD «Дефендер» (рис ), в 1982 — гражд
вариант Хьюз 500Е К кон 80 х гг построено
св 4100 вертолётов семейства Хьюз 500 в
США и более 850 — по лицензии в др стра
нах В 1975 был создан противотанковый
вертолёт АН 64 «Апач» (рис в табл XXXVI)
Фирма разработала эксперим вертолёт
NOTAR, у к-рого рулевой винт заменён снс
темой щелевых сопел, выбрасывающих поток
газов от ГТД (1981) В 1988 фирма начала
разработку семейства лёгких гражд вертолё-
тов MDX с взлетной массой ~2,3 т и имею
щнх систему NOTAR До 1990 построено
ок 6700 вертолетов всех типов Осн дан-
ные нек-рых вертолётов фирмы приведены
в табл	В В Беляев
ХЭНДЛИ ПЕЙДЖ (Handley Page) Фреде-
рик (1885—1962)— англ авиаконструктор и
промышленник После окончания техн кол
леДжа при Лондонском ун те работал на элек
тротехн фирме и вступил в королевское ави
ац об-во (1907) Осн в 1908 мастерскую
по произ ву возд винтов, к-рая в 1909 стала
фирмой (см «Хэндли Пейдж») X П свой
первый самолет построил в 1909 В 1910
читал лекини по авиации в Нортгемптонс-
ком политехи ин те, где создал авиац лабо
раторню X П одним нз первых применил
автоматич щелевые предкрылки В 1919 осн
авиатрансп компанию В 30-е ir поступили
в эксплуатацию его пасс самолёты Н Р 42
на 38 пасс и ряд бомбардировщиков сред-
ней дальности Во 2-ю мировую войну ши
роко применялись тяжелые бомбардировщи
ки «Галифакс» После 1945 созданы пасс
самолеты «Гермес» и воен -трансп самолет
«Гастингс», в 1952 — тяжелый реактивный
бомбардировщик «Виктор» Пасс самолет
«Геральд» на 40 мест был последним проек-
том X П
«ХЭНДЛИ ПЕЙДЖ» (Handley Page Ltd) —
самолетостроит фирма Великобритании
Осн в 1909 авиаконструктором Ф Хэндли
Пейджем В 1970 ликвидирована В годы 1 й
мировой войны выпускала бомбардировщи
ки 0/100 (первый полёт в 1914) и 0/400
(1915), стратегии самолёты V/I500 с че-
тырьмя ПД, массой 13,6 т и бомбовой на
грузкой 3,4 т (1918 см рис в табл IX)
Позже строила трансп самолеты W 8
С А Худяков	Ф Хэндли Пейдж
(1919) W 9 и W 10 (1920), на их основе
тяжёлые бомбардировщики Н Р 24 (1923)
и Н Р 36 (1927) В 30-е годы были разра
ботаны тяжелый бомбардировщик-биплан
«Хейфорд» (1930), пасс самолет Н Р 42
с четырьмя ПД (1930, см рис в табл XV),
воен -трансп самолет HP 51 (1935) бом-
бардировщики Н Р 52 «Хэмпден» (1936),
Н Р 54 «Харроу» (1937) и «Херефорд»
(1938) Во 2-й мировой войне широко ис-
пользовались бомбардировщики Н Р 57
«Галифакс» с четырьмя ПД (1939, построе
но 6176 самолетов, см рис в табл XIX)
После войны фирма выпускала воен
трансп самолет Н Р 67 «Гастингс» с четырь
мя ПД (1946) пасс самолет Н Р 81 «Гер
мес» (1948), реактивный бомбардировщик
Н Р 80 «Виктор» с четырьмя ТРД (1952),
пасс самолёты «Геральд» с четырьмя ПД
(1955) и турбовинтовые «Дарт геральд»
(1958) и Н Р 137 «Джетстрим» (1967, после
ликвидации «X П » права на этот самолет
перешли к фирме «Скоттиш авнэйшен».
к рая в 1977 вошла в состав «Бритиш
аэроспейс»)
ЦАГИ 1 -ЭА — первый сов эксперим верто-
лёт, спроектированный и построенный в
ЦАГИ в 1930 (рис в табл XI) Общее рук
проектированием осуществлял Б Н Юрьев,
а конструктивную разработку возглавлял
А М Черемухин (он же пилотировал вер-
толет при лётных испытаниях) Вертолёт
выполнен по схеме с одним несущим винтом
(НВ) и четырьмя рулевыми винтами (РВ)
НВ четырёхлопастной, диам 11 м, с жест
ким креплением лопастей к втулке (с осе
вым шарниром), с автоматом перекоса
Вместо цельнометаллич лопастей на НВ
вскоре были установлены лопасти смешанной
деревянно металлич конструкции (с дур-
алюм лонжероном) РВ металлические двух-
лопастные Силовая установка - два ПД
М 2 мощи по 88,3 кВт Фюзеляж ферменной
конструкции, длина вертолета с РВ 12,8 м
Взлетная масса 1145 кг, скорость полёта
20—30 км/ч
ЦЕЛ ЕРАСП РЕДЕЛ ЕН ИЕ выбор целей
из общего упорядоченного числа обцару
женных целей, распределение авиац средств
поражения по выбранным целям, выдача
координат и признаков целей установление
порядка их подавления
Задача Ц решается во время боевого вы-
лета командиром соединения при наличии
информации о целях (состав, тип, параметры
движения, уязвимость, степень угрозы), по-
лученной в процессе распознавания цели, a
также информации о собств средствах по
ражеция (боекомплект, зоны действия и эф
фективность поражения), принятые решения
командир направляет на каждый самолёт
или группе самолетов соединения В зависи-
мости от соотношении сторон при решении
задачи Ц возможно равномерное распреде
ление средств поражения по целям или ко-
ординнров действия неск средств по одной
наиболее важной цели, если число средств
поражения превосходит число целей Боевая
операция может иметь неск этапов, причем
численность сторон на каждом этапе может
меняться из за потерь и ввода резервов По-
этому Ц производится для каждого этапа
заново при контроле исхода предыдущего
этапа
В состав аппаратурных средств Ц входят
информац устройства обнаружения, распоз
навания и сопровождения целей, средства
обмена информацией о целях и собств сред-
ствах поражения между самолётами в со-
единении, вычислит система, на к-рую воз-
лагаются задачи отождествления информа-
ции, получаемой от разных источников, прог
ноза исхода боевой операции при разл спо
собах Ц и определения более рационального
способа, индикатор командира соединения,
на к ром отображается тактич обстановка
и рекомендации автоматизиров системы Ц,
пульт командира для формирования ко-
манд Ц	А Г Зайцев
ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ — точка приложения
равнодействующей аэродинамич сил Поня-
тие Ц д применимо к профилю, крылу, ЛА
В случае плоской системы, когда можно пре
небречь боковой силой (Z), поперечным
(АЛ) и путевым (Му) моментами (см Аэро-
динамические силы и моменты), положение
II д определяется теми же параметрами,
что и положение фокуса аэродинамического
Однако фокус и Ц д совпадают только
в том частном случае, когда коэф продоль-
ного момента при нулевой подъёмной силе
(mz0) равен нулю (см Аэродинамические
коэффиц иенты)
ЦЕНТРАЛЬНОЕ ТЕЛО воздухозабор-
ника, сопла—осесимметричное тело,
к-рое частично помешается внутри круглого
воздухозаборника или реактивного сопла,
а частично выступает наружу за их обрез
(см рнс), служит для формирования тре-
буемой формы проточного канала и органи-
зации течения воздуха (продуктов сгора-
ния) в этих устройствах Конструктивно
Ц т выполняется из листового материала
с подкрепляющими профилями При необхо-
димости регулирования Ц т может прину-
дительно передвигаться в продольном на
правлении или иметь переменный диаметр
Схема сверхзвукового сопла с центральным телом
I — мотогондола, 2 - кольцевые створки 3 - обе
чайка сопла 4 — центральное тело сопла
644 ХЭНДЛИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(подвижные створки). В сверхзвук, воздухо-
заборнике образующая Ц. т. (конуса или его
секторной части) имеет ломаную или криво-
линейную форму для образования необходи-
мой системы косых скачков уплотнения
(см., напр., Псевдоскачок.). Осесимметрич-
ные сверхзвук, сопла с Ц. т. имеют удов-
летворит. хар-ки без регулирования в ши-
роком диапазоне перепадов давления благо-
даря расширению потока газа в косом срезе
за пределами среза сопла; однако на
трансзвук скоростях при внеш, обтекании
обечайки сопла на её кромке происходит па-
дение давления и соответствующий рост
аэродинамич. сопротивления. Конструктивно
Ц. т- сопла компактно сочетается с затур-
бинным стекателем.
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ аэрогидродинамй-
ЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ и м. проф. Н. Е. Жу-
ковского (ЦАГИ) — научно-нссл. учреж-
дение, гл. направление в деятельности
к-рого — проведение фундам,, поисковых и
прикладных исследований в области аэро-
динамики, динамики полёта н прочности
ЛА. Основан в Москве постановлением
ВСНХ от I дек. !918. Инициатором созда-
ния и первым рук. ин-та был Н. Е. Жуков-
ский, ближайшими его помощниками, руко-
водителями осн. подразделений — С. А Чап-
лыгин, В П. Ветчинкин, Г. М. Мусинянц,
Г. X. Сабинин, Б. С. Стечкин, А. Н. Туполев,
К. А. Ушаков, Б. Н. Юрьев и др.
В ЦАГИ выросло мн. учёных-механи-
ков, возглавивших впоследствии важные
Рис. 1. Юбилейный знак ЦАГИ (1929)
научные направления: А. А. Дородницын,
Mi В. Келдыш, Н. Е. Кочин, М_ А- Лаврентьев,
С. А. Христианович и др. В стенах ЦАГИ
сформировалась плеяда конструкторов само-
лётов и вертолётов, ставших затем руко-
водителями самостоят- конструкторских кол-
лективов: А. Н. Туполев, А. А. Архангельс-
кий. Н. И. Камов. М- Л. Миль, В. М. Мяси-
щев, В. М- Петляков, А. И. Путилов, П. О_ Су-
хой и др.
В годы восстановления и реконструкции
нар. х-ва в ЦАГИ создавались основы ави-
ац- и др. науч.-техн, дисциплин; разрабаты-
вались конкретные рекомендации в области
стр-ва самолётов, аэростатов и дирижаблей;
осуществлялись проектирование н построй-
ка первых сов. самолётов-монопланов цель-
нометаллич. конструкции. В (925 введена в
действие крупнейшая до тому времени аэро-
динамич. труба, что позволило приступить к
исследованию ряда важнейших проблем
аэродинамики самолётов. В ЦАГИ выполне-
ны фундам. исследования по теории крыла
самолёта; заложены основы применения ме-
тодов теории упругости и строит, механики
в решении задач прочности конструкции са-
молёта; разработаны эффективные методы
проектирования возд. винтов.
Созданные в кон, 20-х гг, в ЦАГИ гид-
равлическая лаборатория и гидроканал
обеспечили экспериментальную базу для
исследований в области развития гидро-
авиации, быстроходных судов и стр-ва
гидроэлектростанций. В кон. 20-х гг.— нач-
30-х гг, было развёрнуто стр-во эксперим.
винтокрылых ЛА — вертолётов н авто-
жиров.
Рис. 2. Здание аэродинамической трубы Т 128
В 1930 — 41 на базе отделов и лаборато-
рий ЦАГИ организованы новые н -и. учреж-
дения: Всесоюзный ин-т авиац, материа-
лов (ВИАМ), Центральный ии-т авнац. мо-
торостроения (ЦИАМ), Всесоюзный ин-т
гидромашиностроения (ВИ ГМ), Централь-
ный ветроэнергетич ин-т (ЦВЭИ), Лётно-
исследовательскнй ин-т (ЛИИ). В 1937—
40 в пос. Стаханове под Москвой (ныие
г. Жуковский) была создана новая экспе-
рим. база ЦАГИ, включающая большие яэро-
динамич- трубы, трубы больших скоростей
н переменной плотности, комплекс устано-
вок для исследований прочности авиац. кон-
струкций. Она способствовала дальнейше-
му развитию авиац науки и удовлетворе-
нию возраставших потребностей КБ, позво-
лила найти более совершенные техн, реше-
ния и новые формы мн элементов самолётов
и др. ЛА.
В годы Вел. Отечеств, войны усилия ЦАГИ
были направлены иа оказание помощи фрон-
ту и разработку теоретич. и эксперим. основ
для дальнейшего развития авиац. техники.
Результаты исследований позволили увели-
чить скорость и прочность боевых самолё-
тов, улучшить нх манёвренность, взлётно-
посадочные хар-ки и т. д. В иач. войны
нек-рые подразделения ЦАГИ были эвакуи-
рованы в Казань и Новосибирск; в 1946
на базе новосибирского филиала ЦАГИ был
образован Гос. енбирскин научно-исследова-
тельский институт авиации (СибЦИА) В
послевоен. период в ЦАГИ осуществлён ряд
важнейших исследований, направленных на
коренное техн, перевооружение авиации —
создание самолётов с реактивными двигате-
лями, летающих с околозвук. н сверхзвук,
скоростями Одновременно велись исследо-
вания по уточнению вихревой теории винта
самолёта и несущего винта вертолёта. По-
лученные результаты во мн. способство-
вали успехам сов. самолёто- и вертолёто-
строения.
Результаты снстематнч- исследований
ЦАГИ в области аэродинамики, динамики
полёта, статич. и усталостной прочности и
аэроупругостн сыграли важную роль при соз-
дании реактивных и турбовинтовых пасс, са-
молётов. В ЦАГИ решаются проблемы по-
вышения дальности полёта и экономичности
самолётов, их надёжности и ресурса, а так-
же улучшения взлётно-посадочных хар-к
Вместе с КБ спроектированы высокоэко-
номичные винты для мощных ТВД. Значи-
тельный вклад ЦАГИ внёс в разработку кон-
струкций боевых многоцелевых самолётов
с изменяемой в полёте стреловидностью
крыла.
В начале 90-х гг. ин-т располагал обшир-
ной эксперим. базой, позволявшей проводить
Рис. 3. Общий вид грансзвуковой аэродинами-
ческой трубы Т-128.
Рис. 4. Испытания модели самолёта в аэродинами-
ческой трубе Т-128
исследования по аэродинамике ЛА и аэроди-
намике силовых установок вплоть до гипер-
звук. скоростей, динамике полёта, хар-к ус-
тойчивости и управляемости, прочности и ре-
сурса авнац. конструкций, авиац. акустике
и др. направлениям, связанным с созданием
новой авиац. техники. Для этого в ЦАГИ
имеются аэродинамич. трубы (нек-рые нз
них, напр. Т-128, входят в число крупней-
ших в мире), предназиач. для исследований
в разл. диапазонах скоростей; гидроканал,
баллистич. установки, пилотажные стеиды,
залы для ресурсных и статич. испытаний,
заглушённые и реверберационные камеры и
мн др. испытат, стенды н эксперим. уста-
новки. Для автоматизации экспериментов,
а также для проведения теоретич расчётов
широко используется совр. вычислит, тех-
ника.
Ин-т выпускает печатные издания;
«труды» (с 1919), «Технические заметки»
(с 1932), «Технические отчёты» (с 1941),
«Учёные записки» (с 1970), тематнч. сбор-
ники, монографии и информац. материалы.
Ин-т награжден орденами Ленина (1945),
Октябрьской Революции ((971), Красного
Знамени (1933), Трудового Красного Зна-
мени (1926).
Лит ЦАГИ—основные этапы научной дея-
тельности 1918—1968 гг., М, 1976. Г П Свищеа
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ АЭРОКЛУБ СССР (ЦАК)
им. В. П. Чкалова — авиационно-спортив-
ная орг-ция ДОСААФ СССР, всесоюзный
уч.-методич. центр авиационно-спортивной
работы; создан в марте 1935 в Москве
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт

MS
и с этого же года стал чл Международ-
ной авиационной федерации (ФАИ) Поста-
новлением СНК от 5 марта 193b ему было
предоставлено право регистрировать все
союзные рекорды по авнац видам спорта
и направлять материал в ФАИ для утвер
ждения мировых рекордов С 1959 эти
функции были возложены на Федерацию
авиационного спорта СССР В 1938 ЦАК
присвоено имя В П Чкалова Осн задачи
ЦАК комплектование сборных команд
СССР по самолётному вертолётному, па
рашютному, планерному и дельтапланер
homv видам спорта, совершенствование
спортивною мастерства и повышение ка
чества подютовки команд к междунар
соревнованиям До образования Централь
ного планерного аэроклуба ДОСААф СССР
в 1964 (г Орел) и Центрального пара
плотного клуба ДОСААФ СССР в 1981
(г Грозный) ЦАК также занимался под
готовкой сборных команд СССР по пла
нерному и парашютному спорту Среди
воспитанников ЦАК неоднократные ре-
кордсмены мира В М Ильченко, Н А Кам
нева, С Н Анохин, М К Рдценская, С Е
Савицкая, В В Смолин, Н А Никнтюк,
Л 1 Немкова, X X Макагонова, Е В Тка
ченко, Л А Коричева Н П Ушмаев и др
Мн питомцам ЦАК присвоею звание Героя
Сов Союза Среди них Анохин В Д Баш
Киров, М П Чечнева, В А Наржимский
Савицкая, П Г Головин и др На аэродро
ме ЦАК в Тушине с 1935 проводятся возд
парады, авиационно-спортивные праздники,
чемпионаты мира и др междунар сорев
нования ЦАК присуждён почетный группо
вой диплом ФАИ (1973) Награждён орденом
Красной Звезды (1985) С дек 1991 ЦАК
стал называться Национальным аэроклу
бом России
Лит Центр авиационного спорта М ]Ч89
Ю Ф Новиков
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ ИНСТИТУТ АВИА-
ЦИОННОГО МОТОРОСТРОЕНИЯ им
П И Баранова (ЦИАМ) Создан в 1930
в Москве на базе винтомоторного отдела
ЦАГИ авиац отдела Автомобильного и ав
томоторного НИИ и КБ авиац з да им
М В Фрунзе как Ин г авиац моторов,
с 1932 наз ЦИАМ, с 1933 — указанное назв
Разрабатывает фундам проблемы газовой
динамики, теплофизики прочности, на
дежности, эколо! ической «чистоты» авиац
ВРД и др До Вел Отечеств войны в ин-те
исследовались и разрабатывались поршне
вые авиац двигатели легкого и тяжелого топ-
лива Созданные в ин те двигатель АМ-34
А А Микулинаи а виадизель А Ч 30 А Д Ча
ромского строились серийно и применялись
на мн рекордных и боевых самолетах В
период Вел Отечеств войны ин т работал
Производственно экспериментальные здания ЦИАМ
над увеличением мощности и высотности дви
гателей боевых самолетов а также помо-
гал фронту в их ремонте и эксплуатации
В 1941 — 43 ин т был эвакуирован в г Уфу
( 1945 ЦИАМ как головной ин т авиадви
гателестроения страны разрабатывает пер-
спективы развития авиац ВРД, требования
к новым двигателям, осуществляет науч
обеспечение их создания С 1955 функцио
нирует филиал ЦИАМ — крупнейший в
Европе комплекс для испытаний авиац
двигателей в высотно скоростных условиях
В ин те в разные юды работали основопо-
ложники создания ВРД и ГТД в СССР
А	М	Люлька	Б	С	Стечкин,	В	В	Ува-
ров крупные учёные и конструкторы
М	В	Келдыш,	В	Я	Климов,	Г	П	Сви
щев	Л И Седов	С К	Туманский,
В	Н	Челомеи,	Г	Г	Черный	и	др	Ин т
располагает вычислит центром, производств
и эксперим базой для лабораторных ис
следований Издаёт «Труды», тематич сбор
ники Награждён орденами Ленина (1945)
Октябрьской Революции (1981)
ЦЕНТРИФУГА (от лат centrum — средото
чие центр и fuga — бегство, бег) — наземная
установка, имитирующая длительно дейст-
вующие ускорения и используемая для под
готовки летчиков и космонавтов, а также
для испытаний разл бортовой аппаратуры
ЛА Ц представляет собой стенд, на к-ром
располагается человек или аппаратура
Мощные двигатели (до неск МВт) при
водящие стенд во вращение, позволяют
создавать центростремит	ускорения св
400 м/с2 В зависимости от положения те
ла человека ускорение оказывает на него
воздействие в разл направлениях 11 ос
нащаются измерит, рентгеновской аппара
турой переговорными и др устройствами,
часто программным управлением Кабина
Ц может одновременно являться барона
мерой В Ц проводятся вестибуляторные
тренировки, регистрируются биопотенциалы
и другие важные физиол показатели че
ловека (артериальное давление, насыще
ние вдыхаемого и выдыхаемого возду
ха углекислым газом и кислородом и т и )
ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ КОМПРЕССОР см в
ст Компрессор
ЦЕНТРОВКА летательною аппара-
та— положение центра масс (ЦМ) ЛА отно
сительно носка средней аэродинамич хорды
крыла, измеряется в процентах САХ (в ряде
случаев —в долях продольного размера ЛА)
Правильный выбор Ц и ее обеспечение при
проектировании путем рационального рас
пределения масс ЛА являются одними из
условий, предъявляемых конструктору при
создании ЛА, поскольку в любом установив
шемся режиме полёта должны совпадать его
Выбор минимальной площади S,„ „ горизонтального
оперения | линия предельно передних центре
вок 2 — Тинин предельно задних центровок S —
относительная площадь органа управления (пло
падь органа управления, отнесённая к площади
крыла)
ЦМ и точка приложения всех внеш сил,
действующих на ЛА (см Аэродинамические
силы и моменты}, включая тягу двигат ус
тановки Ц значительно влияет на баланса
ровку ЛА и его продольную устойчивость
Для ЛА, не оснащ системой улучшения
устойчивости и управляемости, его ЦМ дол
жен располагаться впереди фокуса аэроди-
намического по углу атаки, с тем чтобы обес-
печить запас продольной устойчивости (см
Степень устойчивости} и приемлемые хар ки
продольной управляемости и переходных
процессов при отклонении органов управ
ления
Выбор положения ЦМ ЛА проводится од-
новременно с выбором площади органов про-
дольного управления Для этого (см рнс )
из условий устойчивости определяется линия
предельно задних Ц , а из условия баланси-
ровки ЛА при макс коэф подъёмной силы —
линия предельно передних центровок Конст
руктор учитывает возможный диапазон Ц
AxTS (в пределах этого диапазона может ме-
няться Ц ЛА в полете за счет выработки
топлива, расположения грузов и пассажи
ров) Требование обеспечения этого диапа
зона Ц с выполнением условий устойчивос-
ти и балансировки и определяет миним значе-
ние плотади органов продольного управле
ния и конкретные значения предельно перед-
ней и предельно задней центровок Для ЛА,
оснащ эффективной системой повышения
продольной устойчивости, требование запа
са продольной устойчивости не является
обязательным (его значение выбирается из
условий обеспечения оптим летно технич
хар к и обеспечения запаса пикирующего
момента на больших углах атаки), и поло
жение ЦМ относительно аэродинамич фо
куга в большой степени произвольно
Г И Зигаинов
ЦЕНТРОПЛАН ср часть крыла, при-
соединяемая к фюэеляжу или составляющая
с дим одно целое, к к рой крепятся кон-
сольные отъёмные части крыла (см рис )
Если Ц представляет собой ср часть кры
ла, присоединяемую к фюзеляжу, то он вос-
принимает нагрузку только от Отъемных час-
тей крыла Если же ср часть крыла объеди
иена со ср частью фюзеляжа, Ц воспри
нимает нагрузку как от отъемных частей кры-
ла, так и от хвостовой и носовой частей фю
зеляжа
Чаще всего Ц изготавливается как еди-
ный агрегат (сборочная единица), имеющий
технол (а иногда и эксплуатационные)
разъемы для соединения с др частями пла-
нёра самолета Конструктивно Ц состоит из
набора силовых элементов (нервюр, лонже
ронов шпангоутов, кессонов и т и ), к рые
646 ЦЕНТРАЛЬНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Центроплан I — разъем крепления мототон долы,
2—разъем креп ,е ни я центроплана к фюзеляжу
3 — разъем крепления отъемных частей крыта
Рнс 1 Административный самолет Цессна 172
«Скайхоук»
Рис I Идеальный никл
ВРД со сгоранием при
постоянном давлении
I—2 — адиабата ежа
тия 2—3 изобара теп
юподвода, 3—4 ади
абата расширения, 4—
I — изобара теплоотно
да
воспринимают нагрузки от др агрегатов пла
иёра самолёта При изготовлении Ц при
меняются такие технол процессы, как свар-
ка, клёпка, совмещённая со склеиванием, и
др На нек рых самолетах кессоны Ц исполь
зуются как емкости для топлива
У самолётов небольших размеров Ц кон
структнвно может не выделяться Но тем
не менее и в таких случаях понятие «Ц »
используется для обозначения части пла
нёра самолёта, где отъемные части крыла
стыкуются с фюзеляжем
ЦЕППЕЛИН (Zeppelin) Фердинанд (1838 —
1917) — нем конструктор дирижаблей, гене
рал, граф Окончил Воен академию в Люд
вигсбурге (1854) Организовал в 1898 Акцно
нерное об-во содействия воздухоплаванию и
на свои средства построил небольшие ма
стерские и плавучий эллннг для сборки
дирижаблей В 1900 построил первый жёст-
кий дирижабль LZ-1 объемом 11,3 тыс м3
с двумя двигателями и скоростью полета
28 км/ч В 1905 построил дирижабль LZ-2
с более мощными двигателями, в 1906 —
дирижабль LZ 3 с более совершенным опере
нием н скоростью полета ок 40 км/ч (запас
топлива на 4 I ч полёта) В дальнейшем Ц
строил дирижабли для коммерч и воен це
лен, непрерывно улучшая их конструкцию и
лётные качества В 1912 дирижабли Ц с тре-
мя двигателями мощи по 120 кВт имели
скорость до 80 км/ч и могли перевозить
полезный груз до 8,6 т В период 1-й миро
вой войны Ц построил 89 дирижаблей объе-
мом от 22 до 62 тыс м3, имевших от трёх до
шести двигателей и скорость от 80 до
130 км/ч Построенный после его смерти ди
рижабль «Граф Цеппелин» (1928) совершил
ряд рекордных перелётов, демонстрировался
в Москве (1930), использовался для перевоз
ки почты и пассажиров через Атлантику
Всего фирмой «Цеппелин» до 1940 было пост
роено 120 дирижаблей По этому типу дири
жаблей в 1920—30 х гг строились дири
жабли в Великобритании и США Портрет
см на стр 648
Лит Parseval Avon Grat Zeppelin und die
deutsche Luflfahrl В [s a], Ecketier H, Graf
Zeppelin Sem Lebeti nach eigenen Aufzeichnungen
und personhchen Erinnerungen Sluttg 1938
«ЦЕППЕЛИН» — рас пространенное назв
жёстких каркасных дирижаблей конструк-
ции Ф Цеппелина
«ЦЕССНА», «Сессна» (Cessna Aircraft
Со ) — самолётостроит фирма США Осн в
1911 С 1985 филиал фирмы кДженерал дай-
не микс» Разрабатывает и производит лёг
кие самолеты авиации общего назначения
Постройку самолётов собств конструкции
ведёт с 1916 К наиболее распространенным
самолётам с ПД относятся модель 150 (пер
вый полет в 1957, построено 23 836), 172
«Скайхоук* (1955, построено более 34 тыс,
см рис I) и 182 «Скайлейн» (1955, пост
роено более 18 тыс ) С 1969 строит само
Рис 2 Административный само ier «Саитейшен»
III
Рнс 2 Идеальный ниш ВРД со сгоранием при
постоянном объеме I—2—адиабата сжатия, 2 —
3 — изохора теплоподвода, 3—4 — адиабата рас
ширения 4—I —изобара теплоотвода
лёты семейства «Сайтейшен» с двумя ТРДД
(построено более 1000) вт ч самолёт «Сай
текшей» 111 (1979, см рис 2) со стреловид
ным сверхкрнтич крылом С 1975 ведет се
рийный выпуск самолетов с ТВД В 80 х
tr «Ц » серийно выпускала адм самолёты
«Скайхоук», «Стейшенэр», «Скайленн»,
«Центурион» с ПД, «Конкуэст» я «Караван»
с ТВД, «Сайтейшен» с ТРДД и др До 1990
фирма выпустила ок 178 тыс самолётов
ЦИКЛ ДВИГАТЕЛЯ термодинамичес
к и й—круговой процесс совершаемый рабо-
чим телом и состоящий из совокупности тер
модннамич процессов изменения состояния
рабочего тела в пределах тракта двигателя
Различают след процессы изменения пара
метров рабочего тела адиабатный (без об
мена теплотой с окружающей средой), изо
барический (при пост давлении), изотерми
ческий (при пост темп ре), изохорический
(при пост обьеме), изоэнталышйный (при
пост энтальпии), изоэнтропнйный (при пост
энтропии) Ц д можно представить в виде
замкнутой линии участки к рой характери
зуют отд процессы изменения параметров
рабочего тела Площадь, ограниченная зам
кнутой кривой в координатах давление р -
уд объем К, пропорциональна располагаемой
работе цикла Идеальный цикл ВРД (ГТД)
со сгоранием топлива при пост давлении —
цикл Брайтона — состоит из адиабаты ежа
тия воздуха в воздухозаборнике (ПВРД)
или в воздухозаборнике и компрессоре (ТРД,
ТВД), изобарич теплоподвода в камере его
рания, адиабатич расширения газов в турби
не н реактивном сопле и условной изобары
выпуска газов с отводом теплоты при воз
вращении рабочего тела в исходное состоя
нне (рис 1) Идеальный цикл ВРД со сгора
нием при пост объёме — цикл Гэмпфри -
отличается от цикла со сгоранием при р—
— const изохорич процессом теплоподвода и
реализуется в идеальном ЦуВРД (рнс 2)
Рис 3 Идеальный дик 
ракетного двигателя
I —2 — изохора сжатия
рабочего те ла 2—3 —
изобара теплоподвода,
3—4 — адиабата расши
рения 4—I — изобара
теп лоотвода
Идеальный цикл ракетного двигателя (ЖРД,
РДТТ, газового и ядерного) состоит нз нзо
хорнч повышения давления рабочего тела от
атмосферного до давления в камере сгора
ния, последующего изобарич теплоподвода
в камере сгорания, адиабатнч расширения
в сопле н условного изобарич процесса вы-
пуска до равновесного атм состояния (рис
3) Регенеративным циклом, нлн Ц д с ре
генерацией теплоты, наз цикл, в к ром
часть теплоты теряемой в процессе выпуска
рабочего тела, возвращается в процессе теп
лоподвода повышая тем самым термнч кпд
цикла и приближая его к идеальному обра
тнмому циклу Карно	Р И Курзинер
ЦИКЛИЧЕСКИЙ ШАГ — компонент угла
установки лопасти несущего винта, меняю
шийся в зависимости от ее азимутального
положения Управление Ц ш осуществля-
ется с помощью автомата перекоса Ц ш
используется для управления вертолетом
по тангажу н крену, а также для стабили-
зации его движения (при управлении Ц ш
с помощью автопилота)
циклон (от греч kyklon — кружащийся,
вращающийся) — атм возмущение с пониж
давлением в центре и вихревым движением
воздуха В сев полушарии циркуляция воз-
духа в системе Ц происходит против часо-
вой стрелки, в юж полушарии—по часовой
стрелке Большинство Ц возникает и раз-
вивается в умеренных и полярных широтах
Горизонт размеры внетропических Ц — от
1 тыс км в молодом образовании до неск
тыс в т и циклоннч системе, образовав
шейся в результате объединения неск Ц При
ср атм давлении на уровне моря ок 1000
гПа давление в центре Ц может понижать
ся до 950—920 гПа Области Ц , принимаю-
щие форму лат буквы V, паз ложбинами
Горизонт ось ложбины является линией схо
димости барич градиентов и возд потоков
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

647
Рнс 1 Схема внетропического циклона в северном
полушарии линнн— изобары в приземном слое
(линии равного атмосферного давления в гПа
приведённого к уровню моря) стрелки — направ
тенне ветра Н — центр циклона
Развитие Ц происходит в зонах наибольших
контрастов темп ры тропосферы на полярных
и арктич атмосферных фронтах при возник-
новении крупномасштабных волновых и вих
ревых движений, в к-рые вовлекаются раз
делённые фронтами возд массы Возрастает
кинетич энергия развивающегося возмуще-
ния, атм давление в его центре поиижа
ется, Ц углубляется Происходит окклю-
зия 11 — вытеснение теплого воздуха в высо
кие слои тропосферы Ц принимает харак
тер вихря холодного воздуха—атм давление
в центре Ц повышается (первоначально в
ниж части тропосферы) Под влиянием при
тока более холодных возд масс происходит
регенерация — вторичное развитие уже на
чавшего затухать Ц Над сев частью Атлан
тич океана и Европой ежегодно наблюдается
ок 60 серий, состоящих из неск Ц , сме
щающихся один за другим со ср скоростью
Облака
Изобары и направление ветра
вне слоя гранил
Движение холодного воздуха
у земли
Движение теплого воздуха
у земли
ФРОНТЫ:	УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ:
Стационарный
Теплый
ААААА Холодный
Рнс 2 Схема развития циклона а — распределение давления и воздушных течений в средней тро
посфере (иа высоте 4—6 км) б — распределение давления ветров и воздушных масс в призем
ном слое, в — вертикальный разрез по линии А—А I — до возникновения циклона 2 — циклон в
начальной стадии (волны) 3- молодой циклон 4 циклон в стадии окктюзии Н — низкое дав
ленце, В — высокое давление ТВ — теплый воздух ХВ — холодный воздух
30—40 км/ч Скорости вновь образовав-
шихся Ц могут достигать 80—100 км/ч
В нач стадии Ц является низким (ниже
5 км), но по мере развития растет Высокий
Ц хорошо выражен в тропосфере и неред-
ко в ниж стратосфере, но отсутствует
в приземных слоях С Ц связаны сложные
метеорол условия для авиации, т к в слу
чае преобладания восходящего движения
образуется мощная облачность, особенно в
атм фронтах Экипажам ЛА в авиац
прогиостич картах погоды указывается
положение центров Ц (на рос картах бук
вой Н — низкий, на междунар — буквой
L — Low — низкий), значения давления в
этих центрах, направление и скорость
смещения Ц сведения об облачности,
опасных атмосферных явлениях Т ропиче
с кие Ц возникают вблизи внутритропич
зоны конвергеицин Отличаются от вне
тропич Ц меньшими размерами (100 —
300 км в поперечнике), значительно боль-
шими барич градиентами, штормовыми ско
ростями ветра, ливневыми осадками Ис-
ключение составляет т н глаз бури —
область в центре вихря диам вер 20—30 км,
с прояснениями и слабыми ветрами В тро
пиках Ц медленно движутся к западу В
умеренных широтах тропич Ц регенериру-
ют, становятся внетропическими и переме-
щаются к востоку Скорость их движения
возрастает Выделяют тропич штормы —
скорость ветра 17—34 м/с, тропич урага
ны—34 м/с н выше Всего за год в ср
возникает ок 80 тропич Ц, нз них 30 —
на Дальнем Востоке (тайфуны) Они пред
ставляют большую опасность для море
плавания и авиации, вызывают разрушения
и наводнения на суше Для определения
местоположения и интенсивности Ц наряду
с наземными наблюдениями используются
I, Осадки
Ф Неппечин
К 3 Циолковский
телевиз изображения с метеорол спутни-
ков См рнс 1, 2
С С Гайгеров Л И Мамонтова
циолковСКИй Константин Эдуардович
(1857 —1935) —русский учёный и изобре-
татель в области воздухоплавания, авиации
и ракетной техники, основоположник совр
космонавтики Осн работы Ц посвящены
науч обоснованию цельнометаллич аэроста
та (дирижабля), аэроплана обтекаемой фор
мы, поезда на возд подушке н ракеты для
межпланетных путешествий Первым печат-
ным трудом о дирижаблях был «Аэростат
металлический у правляемый» (1893), в к ром
дано науч и техн обоснование конструкции
Дирижабля с металлич оболочкой Ц при-
надлежит идея постройки аэроплана с метал
лич каркасом В ст «Аэроплан, или птице-
подобная (авиационная) летательная маши
на» (1894) даны описание и чертежи моно
плана, отличавшегося крыльями толстого
профиля с округлённой передней кромкой и
фюзеляжем обтекаемой формы (рис в табл
fl) В 1897 Ц построил аэродинамич трубу,
разработал методику эксперимента в ней и в
1900 на субсидию АН сделал продувки про
стейших моделей и определил коэф сопро
тивлеиия шара, плоской пластинки, цилинд
ра, конуса и др тел В 1932 Ц разработал
теорию полета ракетных самолётов в стра
тосфере и схемы самолётов для полёта с
гиперзвук скоростями Ц—основоположник
теории межпланетных сообщений Его ис-
следования впервые показали возможность
достижения космич скоростей, осуществи-
мость межпланетных полётов и освоения че
ловеком космич пространства Труды Ц в
значит степени способствовали развитию ра
кетной н космич техники в СССР и др
странах Награждён орденом Трудового
Красного Знамени В 1954 АН СССР
учредила золотую медаль им К Э Циол-
ковского «За выдающиеся работы в области
межпланетных сообщений» В Калуге, Моск-
ве и Рязани сооружены памятники ученому
Созданы мемориальный дом музей в Калуге,
музей в Кирове Его имя присвоено Моск
авиац технол ин-ту. Гос музею истории
космонавтики Именем Ц иазв кратер на
Луне
Лит Идея К Э Цнолковскогп и современ
ные научные проблемы М, 1984, Космодемь
янский А А, К 9 Циолковский, 2 изд, М,
1987
ЦИРКУЛЯЦИЯ СКОРОСТИ (от лат circu-
latjo—Вращение)—кинематич хар-ка тече-
ния жидкости нлн газа, в частности, она
служит мерой завихренности потока при
изучении вихревых течений
Ц с Г — одна из оси интегральных хар к
поля скоростей в сплошной среде и опреде-
ляется соотношением
Г= §Vdl,
i
где dl — направленный элемент кривой /,
по к рой вычисляется Ц с , V — вектор ско-
рости 11 с является важной хар кой поля
648 ЦИОЛКОВСКИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
П В Цыбин
С А ЧаплЫ|НН
скоростей благодаря существованию теорем
гидродинамики о сохранении Ц с по жидким
замкнутым контурам в идеальной среде и
Чуковского теоремы, связывающей появле
ние подъёмной силы на профиле, движущем
ся в идеальной жидкости, с Ц с по замк
нутому контуру вокруг него
В зависимости от того, обращается в
нуль Ц с по замкнутому контуру или нет,
получаются две принципиально разл схемы
обтекания тела идеальной жидкостью При
бесциркуляц обтекании тела, к рое север
шает поступят движение с пост скоростью,
равнодействующая аэродинамич сила равна
нулю (см Д’Аламбера — Эйлера парадокс)
Данная схема не позволяет изучать подъем-
ную силу крыла, она применяется лишь для
упрощённого анализа взаимодействия т В
слабоиесущих тел со средой при неустано-
вившемся движении (см Присоединенная
масса) Н Е Жуковский ввёл в рассмотре-
ние неоднозначные потенциалы скоростей,
соответствующие вихрям присоединенным, и
предложил схемы цнркуляц обтекания тел
Это позволило описать механизм образо-
вания подъёмной силы крыла в идеальной
среде (см /(рыла теория)
Согласно теореме Дж Г Стокса, Ц с
По замкнутому контуру связана с пото-
ком завихренности Q=rot V через любую
поверхность S, опирающуюся на этот кон
тур
r-^QdS
С М Белоцерковский
ЦКБ, Центральное конструкторе
кое бюро,— название ряда опытно кон-
структорских орг ций авиац профиля в
СССР ЦКБ Авиатреста (ЦКБ ВАО)
ЦКБ-39, ЦКБ ЦАГИ, ЦКБ з да № 39 нм
В Р Менжинского, ЦКБ-29 ЦКБ-39 и
ЦКБ-29 существовали при органах внутр
дел В них работали авиац специалисты,
находившиеся в результате необоснован-
ных репрессий в заключении (все они
впоследствии были реабилитированы), а
также вольнонаёмные сотрудники
ЦКБ Авиатреста (ЦКБ ВАО) Обра-
зовано в 1926 при Авнатресте ВСНХ СССР
в целях сосредоточения и координации усилий
в области опытного авиастроения Включало
Отдел сухопутного самолётостроения (ОСС),
Отдел опытного моторостроения (ООМ) и
Отдел морского опытного самолётостроения
(ОМОС) ОСС базировался сначала на
з-де № 1 (бывший к Дуке»), затем на з де
№ 25 (см «Самолет», рук Н Н Поликар
пов) ОМОС первоначально функционировал
на з де № 23 «Красный летчик», а в кон
1927 был переведён на территорию моек
з да № 22, рук Д П Григорович Ф-ции
ООМ были возложены на КБ моек авиа
моторного з да № 24 им М В Фрунзе, рук
А Л Швецов В нач 1930 ЦКБ, подчи
иённому тогда Всес авиац объединению
(ВАО), предоставили производств базу Мос-
ковского авиационного завода № 39 им
В Р Менжинского Здесь стали работать
С А /(очеригин, А Н Рафаэлянц, А С Яков-
лев, В П Яценко, В В Никитин и др
конструкторы В авг 1931 ЦКБ ВАО под-
чинили ЦАГИ
ЦКБ-3 9 ОГПУ Было образовано в 1929
и занимало неск ангаров на территории з да
№ 39 им В Р Менжинского Группой реп
рессированных конструкторов, в к-рую вхо-
дили Б Ф Гончаров, И М Косткин, П М
Кренсон, А В Надашкевич, В Л Корвин
и др (всего ок 20 чел ), руководили Поли-
карпов и Григорович Здесь были созданы
истребители И 5, И-Z, опытный бомбарди-
ровщик ТБ 5 После успешных испыта-
ний истребителя И 5 постановлением ЦИК
СССР от П июня 1931 репрессированные
конструкторы были освобождены Многие
из них стали работать в ЦКБ ВАО
ЦКБ ЦАГИ Образовалось в 1931 пу-
тём объединения ЦКБ ВАО и Отдела авиа-
ции, гидроавиации и опытного стр ва (АГОС)
ЦАГИ Возглавил ЦКБ ЦАГИ С В Илью-
шин В мае 1932 оно было преобразовано
в Сектор опытного стр ва (СОС ЦАГИ), а в
нач 1933 из СОС было выделено ЦКБ опыт-
ного самолётостроения лёгких самолетов и
войсковых серий и переведено на з-д № 39
им В Р Менжинского
ЦКБ завода № 39 им В Р Мен-
жинского Включало неск специализир
бригад, к рые возглавили Кочеригнн, Поли-
карпов, В А Чижевский. Г М Бериев. Илью-
шин (он же нач ЦКБ) Под заводской мар
кой «ЦКБ» здесь был создан ряд известных
самолётов И-15 (ЦКБ 3), И-16 (ЦКБ-12)
ДБ-3 (ЦКБ-30), Ил-2 (ЦКБ-55) Процесс
расформирования этого ЦКБ проходил в
1934 — 36, когда большинство его конструк-
торских бригад были переведены на серий-
ные з-ды
ЦКБ29 НКВД Было образовано в 1939
на территории моек авиац з да № 156 (ны-
не Авиационный научно-технический комп-
лекс им А Н Туполева) Здесь 4 отдела
вели работы по своим темам проект «100»
(под рук В М Петлякова создан бомбар-
дировщик Пе2), проект «102» (под рук
В М Мясищева—опытный бомбардировщик
ДВБ 102), проект «103» (под рук А Н Ту-
полева — бомбардировщик Ту-2), проект
«110» (под рук Л Л Томашевича — опыт
ный истребитель «НО») На положении За
ключённых в ЦКБ 29, кроме рук проектов,
находились также В Л Александров, Н И
Базенков, Р Л Бартини, П А Вальтер,
С М Егер, А М Изаксон, Л Л Кербер,
С П Королев, Д С Марков, К В Мин-
кер, А В Надашкевич, А И Некрасов,
И Г Неман, К Е Полищук, А И Пути-
лов, Б А Саукке, Г С Френкель, А М Че-
ремухин, В А Чижевский и мн другие учё-
ные и конструкторы (всего более 120 чел )
В июле 1941 отделы 102, 103, НО были пере
базированы в Омск Петляков и сотрудники
его отдела были освобождены в 1940, а боль
шинство др заключённых — в годы войны
Г В Костырченко М Б Саукке
ЦЫБИН Павел Владимирович (р 1905) —
сов конструктор авиац и ракетно-космич
техники, засл деятель науки н техники
РСФСР (1965) В 1927-46 в Кр Армии
Окончил Воен техн школу ВВС РККА
(1928), 3 курса Воен возд академии РККА
нм проф Н Е Жуковского (1941, ныне
ВВИА), Высш инж курсы МВТУ (1950)
В 1923 — 26 планерист инструктор Об ва дру-
зей возд флота Создал ряд уч и десант
ных планёров В 1943 руководил операцией
по доставке оружия и боеприпасов белорус
партизанам на планерах Гл конструктор
авиац з-дов (1940—48) Создал эксперим
самолеты («летающие лаборатории») ЛЛ I н
ЛЛ-2 с РДТТ для исследования аэроднна
мнки самолетов на трансэвук скоростях В
1955—59 возглавлял ОКБ 253 образованное
для разработки сверхзвук дальнего высотно
го бомбардировщика Его натурная модель
(НМ-l) проходила лётные испытания С 1961
зам С П Королёва Ленинская пр (1966)
Награждён орденом Ленина, 2 орденами
Красного Знамени, орденами Отечеств
войны 1-й и 2-й степ , 2 орденами Трудо
вого Красного Знамени, орденом Красной
Звезды, медалями
«ЧАЙКА» — схема крыла, при к рой его
корневые части имеют положительное по-
перечное V крыла, а концевые — менее по-
ложительное нли горизонтальны (см рнс )
Крыло похоже на крыло летящей чайки
Крыло схемы «Чайка»
(отсюда назв ) Схему «Ч » могут иметь
крыло высокоплана или верх крыло би-
плана В 30 е гг такое крыло применя-
лось на нек рых истребителях с целью улуч-
шения обзора в верх полусфере, напр на
полутораплане И 153 Часто используется
иа гидросамолётах для увеличения высоты
расположении двигателей над водной
пов стью, чтобы предохранить их от за-
брызгивания при взлёте и посадке
«ЧАЙНА ЭРЛАЙНС»
(China Airlines)—на- \ к\
циональная авиаком \ vk X.
пания Тайваня Осу- \ 1^
шествляет перевозки \ Х^
в страны Азии, Сев \ W^k Xi
Америки, Зап Евро-
пы. Ср Востока и
Африки Оси в 1959
В 1989 перевезла 4,9 млн пасс , пассажи-
рооборот 10,49 мрдр п-км Авиац парк—
23 самолёта
ЧАПЛЫГИН Сергей Алексеевич (1869—
1942)— сов учёный в области теоретич
механики, один из основоположников совр
гидро- н аэродинамики, акад АН СССР
(1929, чл корр 1924), Герой Соц Труда
(1941) Ученик и соратник Н Е Чуковско-
го В 1890 окончил физ -матем ф-т Моск
ун та и по представлению Жуковского был
оставлен там для подготовки к профес-
сорскому званию С 1893 преподавал
физику в женском ср уч заведении,
механику в Императорском техн уч-ще,
Моск инж уч-ще, Моск ун те Ч — орга-
низатор и директор Моск высш женских
курсов (1905 — 18) Ч написаны универси-
тетский курс аналитич механики «Механика
системы» (ч 1—2, 1905—07) и сокра-
щённый «Пропедевтический курс механики»
для втузов н естеств ф-тов ун-тов (1915)
Первые труды Ч , созданные под влиянием
Жуковского, относятся к области гидро-
механики В работе «О некоторых случаях
движения твёрдого тела в жидкости» (1894)
и в магистерской диссертации «О неко-
торых случаях движения твёрдого тела в
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	®49
жидкости» (1897) он дал геом интерпре
тацию законов движения твёрдых тел в
жидкости За исследования по теории дви-
жения твёрдого тела в жидкости н по дви
жеииЮ тел с неннтегрируемыми связями
Ч получил в 1899 от Петерб АН почётную
золотую медаль
В кон 19 — нач 20 вв Ч начинает
заниматься Струйными течениями В 1902
представляет в Моск ув т докторскую
диссертацию «О газовых струях», в к рой
был дан метод исследования струйных те-
чений газа при любых дозвук скоростях
В то время исследование газовых течений
со скоростями, приближающимися к ско-
рости звука, не было актуально для
авиации Лишь через 30 лет работа Ч яви
лась основой для решения задач о звук те-
чениях, а развитие созданных в ней мето-
дов привело к решению осн вопросов,
связанных с работой крыла при больших
дозвук скоростях
Вопросы аэродинамики стали центром его
науч деятельности В 1910 почти одновре
менно появились работы Ч «О давлении
плоскопараллельного потока на преграж-
дающие тела» и Жуковского «О контурах
поддерживающих поверхностей аэропла
нов», в к рых впервые даются способы ко-
личеств определения циркуляции вокруг
профиля Это явилось необходимым допол
нением к теореме Жуковского о подъёмной
силе крылового профиля В своей работе Ч
применил выдвинутый им принцип схода
струй с острой кромки крыла к опре
делению течений около ряда конкретных
профилей В ней же содержатся формулы
определения аэродинамич подъёмной силы
и момента (см Чаплыгина — Жуковского
условие)
В 1914 появилась фундам работа Ч
«Теория решётчатого крыла», в к рой
заложены основы теории обтекания решеток
циркуляц потоком, явившейся базой для
расчёта винтов, турбин и др лопаточных
машин В последующих трудах Ч решил
ряд сложных задач, связанных с опреде-
лением точки приложения подъёмной силы,
определением сил, действующих в неуста
новнвшемся полёте, теорией т н меха ни
зиров крыла, вопросами устойчивости кры-
ла в полёте и т д
Большой вклад внёс Ч в математику Его
исследования по приближённому интегриро-
ванию диф ур ний принадлежат к круп
ным достижениям матем мысли Иден Ч
оказались применимы не только для реше-
ния широких классов диф ур ний, но н при
приближённом решении весьма общих клас
сов функциональных ур-ний
После Окт революции 1917 Ч активно
продолжает вести науч исследования С 1918
он участвует в работе Комиссии особых
арт опытов при Гл арт управлении и в
работе Науч -эксперим ин-та путей сооб-
щения, а в кон 1918 привлекается Жу-
ковским к организации ЦАГИ В 1921 —
30 Ч — пред коллегии, в 1928—31 —дирек
тор-нач ЦАГИ В последующие годы Ч
руководил созданием крупнейших аэроди-
намич лабораторий ЦАГИ (1931—41) Пр
им Н Е Жуковского (1925) Награждён
2 орденами Ленина, 2 орденами Трудо-
вого Красного Знамени АН СССР учре-
дила (1942) пр им С А Чаплыгина «За
лучшую ори1ииальную работу по теорети-
ческим исследованиям в области механи
ки» Город Раненбург бывшей Рязанской
губернии, где родился Ч, переименован в
г Чаплыгин (Липецкая обл ) В Москве
установлен бюст Ч (I960), а на терри
тории ЦАГИ —памятник (1959) Его имя
носят научно-иссл ин-т авиации в Ново-
сибирске (СнбНИА), аэродинамич лабора-
тория в ЦАГИ В Москве действует мемо
риальный музей-квартира Ч Его именем на
зван кратер на обратной стороне Луны
Соч Собр соч т I—4 М—Л 1948—50,
Избр труды И 1976 (сер «Классики науки»)
Лит Голубев В В С А Чаплыгин М,
1947, С А Чаплыгин Материалы к научной
биографии К столетию со дня рождения 1869—
1969 М 1972 (Труды ЦАГИ, в 1429) Кел
дыш М В С А Чаплыгин в ин Чаплыгин
С А , Избр труды М, 1976 (лит )
ЧАПЛЫГИНА —ЖУКОВСКОГО	УСЛО-
ВИЕ—требование конечности скорости по
тока в острой задней кромке гладкого про-
филя крыла при безотрывном обтекании его
потоком идеальной жидкости Сформулиро-
вано С А Чаплыгиным и использовано
Н Е Жуковским для вычисления подъём-
ной силы профиля в 1910 Одно из осн
положений аэродинамики, используемое для
определения циркуляции скорости Г вокруг
профиля, к-рое позволило вместе с Жу-
ковского теоремой о подъёмной силе соз
дать крыла теорию в рамках модели иде-
альной жидкости
Картина обтекания гладкого профиля
с острой задней кромкой потоком иде-
альной жидкости зависит от значения Г
В случаях а н б на рис 1 скорости на ост
рой кромке становятся бесконечными, и
только в случае в, когда поток сходит с
задней кромки скорости будут иметь ко
нечные значения как в этой точке, так и
во всём поле течения Т о , Ч —Ж у позво-
ляет из множества течений выделить един-
ственное, имеющее реальный смысл, и,
следовательно, математически однозначно
сформулировать задачу обтекания профиля
потоком идеальной жидкости Ч —Ж У но-
сит весьма общий характер и отражает
механизм возникновения циркуляции ско-
рости вокруг профиля, связанный с прояв-
лением реальных свойств среды Напр ,
при обтекании тонкого профиля в нач мо
мент времени на задней кромке под вли
янием сил трения образуется вихрь ин
тенсивности —Г, к рый затем отрывает
ся и уносится потоком на бесконечность
В результате около профиля устанавли-
вается течение, близкое к потенциальному
с циркуляцией скорости Г
В совр теории крыла Ч —Ж У исполь
зуется как в классич варианте, так и в
виде разл обобщений При наличии у
профиля неск острых кромок (напр , у
пластины) или ряда точек излома (напр ,
у многоугольника) стационарная постанов
ка задачи приводит к физически нереаль-
ным течениям, т к Ч - Ж у можно удов
летворить только в одной из этих точек Од
нако успешно развиваются нестационарные
подходы, в к-рых допускается сход вих-
ревых пелён (волнистые линии на рис 2)
со всех острых кромок или изломов, что
позволяет применять в них Ч —Ж у и
получать всюду конечные скорости Раз-
витие числ методов сделало возможным
переход к ещё более сложным задачам
теории крыла, в к-рых учитываются и вяз-
кие отрывы (нендеальные жидкости) До-
полнение моделн, основанной на схеме
идеальной среды, теорией нестационарного
пограничного слоя позволяет проводить
расчёт более сложных схем обтекания про-
филя (рис 3) У задней кромки Ч —Ж у
применяется в обобщённом виде здесь
пограничный слой переходит в вихревой
след, к-рый моделируется дискретными
вихрями свободными Кроме того, ана-
логичные следы образуются и в местах от-
рыва пограничного слоя
С М Белоцерковский
ЧАРОМСКИЙ Алексей Дмитриевич (1899—
1982)— сов конструктор авиац и тан-
ковых дизелей, д-р техи наук (1953), ген
майор ииж техн службы (1944) Участник
Окт революции 19(7 и Гражд войны
Окончил Воен -возд академию РККА им
проф Н Е Жуковского (1928, ныне ВВИА)
С 1928 в Науч автомоторном ин те, а за-
тем в ЦИАМ занимался конструированием
и созданием дизелей Был необоснованно
репрессирован и в 1938—42 находился в
заключении, работая в моторной группе
особого техбюро НКВД В 1942—60 гл
конструктор на з дах Под рук Ч создан
ряд авиац дизелей, в т ч М 40 и АЧ-ЗОБ
(применялся на дальних бомбардировщиках
Ер-2 и Пе-8) Разрабатывал также тан-
ковые дизели Преподавал в МАИ, МВТУ
и др вузах (проф ) Гос пр СССР (1943)
Награждён 2 орденами Ленина, 2 ордена
ми Красного Знамени, орденами Суворова
2-й степ , Трудового Красного Знамени,
медалями
Рис 2 Схема нестационарного обтекания профи t острыми кромками
и изломами на которых выполняется условие Чап |ыгинз—Жуковского
Волнистыми линиями показаны нестационарные свободные вихри
Рнс 3 Схема нестационарного обтекания профиля (обозначен сплошной
линией) с отрывами пограничного слоя (штриховая линия) Стрелки
обозначают направление и значение скорости потока в пограничном
слое, точки и тонкие сплошные линии—дискретные свободные вих
рн и траектории нх Движения
650 ЧАПЛЫГИНА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ЧАРТЕР ВОЗДУШНЫЙ (англ charter) —
договор, по к рому одна сторона (фрахтов-
щик) обязуется предоставить др стороне
(фрахтователю) за плату всю вместимость
или часть вместимости одного или неск
возд судов на один или неск рейсов для
перевозки пассажиров, багажа, грузов, поч
ты или иных делен
Фрахтовщик обязан своевременно пре-
доставить вместимость возд судна и со
держать его в течение всего срока дей-
ствия договора в состоянии, годном к ис-
пользованию для целей, предусмотренных
договором В интересах безопасности по-
лёта фрахтовщик имеет право переносить
или отменять вылет, совершать в течение
полёта посадки, делать остановки, необ-
ходимый ремонт, изменять маршрут или
прекращать полет, а также уменьшать кол
во пассажиров, багажа, i руза и почты, при-
нимаемых на борт в соответствии с условия
мн договора Фрахтователь может с согла
сия фрахтовщика предоставить зафрахто-
ванное судно в субчартер Он может отка-
заться от договора с уплатой неустойки
в размере, предусмотренном Ч в Сторона
По Ч в освобождается от ответственности
за неисполнение или ненадлежащее испол
нение договора, если докажет, что неиспол-
нение или ненадлежащее исполнение дого-
вора произошли не по ее вине
По Ч в в качестве фрахтователей
обычно выступают разл туристич и экс
педиторские фирмы, агентства, спортивные и
пр общества, а в качестве фрахтовщи
ка — авиатрансп пр тия Для перевозки
пассажиров на регулярных рейсах может
заключаться блок-чартер В этом случае
бронируется определ число мест на возд
судне, выполняющем регулярный рейс Пос
тоянный рост объемов нерегулярных авиа
перевозок на зафрахтованных возд судах
(чартерных авиаперевозок) и сравнительно
дешевые их цены оказывают негативное
влияние на рентабельность и эффективность
регулярных перевозок, поэтому мн гос-ва
ограничивают чартерные перевозки спец
условиями, принимают дополнит меры конт-
роля за цепами на них НН Остроумов
ЧАСТОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА в те
ории автоматического регулиро-
вания— зависящий от частоты комплекс
ный коэф связи между рассматриваемым
параметром системы и входным воздейст-
вием, Ч х существуют, если вынужден
ная составляющая движения системы яв-
ляется периодич ф-цией одного периода
(одной частоты <о) с периодом вынуж
дающего воздействия Если входной сигнал
(воздействие) хвк и выходной сигнал (от-
клик на воздействие) xBbfIl системы предста
вить в комплексном виде
Хвх = Лвх(ш)еХР{4ы/ + %х (“)]}
*ВЫх = лвых (<°) ехр{|[<0/ + <pBWJ (ы) ]),
где Авк(<й), Авых(ы) — амплитуды, <рвк(<о),
q>BblJ(w) —фазы соответственно входного и
выходного сигналов, то отношение 1Уг(ип) =
= хвых/хвх наз Ч х системы, при этом вели-
чину | W(iw) | =Авыя(ш)/Адл(ы) называют
амплитудно-частотной характе
ри ст и кой (АЧХ), а величину argWfwo)—
= <Рвър(<й) — %х(“)— фазовой часто
тнои характеристикой (ФЧХ) В
практике часто используют логарифми-
ческие амплитудно-частотные ха-
рактеристики (ЛАЧХ) и логариф
мическ и е фазовые частотные ха-
рактеристики (ЛФЧХ) При их постро-
ении по осям абсцисс откладывают час
тоту в логарифмич масштабе, а по осям
ординат I W(ico) |,— выраженную в дБ, и
q> в линейном масштабе (см рис , а) При
этом частота среза ыср, при к-рой ЛАЧХ
пересекает ось абсцисс, может служить ме
рой быстродействия системы, а запас по фа
зе А<р(Д<р=л—|<р(шсе)[) - мерой затухания
свободных колебании в ней Ф-цию IV(zw),
построенную на комплексной плоскости в
координатах RelV(m), ImW(iw) (см рнс , б),
называют амплитудно-фазовой ча
стотноЙ характеристикой (см так
же Годографа метод) Для нелинейных сис
тем за АВЬ|Х и <рвь|к принимаются амплитуда и
фаза первой гармоники выходного сиг на
ла В этом случае Ч х зависит от амплиту
ды входного сигнала, а при нек рых со
четаниях параметров системы — и от нап
равлеиия (увеличения или уменьшения, см ,
напр , Гистерезис) изменения частоты Из
ложенное выше справедливо для т н не-
прерывных стационарных систем, в более
общем случае линейных непрерывных и им
пульсных систем Ч х определяют как от-
ношение комплексных спектров выходного
и входного сигналов У системы, имеющей п
параметров состояния и k входных воздей-
ствий, иасчитываегся n-k независимых
Ч х Напр, короткопериодическое
продольное движение самолета характери-
зуется изменениями угла атаки а и ско-
рости тангажа юг, самолет имеет четыре
Ч х по этим параметрам при отклоне-
нии бв руля высоты и воздействии вертик
порывов ветра со скоростью 1F, являющиеся
ф циями tai a/fiB, a/W, ыг/бв,	а ком-
Частотные характеристики разомкнутой системы
Л Д Чаромский
II В Четнокоп
ЯВЛЯЮТСЯ Ч X
бинациями этих Ч
по перегрузке	ns/W
Ч х широко используются при анализе
системы «самолет - летчик — система уп
равлеиия» благодаря возможности опреде
ления её динамич хар-к по Ч х отдель
ных элементов, устанавливаемых расчегны
ми или эксперим методами Ч х при
меняются для определения запасов устой
чивости замкнутых систем по Ч х ра
зомкнутых, для выяснения параметров авто
колебаний при наличии в системах не-
линейностей и реакции систем на детер
минированные и случайные воздействия.
для матем моделирования элементов систем
гго их Ч х В общем случае Ч ч системы
связана с ее передаточной функцией W{p)
соотношением 1^(ш)= U7(p)p==w
Широкое использование эксперим ме
тодов определения Ч х привело к созда-
нию и внедрению в иссл практику специ-
ализир приборов — анализаторов Ч х ,
включающих генераторы гармонии сигна-
!ов. измерит и вычислит устройства
Лит Техническая кибернетика Теория автома
тического регулирования под ред В В Соло
довиикова кн I —3, М 1967— 69 Ю Г Живов
Че-2 (МДР6) — летающая лодка кон-
струкции И В Четверикова морской даль
ний разведчик Высокоплан (рис в табл
XVI) с крылом типа «чайка» Дл 15,73 м,
размах крыла 19,3 м, пл крыла 59,4 м2
Конструкция в осн металлическая Сило-
вая установка — два ЛД М 63 мощн по
809 кВт Взлетная масса 6700 кг (в пе
регрузочном варианте 7200 кг) Воору
жение три пулемета ШКАС в двух стрел
ковых установках, бомбовая нагрузка до
1000 кг Скорость 360 км/ч потолок 9000 м,
дальность полёта до 2650 км Экипаж
3- 4 чел Самолет строился серийно в 1939--
40 и применялся в годы Вел Отечеств
войны
ЧЕЛНОКОВ Н иколай Васильевич (1906—
74) сов летчик, ген майор авиации (1949),
дважды Герой Сов Союза (1942 1944)
В Сов Армии с 1928 Окончил Севас
топольскую школу мор летчиков (1931),
академич курсы при Воен мор академии
(1945), Высш воен академию (1949,
позже Воен академия Генштаба Вооруж
Сил СССР) Участник сов -финл и Вел
Отечеств войн В ходе войны был ком
бомбардировочной и штурмовой эскадрилий.
ком минно торпедного
штурмового авиаполка,
авиадивизии Совершил
вылетов После войны на
авиаполка, ком
ком штурмовой
св 270 боевых
командных и штаб
ных должностях в авиации ВМФ и на пре
подават работе Деп ВС СССР в 1946—-
50 Награждён 3 орденами Ленина, 4 ор
денами Красного Знамени, орденами Уша
кова 2 й степ , Красной Звезды, «Знак
Почёта», медалями Бронзовый бюст в
Санкт-Петербур! е
Лит Локшин В С Самой юв С С
Верность в их кн Шесть золотых звезд М
1976 Кузнецов И И. Морской летчик в его
кн Золотые звезды нркутяи. Иркутск 1482
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим!£{?|ИгШ$В
ЧЕЛОМЕЙ Владимир Николаевич (1914—
84)— сов. учёный в области механики и про-
цессов управления и конструктор в области
авиап. и ракегно-космич. техники, акад.
АН СССР (1962; чл.-корр. 1958), дважды
Герой Соц. Труда (1959, 1963). После
окончания Киевского авиац. ин-та (1937)
работал там же преподавателем, а с 1941 —
в ЦИАМ, где им был создан (незави-
симо от работ в Германии) первый в
СССР ПуВРД (1942). Этот двигатель уста-
навливался на самолётах-снарядах конст-
рукции Ч., а также на эксперим самолё-
тах. С 1944 гл. конструктор. С 1959 ген.
конструктор объектов ракетно-космич.
техники. Под его рук разработаны PH и
ИСЗ «Протон», ИСЗ «Полёт», орбит,
станции «Салют-3, -5» и др. объекты.
С 1952 проф. МВТУ. Осн. труды по
конструкции и динамике машин, теории
колебаний, динамич. устойчивости упру-
гих систем, теории сервомеханизмов Зо-
лотая медаль им. Н. Е. Жуковского
(1964), золотая медаль им А- М. Ляпу-
нова АН СССР «За выдающиеся работы в
области математики и механики» (1977).
Деп. ВС СССР в 1974 —84. Ленинская пр.
(1959), Гос. пр. СССР (1967, 1974, 1982).
Награждён 5 орденами Ленина, орденом
Октябрьской Революции, медалями.
Соч Избранные труды, М. 1989
ЧЕЛЮСКИНСКАЯ ЭПОПЕЯ. 10 авг. 1933
из Мурманска вышел грузо-пасс. пароход
«Челюскин» с заданием пройти за одну на-
вигацию Сев. мор. путь и выйти через
Берингов пролив в Тихий океан. Возглавит
экспедицию нач. Гдавсевморпути проф
(впоследствии акад ) О. Ю Шмцдт, капи-
таном парохода был В. И. Воронин. 13 февр.
1934 «Челюскин» был раздавлен льдами и
затонул в Чукотском м. в 287 км от мыса
Северного (ныне мыс О. Шмидта) и в 267
км от мыса Уэлен. Люди успели выса-
диться на льдину, выгрузили всё необходи-
мое и разбили лагерь. 14 февр. была
организована правительств комиссия по
спасению челюскинцев во главе с В В. Куй-
бышевым. Осн. надежды на оказание помо-
щи потерпевшим бедствие были связаны с
авиацией. В то время в сев. р-нах стра-
ны не было ещё достаточного кол-ва авиа-
баз с аэродромами, запасами горючего,
обеспечением метеоинформаццен. Предстоя-
ло летать в безлюдной и безориентирной
местности на самолётах, к-рые не были утеп-
лены, оснащались простейшим навигац. обо-
рудованием и не имели радиосвязи. Лёт-
чикам противостояли жестокие морозы, ту-
маны, шквальные ветры, многодневная пур-
га, обледенение машин, внезапные перемены
погоды.
Наиболее близко к лагерю Шмидта — в
бухте Лаврентия — оказался полярный лёт-
чик А. В- Ляпидевский. После 29 попы-
ток он 5 марта пробился к лагерю, поса-
дил свой двухдвигательный самолёт А НТ-4
на небольшой, окружённый торосами ледо-
вый аэродром и вывез в пос. Уэлен 10 жен-
щин и двух детей (челюскинцам придётся
неоднократно готовить аэродромы заново, т
к. их разрушала ггодвижка льдов). Позднее,
при перелёте в пос. Ванкарем, где орга-
низовывалась гл. база, Ляпидевский из-за
поломки двигателя совершил вынужд. по-
садку и не смог более принимать участие
в спасат. работах
В США были закуплены два 9-местных
пасс самолёта Консолидейтед «Флестер» с
тем, чтобы достигнуть Чукотки со стороны
Аляски. За ними отправились лётчики С. А.
Леваневский и М Т. Слепнёв, а также упол-
номоченный правительств комиссии поляр-
ный исследователь Г. А. Ушаков. Самоле-
ты перегнали в г. Ном на Аляске. Оттуда
29 марта Леваневский вылетел с Ушаковым,
Самолёт Р-5 в лагере челюскинцев
На аэродроме в Вамкареме, слева направо самолёты М В. Водопьянова, В С Молокова, Н. П Каманина
и И В Доронина, на переднем плане самолёт-амфибия М С Бабушкина
652 ЧЕЛОМЕЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
но над Чукоткой попал в крайне тяжелые
метеорол условия, во время аварийной
посадки его самолёт получил значит повреж
дения н в дальнейших спасат работах
участия принять не смог Стартовавший
через неск дней Слепнёв перелетел в Ван
карем, а 1 апр совершил посадку в ла
гере, повредив при этом самолёт о ледя
ную глыбу В тот же день в лагерь
прилетели Н П Каманин (ком лётного
спасат отряда, выделенного Особой Даль
невосточной армией) и В С Молоков (вхо
днл в группу гражд летчиков) на Само
летах Р-5 и вывезли 5 чел , а Слепнёв после
трёхдневного ремонта самолёта вернулся на
базу, также взяв 5 чел На льдину он больше
не летал, а переправил вывезенного Моло
ковым больного Шмидта в Ном (этим же
рейсом на родину возвратились механики
самолетов «Флестер»)
Самолеты Р 5 группы Каманина, достав
ленные по ж д , были 2 марта отправ-
лены вместе с экипажами из Владивостока
на Чукотку пароходом «Смоленск», однако
из-за сложной ледовой обстановки дошли
только до мыса Олюторского на Кам
чатке 21 марта с побережья залива Олю-
торский вылетели 5 самолетов Р 5, однако
Ванкарема 7 апр достшли только само-
лёты Каманина и Молокова В период 7—13
ЗП| они выполнили по 9 рейсов между базой
и лагерем и вывезли соответственно 34 и 39
чел Для увеличения загрузки самолёта под
крылом Р 5 прикрепляли по 2 фанерных
футляра для грузовых парашютов, в к-рых
лёжа мог размещаться человек Молоков,
летавший без штурмана, брал в двухместный
самолёт до 6 пассажиров
3 самолёта были доставлены по ж д
в Хабаровск Группа вылетела оттуда 17
марта Сложный путь протяженностью св
5000 км преодолели М В Водопьянов на
П 5 (гражд вариант самолёта Р-5) и
И В Доронин на ПС 3 и 12 апр подклю
чились к спасательным работам Водопья-
нов 12—13 апр сделал 3 рейса и вывез
10 чел , а Доронин из-за поломки шассн
при взлёте 12 апр с лагерного аэродрома
вынужден был ограничиться загрузкой 2
пассажиров
13 апр Водопьянов. Каманин и Молоков
выполнили заключит вылет в лагерь и дос-
тавили на Большую землю последних 6 чел
из 104 высадившихся на льдину (2 апр
на снятом с «Челюскина» небольшом Само
лёте амфибии Ш 2 в Ванкарем перелетел
лётчик М С Бабушкин со своим механи
ком)
16 апр было учреждено звание Героя
Сов Союза, и первыми этого звания 20
апр были удостоены лётчики Ляпидевский,
Леваневский, Молоков Каманин. Слепнев,
Водопьянов, Доронин Чл экипажей само-
летпв были награждены орденами Ленина,
а челюскинцы орденами Красной Звезды
Челюскинцы и авиаторы были достав
лены из бухты Провидения во Владивосток
пароходом «Смоленск», а далее спец ж -д
экспрессом в Москву Их восторженно при
ветствовали на всех остановках в пути
следования, а 19 июня состоялась торжеств
встреча в Москве Ч э по масштабам спа
сат работ заняла особое место в исто-
рии покорения Арктики и явилась одной
из ярких страниц в истории сов авиации
В П Шенкин
ЧЕНЦОВ Николай Гаврилович (1882—
1968)—сов ученый в области механики
теории упругости и прочности авиац кон
струкций. один из основателей ЦАГИ,
ученик Н Е Жуковского, проф (1950)
После окончания Моск ун та (1904) прошел
трёхгодичцую Стажировку в Императорском
техн уч-ще (ныне М(ТУ), специализируясь
по механике В 1918—58 в ЦАГИ Предло
жил (1919) графич метод построения эпюры
изгибающих моментов для сжатоизогнутых
балок («круги Ченцова») Разработал (1920)
оптич метод определения напряжений в
упругих телах сложной формы напр во
втулках возд винта Занимался динами
кой полета самолёта Награждён орденами
Красной Звезды «Знак Почета», медалями
ЧЕЛКИН Виктор Михайлович (р 1933) —
сов конструктор авиац двигателей, д-р техн
наук (1986) После окончания МАИ (1957)
работал в ОКБ П А Соловьева (с 1972
первым зам гл конструктора, с 1982
гл конструктор) Принимал непог
редств участие в создании двигателем
этого ОКБ для самолетов Ту и Ил В
1983—84 зам министра авиац Пром-Сти,
затем ген конструктор — ген директор НПО
«Сатурн» нм А М Люльки При его учас-
тим создан двигатель АЛ-31 Ф для ист
ребителя Су-27 Ленинская пр (1981) Наг-
ражден орденом Трудового Красного Зна
меня
ЧЕРАНОВСКИЙ Борис Иванович (1896—
I960)—сов авиаконструктор В 1924—27
учился в Воен -возд академии РККА им
проф Н Е Жуковского (ныне ВВИА)
1922 занимался конструированием и поьт
пкой планеров и самолётов типа «лета-
ющее крыло», у к рых оперение размещает
ся на крыле В 1924 создал планёр БИЧ 2
у к-рого передняя кромка крыла имела в
плане вид параболы Первым применил
треугольное крыло на планере БИЧ 8, к рын
был успешно испытан в 1929 Создал первые
самолёты БИЧ-3 (1926, см рис в табл X) и
БИЧ 7А (1933) по схеме «летающее крыло»
с центральным вертик оперением н ряд
др самолетов Награждён орденом Красной
Звезды
ЧЕРЕВИЧНЫЙ Иван Иванович (1909—
71) —сов полярный летчик. Герой Сов Сою-
за (1949) В 1928—30 обучался в Моск
лётной школе Осоавиахима, работал лет
чиком инструктором С 1934 в полярной
авиации Исследовал ряд возд трасс в Си
бири (Якутск — Колыма и др ) участвовал
в снятии экспедиции И Д Папанина с
дрейфующей станции «СП-1» (1938), ле-
довой разведке (Карское м м Лапте
вых). проводке мор судов по Сев мор
пути В 1941 возглавил возд экспедицию,
к рая на самолёте «СССР Н-169» соверши
ла неск посадок на лёд в р не полю-
са относительной недоступности Участ-
ник мн возд высокоширотных экспедиций
(1948—55, 1958—60) Командир авиац от
ряда первой сов антарктич экспедиции
(1955—57) Награжден 3 орденами Лени-
на, орденом Красного Знамени 2 ордена
ми Трудового Красного Знамени, ордена-
ми Красной Звезды, «Знак Почета», ме-
далями
ЧЕРЕМУХИН Алексей Михайлович (1895—
1958)—сов учёный, конструктор в области
самолёто- и вертолетострпения, летчик,
проф (1934) д-р техн наук (1937), засл
деятель науки и техники РСФСР (1947)
Окончил Моск школу авиации и курсы
авиации при Императорском техн уч-ще
И И Черепичный
А М Черемухин
(1916), МВТУ (1922) За боевые действия
в 1-й мировой войне награждён 6 орде-
нами России В 1917—18 — инструктор
Качииской авиац школы С 1918 по
1938 работал в ЦАГИ, проектировал и
строил аэродинамич трубы, первые сов са-
молеты (А К 1. «КОМТА»), вертолёты 14
авг 1932, испытывая вертолёт ЦАГИ 1-ЭА,
Ч достиг высоты 605 м, превысив офкц
мировой рекорд С 1923 преподавал в МВТУ.
МАИ, Воен возд академии РККА им проф
Н Е Жуковского (ныне ВВИА) С 1936
гл инж ЦАГИ Был необоснованно реп-
рессирован и в 1937—41 находился в зак
люценин работая при этом в ЦКБ 29 НКВД
над самолётом Гу 2 В дальнейшем — в ОКБ
А Н Туполева, с 1453 зам ген конструк-
тора (руководил комплексом расчетно ис
следоват и эксперим работ по прочности
опытных самолетных конструкций) Ленин-
ская пр (1957), Гос пр СССР (1949
1952) Награжден 3 орденами Ленина,
2 орденами 1 рудового Красного Знамени,
орденом Красной Звезды, медалями В 1982
ЦК ДОСААФ учредил переходящий приз —
кубок Ч и медаль его имени за достиже
ния в вертолётном спорте
ЧЕРНЫЙ Горимнр Горимирович (р 1923) —
сов ученый в области механики, акад АН
СССР (1981. чл корр 1962) Участник
Вел Отечеств войны После окончания МГУ
(1949) работал в ЦИАМ одновременно
с 1958 — в НИИ механики МГУ, с I960 — дн
ректор этого ин та Под рук Ч и при его
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
дан?»
6S3
Г Г Черный	Н Г Четаев
И В Четвериков
В А Чижевский
В П Чкалов
Б Г Чухвовскии
непосредств участии исследованы течения
в воздухозаборниках ВРД, совм работа
воздухозаборника н компрессора, течения
в сопловых системах, гиперзвук обтекание
тел Пр им Н Е Жуковского (1957), пр
им М В Ломоносова (1962), пр им
С А Чаплыгина (1976) Гос пр СССР
(1972, 1978) Награждён орденами Отечеств
войны l-й и 2 й степ. Трудовою Красного
Знамени, Красной Звезды, Славы 3-й степ ,
Дружбы народов, «Знак Почета», медалями
Соч Течения газа с большой сверхзвуке
вой скоростью, М 1959 Газовая динамика М
1988
«ЧЁРНЫЙ ЯЩИК»- защищенный борто-
вой накопитель
ЧЕТАЕВ Николай Гурьевич (1902 59)-
сов учёный в области механики, чл корр
АН СССР (1943) Окончил Казанский ун т
(1924) В 1929 был послан на стажировку
в Геттинген (ныне в ФРГ) В 1910—40
проф Казанского ун та, где создал школу
специалистов по теории устойчивости дви
ження В 1932 37 — зав кафедрой аэро
динамики Казанского авиац ин-та С 1940
работал в Ин те механики АН СССР Проф
МГУ (с 1940) Установил общую теорему
о неустойчивости движения (1934) пред
лож ил методы решения задач об устойчи
вости вращат движения снаряда Ряд работ
посвящен проблемам ацалитнч динамики
Распространил принцип Гаусса на случай
неголономной связи Ленинская пр (1960)
654 ЧЕРНЫЙ
Награжден орденами Ленина, Трудового
Красного Знамени, медалями
Соч У<тойчнвость движения 3 изд М 1965
ЧЕТВЕРИКОВ Игорь Вячеславович (1909—
87)—сов авиаконструктор, канд техн
наук (1951) После окончания возд фа-
культета Леннит р ин та путей сообщения
(1928) работал в ОКБ Д П Григоровича,
нач мор отдела ПКБ (1931), где была
спроектирована и построена летающая лод
ка МДР 3 В 1934—35 спроектировал
и построил лёгкую летающую лодку в
двух вариантах палубный самолет (ОСГА
101) и складывающийся самолет для под-
водной лодки (СПЛ) На СПЛ в 1937 уста
новлено неск мировых рекордов В 1936
построил арктич разведчик АРК 3, на к ром
в 1937 был установлен рекорд высоты поле-
та с грузом Под рук Ч в 1937—46 выпущено
неск модификаций летающей лодки МДР 6
Че-2 Б 1 — Б-5 В 1947 построил трансп
амфибию ТА С 1948 на преподават работе
Награжден орденом Отечеств войны I й
степ , медалями
ЧИЖЕВСКИЙ Владимир Антонович (1899
1972)—сов авиаконструктор Окончил
Военно возд академию РККА им проф
11 Е Жуковского (1926, ныне ВВИА)
В 1919 36 служил в Кр Армии С 1928
в ЦАГИ В 1931 -38 нач бюро особых
конструкций (БОК), нач бригады в ЦКБ,
гл конструктор Смоленскою авиац з-да
Им разработаны гондолы первых сов стра
тостатов, самолёт — летающее крыло БОК 5
(рис в табл Х1Ц), первые сов высотные
самолёты БОК I, БОК 7, БОК 15 с гермо
кабинами Был необоснованно репрессирован
и в 1939 41 находился в заключении, ра
ботая при этом в ДКЙ-29 НКВД над
новой авиац техникой Последующая дея-
тельность Ч протекала в ОКБ А Н Ту-
полева, где он участвовал в создании мн
самолетов марки Ту Гос премия СССР
(1949) Награжден 3 орденами Ленина, ор-
деном Отечеств войны I й степ , 3 орденами
Красной Звезды, медалями
ЧИКАГСКАЯ КОНВЕНЦИЯ 1944 о меж
дународной гражданской авиа
цни—осн источник междуиар возд
права Заключена на конференции по возд
праву в Чикаго в дек 1944 На 1 янв
1990 её участниками являлись 162 гос-ва
(СССР с 1970) Рус текст конвенции,
аутентичный англ , франц и испанскому,
был принят в 1977
Конвенция состоит из преамбулы и че
тырёх частей 1 Аэронавигация (6 глав,
статьи 1—42) И Междуиар орг ция гражд
авиации — ИКАО (7 глав, статьи 43—66),
111 Междуиар возд транспорт (3 главы,
статьи 67—79) IV Заключит положения (6
глав, статьи 80—96) За время действия
конвенции к ней было принято II поправок
В преамбуле подчёркивается, что разви
тие междуиар гражд авиации может в
значит степени способствовать установле
нию и поддержанию дружбы и взаимопони-
мания между нациями и народами мира,
тогда как злоупотребление ею может соз
дать угрозы всеобщей безопасности
В части 1 конвенции содержатся её общие
принципы и прежде всего признается пол
ный и исключит суверенитет каждого гос ва
над своим возд пространством, дано оп-
ределение понятия гос территории (приме
нительно к этой конвенции), указано, что
конвенция применяется только к гражд
возд судам В положениях конвенции о
полётах над территорией договаривающих
ся гос в устанавливаются принципы произ-ва
регулярных, нерегулярных и каботажных
полётов, содержатся требования к полётам
беспилотных возд судов, к установлению
запретных зон, к посадке в таможенном
аэропорту, к соблюдению правил гос-ва о
возд передвижениях, приводится осн тре-
бования к порядку допуска на гос террито
рию и выпуска ич неё пассажиров, экипажей
и грузов возд судов, к предотвращению расп
ространения болезней посредством возд су-
дов, нормы аэропортовых и подобных им сбо-
ров, а также досмотра возд судов Ч к 1944
содержит положения об определении нац
принадлежности возд судна, общие по-
ложения о применении каждой Страной
своего нац законодательства при регистра
ции возд судна, об уведомлениях о реги
страции Предусматриваются меры содей
ствия аэронавигации закрепляются поло
жения, касающиеся адм формальностей,
таможенных и иммиграц процедур, тамо
женных пошлин, помощи возд судам,
терпящим бедствие, расследования авнац
происшествий, о недопустимости ареста или
задержания возд судна одного до го вари
вающегося гос ва на территории др до-
говаривающегося гос-ва по патентным ис-
кам, об обязанности гос-ва насколько
это возможно, предоставлять на своей
территории аэропорты и аэронавигац сред-
ства, сотрудничать по вопросам издания
аэронавигац карт и схем и др Ч к 1944
определяет также, какая документация
на возд судах является обязательной, изла-
гает требования к бортовым журналам,
ограничения в перевозке воен материалов
и т п
Нормы Ч к 1944 о междуиар стандартах
и рекомендуемой практике обязывают гос ва
сотрудничать в достижении макс единообра-
зия правил стандартов, процедур и орга-
низации, касающихся деятельности меж
дунар гражд авиации, и в то же время
допускают возможность для гос-в устанавли-
вать иные стандарты, чем выработанные
ИКАО
Положения части 11 конвенции, относя-
щиеся к созданию и деятельности ИКАО,
являются по существу её уставом (см Меж
дународная организация гражданской
авиации)
Положения части 111 конвенции касают
ся текущей деятельности междуиар гражд
авиации Ее нормы обязывают авиатрансп
предприятия представлять в Совет ИКАО
отчеты о перевозках, статистич данные о рас
ходах я др финансовые данные, закреп-
ляют за гос-вами право самостоятельно,
с учетом положений конвенции, определять
маршруты и аэропорты, используемые при
междуиар возд сообщениях, устанавливают
права Совета ИКАО и гоев — её членов
по усовершенствованию и финансиро-
ванию аэронавигац средств на территории
гос в и т п В этой же части конвен
ции содержатся положения об орг цни совм
эксплуатации и о пульных сообщениях, в
частности, за гос-вами закреплено право на
создание таких объединений (в т ч по
рекомендации Совета) и предусмотрено
что на объединения распространяются все
положения конвенции Гос-во может уча
ствовать в таких объединениях либо через
свое пр-во, либо через одно или неск
авиатрансп пр тий, к рые находятся либо
в государственной (полностью или частично),
либо в частной собственности
Заключит положения конвенции (часть
IV) предусматривают обязательства
гос-в — участников конвенции по вступле-
нии ее в силу денонсировать Парижскую
конвенцию 1919 и Гаванскую конвенцию 1928
о коммерч авиации, регистрировать в Сове-
те все соглашения по вопросам аэронавтики,
отменять все соглашения, несовместимые с
положениями Ч к 1944, и не вступать в
подобные соглашения ОтД нормы регули-
руют порядок рассмотрения Советом ИКАО
разногласий, касающихся толкования или
применения Ч к 1944 и предусматривают
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
санкции за невыполнение решений Совета
Конвенция предусматривает свободу дей
ствнн гос-в—членов в случае войны нли
введения чрезвычайного положения
Конвенция содержит 18 техн приложений
Междунар авиац регламенты, содержа
щиеся в приложениях (см Регламенты
международные авиационные), являются,
как правило, рекомендациями междунар
орг ции, не обязательными для исполнения
гос-вами — членами ИКАО В то же время
отд регламенты (напр , правила полетов
над открытым морем) носят императивный
характер
Лит Международное воздушное право, кн 1
М 1480	Ю Н Малеев
ЧКАЛОВ Валерий Павлович (1904—38) —
сов лётчик, комбриг, Герой Сов Союза
(1936) С 1919 в Кр Армии Учился в Егорь-
евской воен теоретич школе лётчиков
(1921—22), прошёл полный курс в Борнео
глебской школе воен лётчиков (1922—23),
учился в Моск воен авиац школе высш
пилотажа и одновременно окончил Серпухов-
скую высш авиац школу стрельбы, бом-
бометания и возд боя (]923— 24) Лет
чик испытатель НИИ ВВС (1930— 33), з да
опытных и эксперим конструкций (1933—
35), испытал св 70 типов самолетов,
разработал и внедрил новые фигуры
высш пилотажа восходящий штопор и за
медл «бочку» Совм с Г Ф Байдуковым
н А В Беляковым совершил перелеты
Москва — о Удд (ныне о Чкалов), 1936,
Москва — Сев полюс— Ванкувер (США),
1937 Деп ВС СССР с ]937 Награждён
2 орденами Ленина, орденом Красного Зна-
мени, медалью Погиб при испытании истре-
бителя Урна с прахом в Кремлёвской сте-
не Его именем назв города в Нижегород-
ской обл России и Худ ж аникой обл Тад-
жикистана, высш авиац уч ще лётчиков
в Оренбурге, Центральный аэроклуб, авиац
з-ды в Ташкенте н Новосибирске
Соч Моя жизнь принадлежит Родине Ст и
речи М . 1954
Лит Водопьянов М В, Летчик В Чка
лоя М, 1959, Беляков А В В Чкалов М,
3 изд 1987 Байдуков Г Ф Чкалов 5 изд.
М 1991
«ЧСА» (CSA £eskoslovenske Aerolmie) —
авиакомпания Чехословакии Осуществляла
перевозки внутри Страны, а также в страны
Европы, Сев Америки,
Бл Востока и Азии
Осн в 1923, одна нз
старейших в мире В
1989 перевезла 1,5
млн пасс , пассажи-
рооборот 2,58 млрд
п км Авнац парк—
33 самолёта
ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ УПРАВЛЕНИЯ
летательного аппарата — свойство
ЛА и системы управления реагировать на
отклонения рычагов управления и (или)
приложенные к ним усилия В качестве
показателей, характеризующих Ч у . рас
сматриваются отношения приращений уси
лий Р, прилагаемых к рычагам управления,
или перемещений X рычагов управления
к приращениям нормальной перегрузки пу,
угловой скорости крена и>г и др анало
гичных параметров стационарного движения
ЛА (в пределе —производные)
dP dX dp dX
Any ' Any' dwx’ dwx
(собственно Ч у обратно пропорциональна
такого рода показателям) Эти показате
лн являются осн нормируемыми величина
мн. определяющими приемлемую управляе-
мость ЛА Экспериментально при модели-
ровании на пилотажных стендах н по ре
зультатам летных исследований устанавлн
ваются оптимальные и допустимые зна
чення этих показателей Невыполнение тре
бованин по Ч у (в особенности слишком
малые значения показателей) может при
вести к невозможности нормального уп-
равления ЛА вплоть до «раскачкн» его
лётчиком н возникновения аварийной си
туации, что является следствием неустой
чивости замкнутой системы «ЛА — летчик»,
выражающейся в появлении нарастающих
колебаний ЛА при управлении лётчиком,
хотя по отдельности и ЛА н лётчик как
звено управления — устойчивы Приемлемые
значения показателей, характеризующих
Ч у , обеспечиваются выбором рациональ-
ной эффективности органов управления и
кинематич параметров проводки управления
(соотношением между отклонением рычага
управления и усилия на нём и отклонением
органов управления)	Г И Загайнов
ЧУХНОВСКИЙ Борис Григорьевич (1898—
1975)—сов полярный лётчик, полковник
Участник Гражд н Вел Отечеств войн
Окончил школу мор лётчиков в Ораниен
бауме (1917) В [924 совершил свой пер
вый полет в Арктику на Новую Землю для
проведения гидро! рафич работ и проводки
судов Карской экспедиции Участвовал в
поисках экспедиции У Нобиле (1928). ле
довой разведке Сев мор пути (1929—32),
поисках пропавшего самолёта С А Лева-
невского (1937—38) Совм с Р Л Бар
тини создал самолет ДАР (дальний арктич
разведчик. 1933—36) Награждён орденом
Ленина. 3 орденами Красного Знамени,
медалями
III
Ш-2 — первый сов серийный самолет амфн
бия конструкции В Б Шаврова Летаю
щая лодка — полутора план (рнс в табл
Х1) с поднимаемым шасси, поплавками бо
ковой остойчивости иа ниж крыле и сила
дывающнмися (при хранении самолёта)
консолями верх крыла, трехместной кабиной
и одним ПД М ] ] мошн 80.9 кВт Конструк
ция в осн деревянная Дл самолёта 8,2 м,
размах верх крыла 13 м, пл крыльев 24,6 м2
Масса пустого самолета 660 кг взлетная
масса 937 кг Макс скорость 139 км/ч, по
толок 3850 м, дальность полёта 450 —1300 км
Был в эксплуатации (в т ч в санитар
ном варианте) в 1932- 64 н использовал
ся для разл перевозок в р нах Севера,
Сибири н Дальнего Востока, ледовой раз-
ведки (при базировании на судах) н т Д
ШАВРОВ Вадим Борисович (1898—1976) —
сов авиаконструктор,историк авиации, канд
техн наук (1945) Окончил возд ф-т
Ленингр нн-та инженеров путей сообщения
(1924) Работал в разл ОКБ С 1935 гл
конструктор авиац з да Под рук Ш соз-
даны летающие лодки полуторапланы Ш I и
Ш-2 с поплавками боковой остойчивости,
высокоплан Ш-5 со съемной лодкой, вы
сокоплан Ш 7 С подкрыльными поплавка-
ми и убираемым в борта лодки шасси
Соч История конструкций самолетов СССР до
1938 г 3 изд М 1985 История конструк
ций самолетов в СССР 1938—1950 гг 2 изд
М 1988
В Б Шавров	О Шаиют
ШАГ ВИНТА— расстояние, к рое прошёл
бы возд винт в осевом направлении за
один оборот если бы он двигался в неде
формируемой среде (как бы ввинчиваясь в
среду) Определяется из соотношения Д=
= 0.75nDtg<p, где Н — Ш в , D — диам
винта, <р—угол установки лопасти винта
(угол между хордой профиля лопасти и
плоскостью, перпендикулярной осн враше
ния винта) на расстоянии 0.375Z) от оси
вращения
ШАГ УСТАНОВКИ КРЕСЕЛ — см в ст
Кресло пассажирское
ШАЙБЫ КОНЦЕВЫЕ — пластины круг
лой или эллиптич формы, устанавливаемые
вертикально в концевых сечениях крыла
Предназначены для ослабления выравнива-
ния давления в концевых частях крыла, обу
словленного перетеканием воздуха с ниж
пов стн крыла на верхнюю (выравнивание
давления приводит к уменьшению подъемной
силы) Аэродинамич эффект установки Ш к
сводится к увеличению перепадов давления
и, следовательно, подъёмной силы в кон-
цевых сечениях крыла и уменьшению индук
тивного сопротивления (т н шайбовый
Эффект) В этом смысле установка шайб
эквивалентна увеличению удлинения крыла,
или, иначе, эффективного размаха крыла
Для прнблнж качеств оценок можно ечн
тать, что эффективный размах крыла с
Ш к />ф = /-(-4Л/5, где I — размах кры
ла без шайб, h — высота шайбы Класснч
Ш к не нашли широкого практич при-
менения из за большого собств сопротив
ления и увеличения массы конструкции
Частично шайбовый эффект реализуется
при установке на крыльях т н конце-
вых крылышек (см рис ) Однако осн
эффект их применения заключается в по-
явлении небольших тяговых составляющих
(составляющих аэродинамич силы, дей-
ствующих в направлении полета) на кон
цевых крылышках, находящихся в поле
поперечных боковых скосов потока, инду-
цируемых концевыми вихрями крыла
Недостатком концевых крылышек яв
ляется то. что нх установка приводит к
увеличению изгибающего момента в бор-
товом сечении крыла и массы конструкции
Наклон крылышек в сторону фюзеляжа
позволяет уменьшить приращения изгибаю
щего момента Концевые крылышки могут
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
mm
655
Е И Шапошников Ж А С Шарль
устанавливаться как выше, так и ниже
плоскости хорд крыла Относит площадь
крылышек обычно не превышает неск про-
центов от площади крыла Формы концевых
крылышек в плане отличаются большим
разнообразием	Л Е Васильев
ШАНХАЙСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗА-
ВОД- авиац пр-тие Китайской Народной
Республики В 1980 на пр-тии разработан
первый кит реактивный авиалайнер У 10,
в 1988—90 производилась сборка самоле
го в Макдоннелл-Дуглас MD 82
ШАНЮТ (Chanute) Октав (1832—1910) —
амер учёный, один из пионеров авиации
Родился во Франции Работал инженером,
строителем ж д Был председателем Амер
об ва гражд инженеров В ] 88] начал
заниматься теоретич и Практич вопросами
авиации, опубликовал книгу «Прогресс в
области летательных аппаратов» (1894)
В 1895—97 организовал в США постройку и
испытания планеров-бипланов и полипланов
типа планера О Лилиенталя, но с большей
устойчивостью (см рис в табл 11) Способ
Ствовал распространению авнац знаний в
США, выступал с лекциями во мн стра
нах, помогал советами братьям У и О
Райт В 1903 прекратил деятельность в
области авиации Портрет см на стр 655
ШАПОШНИКОВ Евгений Иванович (р
1942)—сов военачальник, маршал авиации
(1991), засл воен летчик Рос Федерации
(1992) Окончил Харьковское высшее
воен авиац уч-ще лётчиков (1963), Во-
ен -возд академию им Ю А Гагарина
(1969), Воен академию Генштаба Вооруж
Сил СССР (1984) В 1963—75 прошел
путь от лётчика до ком истребит авиа-
дивизии Был зам команд ВВС Прикар
патского воен округа (с 1979). зам команд
и команд ВВС Одесского воен округа
(с 1984), команд ВВС Группы сов войск
в Германии (с 1987) С 1988 команд возд
армией, затем первый зам главнокоманд
ВВС, с 1990 главнокоманд ВВС — зам
министра обороны СССР, с 1991 — министр
обороны, затем главнокоманд ОВС СНГ
Награжден орденами Красной Звезды,
«За службу Родине в Вооруженных Си-
лах СССР» 2 й и 3 й степ , медалями, а
также иностр орденами
ШАРЛЬ (Charles) Жак Александр Сезар
(1746—1823) — франц учёный и воздухо-
плаватель, создатель свободного аэроста
та наполняемого водородом, к рый по име-
ни изобретателя стали называть «шарль-
ером» Проф физики Парижского ун та
По поручению Фраиц АН, извещённой о
полете первого аэростата братьев Ж и
Э Монгольфье (когда ке была известна
ии конструкция их аэростата, ни подъем
ный газ, к-рый они использовали) ,Ш раз-
работал аэростат своей конструкции, выб
рав в качестве подъемного газа водород
Оболочка аэростата, имевшая форму шара,
была изготовлена из шелковой материи,
покрытой раствором каучука в скипидаре
Аэростат объёмом 25 мэ был выпущен в
воздух 27 авг 1783 при стечении 300 тыс
зрителей После полета «монгольфьера» с
людьми (2] иояб 1783) началась подготовка
к полету «шарльера» с людьми Ш совм с
братьями А Ж и М Н Робер разработал
аэростат, конструкция к-рого, аппаратура
управления и техника пилотирования соот
ветствовали применяющимся на совр сво-
бодных аэростатах спортивного и нссл
типов Аэростат имел сферич оболочку
объёмом 400 мэ Первый полёт «шарльера»
с экипажем (Ш и М Н Робер) состо
ялся J дек 1783 в Париже Аэростат
пролетел 40 км за 2 ч См рис к ст
Аэростат
«ШАРЛЬЕР» — термин, часто употребляе
мый (в осн в публикациях, связанных с
историей воздухоплавания) применительно к
аэростату, в к ром в качестве подъем-
ного газа используется водород Аэростат
этого типа изобретён и впервые применён
Ж А С Шарлем (отсюда назв )
ШАРНИРНЫЙ МОМЕНТ — момент Л4Ш
аэродинамич сил, действующих на орган
управления относительно его оси вращения
В аэродинамич исследованиях обычно
пользуются коэффициентом шарнир
ного момента (см Аэродинамические
коэффициенты) тш, равным тш=Л4ш/
где q — скоростной напор, S —
площадь пов-сти органа управления, ЛА —
его САХ Ш м возникает при отклоне
нии органа управления (ОУ) (характе
ризуется значением производной тьш коэф
Ш м по углу 6 отклонения ОУ) и при
изменении угла атаки а (характеризуется
производной коэф Ш м по а) За-
висимости m „ и тш от углов 6 и а в общем
случае нелинейны, поэтому важной хар кой
является макс значение LU м в рассматри
ваемом диапазоне углов отклонения ОУ и
углов атаки Ш м зависит от геом хар-к
ОУ, режимов полета и др При переходе
через скорость звука Ш м существенно
возрастает Значение III м определяет
усилие, необходимое для отклонения ОУ,
снижение этого усилия достигается компен-
сацией Ш м
ШАССИ (франц chassis, от лат capsa —
ящик, вместилище)— совокупность опор ЛА,
необходимых для стоянки и передвижения
на земле, для разбега прн взлёте, а так
же пробега н торможения при посадке
Относит масса Ш — 3—5,5% взлётной
массы ЛА и убывает по мере роста послед-
ней Наиболее распространены колёсные Ш
Однако для расширения условий базирования
авиации могут применяться Ш с меньшей
уд нагрузкой на пов-сть ВПП (см Дав-
ление на грунт) и увелич проходимостью
ЛА по аэродрому К ним относится, напр ,
лыжиое Ш . широко использовавшееся при
эксплуатации самолётов с ледовых и за
снеженных аэродромов Эксперим провер
ку проходило гусеничное Ш , а также шас-
си на воздушной подушке На гидроса-
молете ф ции Ш выполняют поплавки
или корпус лодка Устойчивость самолёта
при разбеге, пробеге и на стоянке обес-
печивается надлежащим выбором базы
шасси и колеи шасси
Ш. самолёта состоит из осн опор, передней
или хвостовой опоры, вспомогат опор и
створок закрывающих ниши убирания
шасси Оси и передняя (или хвостовая)
опоры воспринимают Статич и динамич
нагрузки при перемещении взлете и по
садке ЛА Вспомогат опоры обеспечивают
его устойчивость на земле
Осн элементы опоры амортизатор (см
Амортизация шасси), стойка шасси (осн
силовой элемент) с системой жёстких под-
косов, воспринимающих реакцию земли
Рис. 1 Схемы шасси а — с хвостовой опорой,
б — с носовой опорой, в — С НОСОВОЙ И ВСПОМО
гательной хвостовой опорами, г — велосипедная
схема, е — вынос главных опор шасси относи
тельио центра масс В — база шасси. И м —
центр масс
и крепящих опоры к крылу нли фюзеляжу,
складывающийся подкос, уменьшающийся
по длине прн убирании стойки Ш , меха-
низмы (цилиндры) для убирания и выпуска
стоек Ш (см Подъемник шасси), замки
выпущенного и убранного положений опоры,
обеспечивающие её фиксацию, тележка
шасси с колесами шасси, рулёжное устрой-
ство, предназначенное для поворота носовой
опоры, тормозные устройства (см Тормоза
самолета) для уменьшения длины пробега
На опорах Ш часто устанавливают демпферы
(обычно гидравлические) для предотвра
щения шимми
В зависимости от числа опор и распо-
ложения осн опор относительно центра
масс самолёта различают трёхопорное, вело-
сипедное и многоопорное III Трёхопор
ное Ш (рис 1) включает две осн опоры
и переднюю (носовую) или хвостовую
опору Трёхопориое Ш с носовой опорой
может иметь вспомогат хвостовую опору,
находящуюся в убранном положении при
взлёте, в полёте и при посадке и исполь-
зующуюся для создания устойчивости не
загруж самолета при стоянке и рулении
Велосипедное 111 включает осн опоры
(переднюю и заднюю), расположенные вдоль
фюзеляжа, и две подкрыльные вспомогат
опоры Многоопорное Ш имеет более
трёх опор Носовая опора трёхопорного Ш
обычно воспринимает От 5 до 15% взлёт-
ной массы При велосипедной схеме на пе-
реднюю опору у лёгких самолетов прихо
дится 15—20% нагрузки, у средних и
тяжёлых 35—45%
Классификация конструкций опор и стоек
Ш может быть выполнена по след призна-
кам по характеру восприятия нагрузок —
ферменная, балочная консольная, балочная
подкосная, ферменно-балочная, по располо-
жению амортизатора относительно стойки —
телескопии стойки со встроенном аморти
затором и жёсткие стойки с вынесенным
амортизатором, по типу крепления колёс
к стойкам различают Ш с непосредств
креплением оси колеса к штоку амортиза-
тора и с рычажной подвеской колес (рис 2
и 3) Схемы крепления колес Ш к стойкам
656 ШАНХАЙСКИЙ
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими руками?!
подразделяются на вильчатые, полувиль-
чатые. с консольной осью, со спаренными
колёсами (рнс. 4) и схемы тележечного типа.
Ш. может быть убирающимся и неубнраю-
щимся (у лёгких, спортивных, с.-х. самолё-
тов). При креплении на крыле опоры уби-
рают в крыло, гондолы двигателей, обте-
катели, фюзеляж. Опоры с креплением на
фюзеляже убирают в фюзеляж. Перемеще-
ние опор при убирании может происходить
вперёд, назад или в бок.
Историческая справка. Конструк-
ция Ш. развивалась с ростом взлётной
массы и размеров самолёта. Изменялись
схемы, увеличивалось число опор и число
колёс на каждой из них, появлялись и
усложнялись рычажные и тележечные креп-
лении колёс, возрастало давление в пнев-
матнках. До 40-х гг. применилось Ш. с
хвостовой опорой. В период 2-й мировой
войны и в послевоен. годы получило ши-
рокое распространение трёхопорное Ш. с
носовой опорой, к-рое было известно и ранее
(напр.. «Святогор» В. А. Слесарева, 1916).
Велосипедная схема получила распростра-
нение в 40—50-х гг- на нек-рых скоростных
воен, самолётах, напр. Як-25, М-4 Ил-54
(СССР), Боинг В-47 и В-52 (США).
В 60—70-е гг. пасс, и трансп. самолёты
стали оборудовать многоопорными и мно-
гоколёсными 111.
Рнс. 4. Схемы крепления колес: о — вильчатая.
б — пол у вильчатая, в — с консольной осью, г —
со спаренными колесами.
Ш. вертолёта выполняет те же ф-ции, что
и Ш. самолёта. Схемы и конструкции опор,
амортизаторов и узлов 111. в осн. аналогич-
ны самолётным. Однако существует и нек-рое
отличие. Для предохранения хвостовой бал-
ки и рулевого винта от повреждений при
посадке на вертолётах устанавливается
хвостовая опора. В конструкции амортиза-
торов осн. опор предусматриваются уст-
ройства, устраняющие явление «.земного
резонанса». На лёгких вертолётах, к-рые
совершают взлёты и посадки только «по-
вертолётному» (т. е. без разбега), могут
устанавливаться полозковые Ш. (как с
амортизаторами, так и без них). При От-
сутствии амортизаторов кинетич. энергия во
время посадки поглощается благодаря уп-
ругим деформациям элементов 111. С учётом
того что вертолёты эксплуатируются на
неподготовленных посадочных площадках
с низкой прочностью грунта, 111. должно
обеспечивать низкое давление на грунт.
Для посадки на воду на вертолётах уста-
навливаются т. н. баллонеты, к-рые наду-
ваются бортовыми эжекторными устройст-
вами.
Лит.: Шульженко №.	И.. Конструкция
самолетов, 3 изд, №..	1971, Проектирование
самолетов. М . 1972.	В М Шейнин
ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ
(ШВП)—совокупность устройств, слу-
жащих для создания воздушной по-
душки (область повыш. статич. давления
под нек-рой частью фюзеляжа и крыла
самолёта) как осн. опорного элемента,
обеспечивающего взлёт, посадку и пере-
движение самолёта по ВПП ШВП, как
правило, формируется по струнно-щелевой
схеме (рис. 1) с баллонным гибким ог-
раждением (рис. 2); воздух нагнетается
спец, вентилятором. ШВП может при-
а
*1	ЖЖЖЖЖЖЖЖЖЖЖЖ
Рис. 2. Телескопические стойки: а — консольного типа, б — тележечного типа, в - подкосного типа.
[ — колесо; 2 — шлиц-шарнир: 3 — амортизационная стойка; 4 — подкос.
^Ь^ЖЖЖЖЖЖЖЖЖЖЖ^
; ^жжжжжжжжжжжж^
; ^жжжжжЖжжжжжжж
Рис. 3. Шасси с рычажной подвеской колёс, в. б и в — без выноса амортизационного цилиндра из
стойки (в и б — шток амортизатора разгружен от поперечных нагрузок, в — шток и цилиндр амор-
тизатора воспринимают осевые и поперечные нагрузки), г—с выносом амортизатора и разгрузной
цилиндра и штока от поперечных нагрузок, I — колесо. 2 — олиошариирный рычаг подвески колес.
3 — амортизационная стойка, 4 — двух шарнирный рычаг подвески колёс. 5 — вспомогательный амор-
тизатор; 6 — стойка шасси без амортизатора; 7 — главный {вынесенный) амортизатор.
Рнс. 1. Основные схемы формирования воздушной
подушки статическим способом- а — камерная,
б — сопловая, в - щелевая, г — струйно-щелевая,
ft — зазор истечения
Рнс. 2. Гибкие ограж
дения воздушной по-
душки- о - гибкое
сопло, б — баллонное;
в — сегментное, г —
баллоняо-сегментное
42 Авиация
ШАССИ 657
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
А И Шахурин	А Д Швецов
меняться как в сочетании с колёсным шас
си, так и самостоятельно (вместо колёс
ного) Иг пользование ШВП позволяет
уменьшить давление на ВПП (важно для
тяжелых самолетов) а посадку самолётов,
оборудованных только ШВП, производить
на любую ровную неподготовленную пов сть,
в т ч иа поле, воду, снег, болото, раз
мокший грунт и т Д (напр , эксперим
самолет Де Хэвилленд оф Канада — Белл
ХС 8А «Баффало» с ШВП преодолевал ка
навы шириной до 3 м валуны и пни вы-
сотой до 0 4 м) ШВП находится в стадии
эксперим разработок
ШАХУРИН Алексей Иванович (1904 — 75) —
сов гос деятель, ген полковник инж авиац
службы (1944), Герой Сод Труда (1941)
После окончания Моск инж экой ин та
(1932) работал в авиац пром-сти, в ВВИА
В 1938- 40 на партийной работе В 1940- 46
нарком авиац пром сти СССР В годы Вел
Отечеств войны провел большую работу
по орг ции эвакуации предприятии авиац
пром сти в вост районы страны, по освое
нию серийными з дами новых видов боевой
авиац техники, качеств улучшению выпус
каемых самолетов и постоянному увели
чению их выпуска для нужд фронта В
послевоен годы (1953—59) зам министра
авиац пром сти СССР, зам пред Гос ко-
митета СМ СССР по внешнеэкон связям
С 1959 на пенсии Награждён 2 орденами
Ленина, орденами Красного Знамени Су
ворова 1 й степ , Кутузова ] й степ , Тру
дового Красного Знамени, Красной Звезды,
медалями
Соч Авиационная промышленность накануне
и в годы Великой Отечественной Бойцы в кн
Советский тыл в Великой Отечественной воине
кн 2 М 1974 Крылья победы 3 изд М 1990
ШВАК (Шпитальный, Владимиров, авиа
ционная крупнокалиберная) — первая сив
авиац пушка, созданная в 193b Б Г Шпи-
тальным и С В Владимировым Калибр
20 мм, скорострельность 800 выстрелов в
I мин масса снаряда 96 г, нач ско-
рость 800 м/с, масса пушки 42 кг Впер
вые применена в боях у р Халхин Гол
в 1939 на истребителях /7-16 Устанавли
валась иа мн боевых самолётах периода
Вел Отечеств войны
ШВЕЦОВ Аркадий Дмитриевич (1892 —
1953)— сов конструктор авиац двигателей,
д р техн наук (1940), ген лейтенант инж -
авиац службы (1948) Герой Соц Тру
да (]942) Ученик Н Е Чуковского После
окончания МВТУ (1921) работал на з-дах
«Л/отор» и им МВ Фрунзе (с 1926
гл конструктор) Разработал первый сов
серийный авиац двигатель возд охлажде-
ния Mil, к рый нашел широкое приме
нение в легкомоторной авиации С 1934
гл конструктор авиамоторного з-да и ОКБ
в Перми Здесь под его рук создан ряд
мощных звездообразных ПД возд охлаж
деиия, обладавших высокими эксплуата
ционно техн хар ками, в г ч М 82 — одни
из оси двигателей периода Вел Отечеств
войны Двигатели Ш устанавливались на
самолетах Н Н Поликарпова, А Н Ту
полева, П О Сухого А С Яковлева,
( А Лавочкина, С В Ильюшина,
О К Антонова, вертолетах М Л Миля
Деп Верх Совета СССР с 1946 Гос пр
СССР (1942 1943, 1946 1948)) Награж
ден 5 орденами Ленина, орденами Суво-
рова 2 й степ , Кутузова I й степ , Трудо
вого Красного Знамени, медалями В Пер
ми и пос Суксун Пермской обл установ-
лены бронзовые бюсты Ш См ст AZZ7
Лит ( р к и Б Д Высокое шбо 2 изд Пермь
1973
ШЕВЕЛЁВ Марк Иванович (1904—91) —
сов полярный исследователь, один из ор
ганшаторов полярной авиации, ген лейте-
нант авиации (1943), Герой Сов Союза
(1937) В Сов Армии в 1920—21, 1928
и с 1939 В 1924 окончил факультет возд
сообщений Ленингр ин та инж путей со-
общения В 1929—32 зам нач науч
иссл управления нач авиаслужбы Все
союзного объединения Комсеверпуть В
1933- 41 и 1955 60 зам нач Главсев
морпуги, нач управления полярной авиации
Руководитель 6 арктич экспедиций, в т ч
спасат экспедиции на ледоколе «Красин»
зимой 1933 на Новую Землю, зам нач
первой возд экспедиции на Сеа полюс
(1937) В 1941—46 зам ком авиадивизии,
нач штаба авиации дальнего действия,
нач возд трассы Красноярск — Аляска
В 1947—52 зам нач Гл управления ГВФ,
в 1953—54 пом команд, нач штаба возд
армии В I960—71 нач Полярного управ
ления гражд авиации, рук 15 высокоши
ротных экспедиций, в т ч перелета Моск
ва — Антарктида- Москва В 1971—88 гос
инспектор Севморпути Гос пр СССР (1984)
Награжден 2 орденами Ленина орденами
Кутузова 2 й степ. Отечеств войны ]-й
степ , 3 орденами Трудового Красного Зна
мени орденом Дружбы народов, 3 орде-
нами Красной Звезды, медалями
ШЕСТАКОВ Семен Александрович (1898—
1943) — сов летчик, полковник, засл лёт
чик СССР (1927) Участник Окт револю-
ции 1917 и Гражд войны Окончил Еюрь-
евскую авиац школу (1920), высш лет
но тактич школу (1936) Участник дальних
перелетов Москва Токио Москва (1927)
на самолёте АНТ 3 «Наш ответ» и Моск
ва —Нью-Йорк (1929) на самолете АНТ 4
«Страна Советов» Командир эскадрильи
тяжелых бомбардировщиков ТБ 3 на Даль
нем Востоке (1932) Во время Вел Оте-
честв войны командовал полком Погиб в
бою Награжден орденами Красного Зна
мени. Трудового Красною Знамени
ШИММИ (англ shimmy)—автоколебания
колес шасси ЛА, возникающие вследствие
неустойчивости процесса их прямолиней
ного качения Явление Ш во многом ана
логично явлению флаттера Ш проявляется
как интенсивные поперечные колебания ко-
лёс шасси при движении ЛА по земле
с относительно высокой скоростью (обычно
более 100 км/ч) Частота колебаний колёс
при Ш зависит от параметров опоры шас
си и находится в пределах 5—25 Гц При
Ш колеса совершают угловые колебания
относительно оси, перпендикулярной плос
кости земли, сочетаемые с колебаниями
той же частоты в поперечном направлении
Ш возникает под действием поперечных
сил со стороны земли на шину катяще
гося колеса при его колебаниях Если
вектор скорости центра катящегося колеса
не параллелен плоскости его симметрии,
пятно контакта шины с поверхностью
земли благодаря силам сцепления ши
цы с землей смещается в поперечном
направлении, вызывая деформацию ши
ны и реакцию на шину со стороны
М И Шевелев	С А Шестаков
земли Действие во времени t поперечной
силы F со стороны земли на шину катя-
щегося колеса в случае, когда колесо со-
вершает угловые колебания относительно
оси, проходящей через центр колеса лер
пендикулярно поверхности земли, характе-
ризуется углом 9 (рис I), и в случае,
когда колесо совершает поперечные коле-
бания,— смещением S (рис 2) Прн нек рых
сочетаниях амплитуд и фаз угловых и по-
перечных колебаний колеса работа силы F за
период колебаний становится положитель-
ной и, следовательно, к колесу подводит-
ся механич энергия, необходимая для под
держания Ш
Рис 1 Действие поперечной гиды на колесо в
случае угловых колебаний
Рис 2 Действие поперечной си ты на колесо
в случае поперечных колебаний
Появление Ш связано с переходом на
шасси трехопорной схемы с ориентирую-
щимся носовым колесом Однако Ш могут
быть подвержены как ориентирующиеся
(управляемые), так и неориентнрующиеся
(неуправляемые) колёса Ш неориентирую-
щихся колёс возникает вследствие упру
гости конструкции опоры шасси При Ш
на шасси действуют значительные динамич
нагрузки, способные иногда вызвать разру
шение конструкции или существенно сок
ратить срок её службы, поэтому при проек-
тировании опор шасси самолёта прииима
ются меры, обеспечивающие устойчивость
колес от Ш на всех возможных при экс-
плуатации режимах движения самолета
по земле Для предупреждения Ш ориен
тирующихся колес опоры шасси оснащаются
демпферами (обычно гидравлическими),
противодействующими вращению колеса от
носительно оси ориентировки На ЛА с не-
ориентирующнмися колёсами с этой целью
устанавливают опоры, обладающие доста-
точно высокой собственной жёсткостью
658 ШАХУРИН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Иногда на опоре двухколёсного шассн для
предупреждения Ш закрепляют на общей
оси два колеса так, чтобы исключить их
независимое вращение При проектировании
ЛА устойчивость колес проверяется рас
чётом шасси Кроме того проводятся под
тверждающне расчет испытания натурных
опор шасси на копре с вращающимся ба-
рабаном	ВСГозВек
«ШИН МЕЙВА» - см «Сия мейва»
ШИРОКОФЮЗЕЛЯЖНЫЙ САМОЛЁТ
магистральный пассажирский самолет боль
шой пассажировместимости с повышен
ной комфортностью С термином «Ш с»
обычно связывают также высокий уровень
технико экон совершенства самолёта Про
ектировочные особенности Ш с не огра-
ничены большим диаметром фюзеляжа
(5,5—6,5 м), онн включают также ком
поновку кресел с двумя продольными
проходами, закрытую конструкцию полок,
вписанных в поперечные обводы салонов
Такое своеобразие породило понятие «гни
рокофюзеляжный интерьер»
Появление Ш с в кон 60-х — нач
70 х гг было вызвано быстрыми темпами
роста объема возд пасс перевозок и пе
регруженностью возд пространства, особен
но на линиях с интенсивным движением
и в зонах аэропортов Кроме того, внед
ренне Ш с позволило благодаря резко
му повышению пассажировместимости
(грузоподъёмности) уменьшить расход топ
лива на единицу транспортной производи-
тельности
Если повышение экономичности пасс само
летов предшествующих поколений обычно
сопровождалось увеличением плотности
компоновки пасс кресел н нек рым сниже
ннем комфорта, то рост экономичности Ш с
возможен и при уменьшении плотности
компоновки и повышении комфорта, что
привлекает новых пассажиров
Требования к проектированию Ш с
повыш надёжность (в связи с резким
увеличением числа пассажиров), большой
ресурс (ввиду большой стоимости Ш с),
применение новых систем транспортировки
багажа, напр «багаж при себе» (см Аэ-
робус) или «багаж при себе плюс контей-
неры», обеспечение возможности базироаа
ния на существующих аэродромах (без
изменения прочности и длины ВПП)
Термин «Ш с » появился в 60—70 х гг
как синоним термина «аэробус», применяв
шегося то1да к самолётам ближней и ср
дальности полета Позднее Ш с стали
наз и соответствующие самолеты боль
шой дальности полёта, для к рых термин
«супер аэробус» не получил широкого приме
нения Увеличение пассажировместимости
продолжит время осуществлялось в основ
ном путём увеличения длины фюзеляжа
Предельным для узкофюзеляжных само
лётов оказался размер, соответствующий
200—220 пасс креслам Дальнейшее уве
личенне длины приводит к «тоннельному»
(или «трубному») эффекту в пасе сало
нах замедляется размещение пассажиров
и покидание ими самолёта, что приводит
к увеличению времени его стоянки на зем
ле, а это снижает оборачиваемость и эко
номичность, усложняется эвакуация пас
сажнров при аварийной ситуации
Размеры и конфигурация поперечных се
чений фюзеляжа также изменялись, но в
меньшей степени, чем его длина Этот про-
цесс до появления Ш с носил эводюцион
ный характер число кресел в ряду воз
росло с 3—4 до 5—6 (предельное значение
для салонов с одним проходом), расши-
рение подпольных помещений для одноврем
перевозки на пасс самолете грузов (что
повышает эффективность использования са
молёта) привело к конфигурациям фюзе-
1 М Шиянов	Г Шлнхтинг
ляжа, вытянутым по вертик оси Повы
шение пассажировместимости путем увели-
чения числа кресел а ряду, а также раз-
витие системы перевозок грузов в стан
даргных контейнерах обусловили выбор по
перечного размера фюзеляжа Ш с в ripe
делах 5,5—6,5 м (вместо 3,5 — 4 м на узко-
фюзеляжных самолётах)	В М Шейнин
ШИЯНОВ Георгий Михайлович (р 1910) —
сов летчик испытатель. Герой Сов Союза
(1957), засл лётчик испытатель СССР
(1959) Окончил Моск радиотехникум
(1930), Качинскую воен авиац школу
(1932) В 1934—35 служил в Кр Армии С
1936 на лётпо испытательской работе Прово
днл высотные полеты взлёт с катапульты, нс
пытывал беспилотные ЛА (самолеты-снаря
ды), системы автоматич посадки, опытные
самолеты первые стратосферные БОК 11 и
БОК 15, истребители СК 1 и СК 2 М Р
Бесновата, ИС-1 В В Никитина иВ В Шев
ченко, Су-9, Су 11, МиГ 9. МиГ 19 и др (все
го 152 типа) Участник Вел Отечеств войны
Награждён 2 орденами Ленина, 2 орде
нами Красною Знамени, 3 орденами Оте
честв войны 1 й степ, медалями
ШКАС (Шпитальный, Комарицкий, авиа-
ционный скорострельный)- первый сов
пулемёт, разработанный специально для
авиац применения Создан в 1932 Б Г Шпи-
тальным и И А Комарицкнм Калибр
7,62 мм, скорострельность 1800 выстрелов
в | мин. масса пули 9,6 г, нач скорость
825 м/с, масса пулемета 10 кг Широко
применялся на сов боевых самолетах 30 х гг
и периода Вел Отечеств войны
ШКОЛА ЛЁТЧИКОВ-ИСПЫТАТЕЛЕЙ
(ШЛИ) им А В Федотова была созда
на в ]947 на базе Летно исследовательского
института (ЛИИ) для подготовки летчиков и
штурманов испытателей, ведущих инженеров
по летным испытаниям, а также повышения
квалификации специалистов в области авиа-
ции и их аттестации Слушатели ШЛИ, как
правило — лётчики и Штурманы 1—2 го кл
ВВС. имеющие высщее образование и про
шедшие конкурсный отбор Обучение в ШЛИ
проводится в течение 1,5 лет высококвали
фицир специалистами с большим опытом
лётных испытаний К чтению лекций привле-
каются ученые и инженеры науч подраз-
делений ЛИИ Для обучения используются
самолёты 10 —12 типов, оборудованные но-
вейшими средствами бортовых измерений
Тренажерный комплекс включает тренажеры
с контрольно записывающей аппаратурой
Слушзтелн осваивают теорию и практику
определения лётно техн хар к самолётов,
выполнение полётов всех видов С 1984
ШЛИ носит имя А В Федотова До 1991
подготовлено ок 600 классных спениалистов-
испытателей 115 выпускникам ШЛИ прис
воено звание засл летчика-испытателя
СССР, 15 — звание засл штурмана йены
тателя СССР 50 выпускникам ШЛИ при
своено звание Героя Сов Союза ШЛИ окон
чили летчики космонавты СССР И П Волк
и А С Леоненко
ШЛНХТИНГ (Schhchting) Герман (1907 -
82)— нем ученый в области аэродинамики
В 1926—30 изучал математику, физику и
прикладную механику в ун тах Йены, Вены
и Гёттингена Нач период науч деятель
ности протекал в Германии в Ин те гидро
аэродинамики кайзера Вильгельма руко-
водимом Л Прандтлем Сочетал теоретич
П эксперим методы исследований Известен
работами по механике вязкой жидкости,
аэродинамике самолета лопаточных машин
и автомобилей а также в области эксле-
рим аэродинамики В 1951 вышла его кни-
га «Теория пограничного слоя», переведён-
ная на мп языки мира
ШНЕЙДЕРА КУБОК — переходящий приз,
Учрежденный в 1912 сыном известного франц
воен промышленника Ж Шнейдером (Schne
ider) для победителей междуиар состяза
ний гидросамолетов на скорость полета
Суммарная протяженность маршрута гонки
должна была составлять не менее 150 мор
миль В числе стран—участниц соревнований
(не одинаковом в разл годы) были Фран-
ция, Великобритания, Италия, США, Гер-
мания, Швеция Гонка 1931 оказалась пос
ледней, после того как англичане вынгра
ли три гонки подряд (см табл ) и стали
пост обладателями приза (правилами преду-
сматривалось завершение состязаний в слу
чае трёх побед одной страны в серин из пя-
ти последоват гонок) Ш к хранится в
Королевском аэроклубе Великобритании
Состязания на Ш к способствовали
популяризации авиации, а также оказали
значит влияние на развитие скоростных
самолетов Если в первых гонках прини-
мали участие переоборудов (оснащенные по
плавками) самолёты наземного базирования,
то позднее стали создаваться спец гоноч
ные гидросамолёты, к-рые отличались хо
рошими аэродинамич формами, большой уд
нагрузкой на крыло (поскольку для посад
ки на воду допустимы повыш посадоч-
ные скорости), применением мощных вы
соконагруж (поэтому низкоресурспых) дви
гателей и потребовали решения ряда слож
ных проблем (флаттер органов управления,
охлаждение двигателей и др ) Победите
лями четырех последних гонок были само-
леты монопланной схемы к рая в последу
юшие годы получила дальнейшее разви
тие при создании скоростных истребите-
лей Гоночные 1ндросамолеты несмотря на
наличие громоздких поплавков, были в чис
ле наиболее быстроходных самолётов своего
времени, в 1927—38 нм принадлежали абс
мировые рекорды скорости полёта
Табл- Победители состязаний ич кубо|
Ш не нде ра
Год	Самолет	Страна	Средняя скорость км/ч
1913	«Депердюссеи»	Франция	73 63
1914	Сопвич «Таблоид»	Велико британия	139 66
1920	Савойя S 12	Италии	172 55
1921	Макки М 7	Италия	189 74
1922	Супермарин «Си лайои 11»	Велико Британия	234 48
1923	Кертисс CR 3	США	285 60
1925	Кертисс R3C 2	США	374,28
1926	Макки М 39	Италия	396.70
1927	Супермарин S 5	Велико- британия	453,28
1929	Супермарин S 6	Велико британия	528 87
1931	Супермарин S 6В	Велико Британии	547 31
В П Шейнин
«ШОРТ» (Short Brothers Ltd)—авиац
фирма Великобритании, одна из старей
шнх в мире Осн в 1898 братьями Юстасом
42*
...	.	п	«ШОРТ»	659
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?'
Табл — Самолёты фирмы «Шорт*
Основные данные	Транспортный многоцелевой SC 7	Военно тран спортный «Белфаст*	Пассажир- ский Шорт 360	Учебно-тре нировочный «Тукано»
Первый полёт, год	1967	1964	1981	[986
Число и тип двигателей	2 ТВД	4 ТВД	2 ТВД	1 ТВД
Мощность двигателя кВт	533	4270	959	820
Длина самолета м	12 6	41 7	21 5	9,86
Высота самолета м	4 6	14,3	72	3 4
Размах крыла м	19 79	48 42	22 8	11 28
Площадь крыла м2	36 7	229	42 1	19 33
Максиматьная взлетная масса т	6 58	104 3	11 66	3.27
Масса пустого самолета т Максимальная перевозимая нагрузка	3,35	56 7	78	2 02
т	2 08	35 4	3 1	—
Максимальная скорость полета, км/ч	330	565	390	5Ю
Максимальная дальность полета, км	1115	6400	1460	1665
Потолок м	—	9150			10365
Экипаж чел	2	5	2-3	2
Число пассажиров	19	200	36	—
(1875—1932) и Освальдом (1883—1970)
Шорт [в 1908 в число владельцев вошёл
и третий брат Хорас (1872—1917)] Совр
иазв с 1977 Деятельность начала с произ-ва
возд шаров В 1909 построила з д для
выпуска самолётов братьев Райт В 1911
фирмой были созданы первые двухмоторные
самолёты «Трайпл твин» и «Тандем твин»
(см рис в табл IV) В том же году начала
строить гидросамолёты для ВМС Велико
брнтании (выпущено более 900) В годы 1-й
мировой войны применялись бомбардиров
щики фирмы «Ш » (см рис в табл V11I)
Среди продукции 20 х — нач 40-х гг наи-
более известны гражд и воен гидросамолёты
и летающие лодки «Калькутта* (первый
полёт в 1928), «Эмпайр флайинг боут»
(1936), «Сандерленд» (1937, см рис
в табл XIX), «Шетленд» (1944), бомбарди
ровщик «Стерлинг» (1939, построено 2380)
Фирма разработала один из первых в мире
эксперим СВВП Sc I (1957), построила
воен -трансп самолёт «Белфаст» (1964)
В 80 х гг велось произ-во лёгкого
трансп многоцелевого самолёта SC 7 «Скай
вэн» (1963), пасс самолёта для коротких
авиалиний Шорт 330 (1974) и его трансп
многоцелевого варианта «Шерпа» (1982),
пасс самолёта Шорт 360 (1981), уч тре-
нировочного самолёта «Тукано» (1986, соз-
дан на основе модели браз фирмы «Эмбра
Эр») Фирма разрабатывает и производит
также зенитные УР, возд мишени, бес-
пилотные ЛА Осн данные нек рых само-
лётов фирмы приведены в табл
В В Беляев
ШПАНГОУТ (голл spanthout, от span! —
балка, ребро и hout — дерево) — осн попе-
речный элемент силового набора ЛА, обес-
печивает форму и жёсткость сечения и пе-
редаёт местные сосредоточенные нагрузки
на оболочку или др силовые элементы
Обычно устанавливается перпендикулярно
к оси агрегата ЛА или под углом дейст
вия сосредоточенной нагрузки, имеет, как
правило, форму, соответствующую форме
оболочки Различают Ш типовые (обеспе-
чивают жёсткость контура) и силовые (слу-
жат для передачи сосредоточенных нагру-
зок) Типовые Ш подразделяются на
подкрепляющие (обшнвка крепится толь
ко к стрингеру) и распределяющие (обшив-
ка крепится к шпангоуту и стрингеру),
выполняются в виде гнутого обода, соот
ветствующего контуру оболочки Сило-
вые Ш бывают стеночные, ферменные,
рамные, в виде подковообразных балок и
т д, размещаются по краям вырезов
в обшивке (под двери, люки и т д ),
в местах крепления крыла, шасси, сило
вой установки, оперения, по торцам грузо
отсеков и т п Сдвоенные Ш , используе-
мые по разъёмам агрегатов, наз стыковы-
ми, Ш , устанавливаемые на части длины
660 ШПАНГОУТ
контура оболочки, наз полу шпангоута ми
Шаг Ш выбирается на основе расчёта
общей жёсткости оболочки В местах при
стыковки осн агрегатов силовой установ-
ки, крыла, шасси и оперения шаг Ш может
нарушаться (в этом случае он определяет-
ся расстояниями между узлами крепления
стыкуемых агрегатов)
Силовая схема Ш выбирается из ус-
ловий его нагружения и общей компоновки
агрегата Прн действии больших сосредо-
точенных нагрузок в плоскости Ш пред-
почтительна схема стеночною Ш При нали
чни во внутр объёме фюзеляжа силовой ус
тановки, грузовой или пасс кабины высо-
та Ш ограничена их размерами, и Ш может
быть выполнен в виде кольца илн подко
вы, работающих, как правило, на изгиб В
гермокабинах высокоресурсных пасс самолё-
тов Ш обеспечивает сохранение формы
оболочки и воспринимает часть растягива-
ющей нагрузки от внутр избыточного дав-
ления	В К Рахилин
ШПИТАЛЬНЫЙ Борис Гаврилович (1902—
72)—сов конструктор авиац стрелково-
пушечного вооружения, д-р техн наук (1940),
Герой Соц Труда (1940) Окончил Моск
механич ин т нм М В Ломоносова (1927)
Совм с И А Комарицким создал ско
рострельный пулемёт ШКАС калибра 7,62 мм
(1932) и совм с С В Владимировым 20-мм
пушку ШВАК (1936) В 1934—53 нач и гл
конструктор ОКБ Преподавал в Моск ин-те
инженеров геодезии, аэрофотосъёмки и кар-
тографии (с 1949 проф ) Гос пр СССР
(1941, 1942) Награждён 2 орденами Ле
иина, орденами Кутузова 1-й степ, Суво-
рова 2 й степ , 2 орденами Трудового Крас
ного Знамени, орденом Красной Звезды,
медалями Портрет см на стр 662
Лит Сытин В А Изобретатель сверхпу
лемета М 1941
ШТОПОР самолёта — движение самолё-
та по вертик нисходящей спирали малого
радиуса при больших углах атаки, возни-
кающее после потери скорости полёта и
сваливания В режиме Ш резко изменяют-
ся хар ки управляемости вплоть до полной
её потери или появления обратной реакции
самолёта на отклонения рулей По ориента-
ции самолета относительно земли разлн
чают нормальный Ш --самолёт занн
мает по отношению к земле положение, близ-
кое к естественному (лётчик в кабине на
ходится головой вверх), и нормальная пе-
регрузка пр>0, перевёрнутый Ш —
лётчик расположен головой к земле и п^<0
В подавляющем числе случаев реализуется
нормальный Ш , перевёрнутый Ш крайне
редок и является либо следствием непра-
вильного выхода из нормального Ш, либо
возникает прн сваливании иа отрицат углах
атаки В зависимости от углов атаки, иа
к рых реализуется режим Ш , различают
крутой Ш (углы атаки а<40—50°) и пло-
ский Ш (а ж 50—70°), представляющий
наибольшую опасность
Ш может происходить при практически
пост угловых скоростях крена рыска-
ния (ву и тангажа и углах атаки и сколь-
жения, но во ми случаях движение в Ш
сопровождается колебаниями (колеба-
тельный Ш) В ряде случаев эти колеба-
ния могут носить характер биений, при на-
растающих по амплитуде колебаниях данный
режим Ш может оказаться неустойчивым,
и самолёт либо переходит на др режим
Ш , либо выходит из него
Вращение самолёта в Ш носит, как пра-
вило, достаточно интенсивный характер,
угловая скорость рыскания может дости-
гать значения о,»! рад/с и более (для
плоских Ш характерны меньшие угловые
скорости <1>,ж0,1—0,5 рад/с) Предельным
случаем движения самолёта в Ш явля-
ется т н падение листом, когда вращение
по спирали практически отсутствует (а~90°,
й>еяь0)
Осн причины попадания самолётов в Ш
сваливание при отсутствии чётких действий
со стороны экипажа по предотвращению
выхода самолёта иа большие углы атаки
и парированию сваливания с переводом его
на меиьшне углы атаки, возникновение
несимметричного обтекания самолета на
больших углах атаки, вследствие чего на
самолёт действуют значит моменты рыска-
ния и крена, вызывающие его вращение
в Ш (см Самовращение), отклонение ор-
ганов управления, вызванное рефлекторным
стремлением лётчика вывести самолёт из
Ш К таким действиям лётчика относится в
первую очередь отклонение элеронов против
вращения самолёта в Ш Но на закритич
углах атаки элероны из-за возникающих
моментов рыскания при их отклонении да-
ют обратную реакцию самолёта по крену
вместо привычной для лётчика на малых
углах атаки, к-рую принято называть пря-
мой В результате возможен переход са-
молёта в режим более интенсивного вра-
щения, что вызывает увеличение угла ата-
ки, переход в др режим Ш (более плос-
кий) и изменение угловых скоростей до
значений, соответствующих новому режиму
Точно так же штопорное движение в ряде
случаев не прекращается из-за того, что лёт-
чик рефлекторным отклонением органов уп-
равления продольным движением пытается
вывести самолёт из режима снижения и
отрицат углов тангажа, в результате чего
самолет продолжает вращение на больших
углах атаки
Систематич изучение Ш, и методов вы
вода из него было начато К К Арцеуло-
вым, к-рый в 1916 первый в России совершил
преднамеренный Ш , и продолжается в те-
чение мн десятилетий Значит вклад в
развитие теории Ш и разработку экспе-
рнм методов его исследования внесли А Н.
Журавченко и В С Пышное Осн методами
исследования Ш являются специально ор-
ганизуемые лётные испытания (с преду-
смотрением особых мер безопасности, напр
установки противоштопврных рэкет или про-
тн во штопорного парашюта — см Противо-
штопорные устройства), а также испытания
свободна летающих динамически-подобных
моделей в вертик аэродинамич трубах
с восходящим направлением потока (рис 1)
В 70-е гг получили развитие ещё два ме-
тода исследований Ш на свободно летаю-
щих моделях большой размерности (1/5—
1/2 размеров натурного самолёта) с дистан-
ционным и автоматич управлением (модель
сбрасывается с вертолёта или самолёта и по
окончании полёта приземляется на пара
шюте), расчётные исследования на ЭВМ и
моделирование с участием лётчиков на
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. L LU (опорная	труба Т-105
(ЦАГИ).
пилотажных стендах. Этот вид исследований
проводится на основе тщательного изу-
чения аэродинамич. хар-к самолётов на
больших углах атаки (в стационарном ре-
жиме и прн нестационарном движении)
в аэродинамич. трубах (рис. 2). В резуль-
тате исследований устанавливаются конкрет-
ные виды Ш., характерные для данного
типа самолёта, и методы вывода из него.
Каждый тип самолёта может иметь свои
индивидуальные особенности вывода из Ш.,
однако в целях удобства обучения лётчиков
принято неск. стандартных методов вывода
самолёта из Ш. в порядке возрастания
сложности действий рулями.
1-й метод—поставить все рули в ней-
тральное положение (в данном случае мож-
но говорить о преднамеренном LL1., возни-
кающем при отклонениях органов управле-
ния). При прекращении Ш. перейти к обыч-
ной манере пилотирования.
2-й метод — отклонить руль направления
против Ш., элероны и руль высоты — в
нейтральном положении. При прекращении
вращения поставить руль направления в
нейтральное положение.
3-й метод — отклонить руль высоты (ста-
билизатор) на кабрирование, руль направ-
ления — против вращения; элероны — в ней-
тральном положении. При прекращении вра-
щения поставить руль направления в ней-
тральное положение, а руль высоты — в
нейтральное положение или на пикирова
ние (для уменьшения угла атаки).
4-й метод — отклонить руль направления
против Ш., элероны no LLL, руль высоты
на кабрирование. При прекращении вра-
щения элероны и руль направления поставить
в нейтральное положение, руль высоты — в
положение, обеспечивающее уменьшение
угла атаки.
Ш. относится к критич. режимам полё-
та (наряду со сваливанием и инерцион-
ным вращением) и является наиболее опас-
ным по своим последствиям: за годы су-
ществования авиации Ш. был одной из осн.
причин потерь самолётов и гибели лёт-
чиков. Это объясняется рядом причин. Для
распознания лётчиком режимов Ш. и овла-
дения техникой пилотирования для вы-
вода самолёта из Ш. требуется большой
объём лётной тренировки. Такое обучение
проходят только лётчики-испытатели, и лишь
незначит. часть нз них специализируется в
лётных испытаниях на Ш. Несмотря на внеш,
простоту стандартных методов вывода са-
молёта из Ш., в реальных условиях
каждому, в т. ч. опытному, лётчику необхо-
димо решить неск. задач; 1) установить,
какой режим Ш. реализовался в конкрет-
Рис. 2. Испытания модели самолёта на што-
пор в аэродинамической трубе.
ном случае (из-за возможной неоднознач-
ности аэродинамич. хар-к на данных углах
атаки и влияния предыстории движения
и положения рулей на одном и том же само-
лёте может реализоваться неск. режимов
Ш.); 2) выбрать соответствующий метод вы-
вода; 3) произвести чёткие действия рулями
на вывод самолёта нз Ш., прн необходи-
мости зафиксировать макс, отклонение соот-
ветствующих рулей; в ряде случаев подоб-
рать удачный момент для отклонения рулен
(при колебат. Ш.— к моменту уменьшения
вращения); 4) не проявляя излишней пос-
пешности (вывод из Ш. может происходить
в течение 1—2 и более витков), убедиться
в наличии илн отсутствии реакции само-
лёта на выбранный метод вывода прн неиз-
менном положении рулей; 5) к моменту
уменьшения угловой скорости рыскания до
нуля необходимо своевременно вмешаться
в управление, чтобы добиться перехода
на малые углы атаки и не оказаться в Ш.
противоположного вращения или попасть в
перевёрнутый. Лётчики, не имеющие доста-
точного опыта выведения самолётов из Ш.,
как правило, совершают ошибочные дей-
ствия по пунктам 3) и особенно 4).
В режиме Ш. скоростные манёвренные
самолёты снижаются со скоростью 80—100
м/с, и за один виток высота может умень-
шиться на 0,5— 1 км. Поэтому резерв вре-
мени у лётчика на принятие правильных
решений и своеврем. действия рулями очень
мал и нужно возможно раньше предприни-
мать попытки выйти из этого режима. Но
необходимо учитывать то, что собственно
выход самолёта из Ш. будет сопровож-
даться потерей высоты ещё на I—2 км. При
этом должен ещё оставаться запас высоты
для вывода самолёта из крутого пикиро-
вания, разгона самолёта до скоростей, доста-
точных для горизонт, полёта, миннм. ма-
неврирования и увода его от столкновения
с землёй, а в нек-рых случаях — для за-
пуска двигателей (при заглохании или пред-
намеренном их останове в Ш.). Т. о., по-
пытки вывода самолёта из Ш. можно пред-
принимать до высот 4—5 км, на меньших
высотах необходимо принимать экстренные
меры к спасению экипажа.
Учитывая высокую опасность Ш., попа-
дание пасс, и др. неманёвренных самолё-
тов в режимы Ш исключается спец, ограни-
чителями углов атаки, а на стадии разра-
ботки самолётов — созданием достаточных
запасов по углу атаки, т. е. разницы между
углами атаки, к-рые используются в эксплу-
атации, и углами атаки, на к-рых возни-
кает сваливание. Такой подход принят в
мировой практике для этих классов само-
лётов в 60-х гг. С тех пор на самолётах
этого типа лётиые испытания на ILL не про-
водятся. На манёвренных самолётах лётные
испытания на сваливание и Ш. продолжа-
ются. Однако с начала 70-х гг. самолёты
этого класса также оборудуются ограничи-
телями угла атаки, системами сигнализации
о превышении допустимого угла атаки,
ведётся поиск компоновочных решений и
способов управления для расширения ис-
пользуемых углов атаки без попадания в ре-
жимы сваливания и Ш. В 80-е гг. в связи
с развитием расчётных методов исследо-
вания Ш. н более глубоким изучением осо-
бенностей аэродинамики самолётов на закри-
тич. углах атаки начались работы по созда-
нию манёвренных самолётов, не имеющих ре-
жимов сваливания в Ш. в широком диапа-
зоне углов атаки (вплоть до а = 50—70°).
Г И Загайнов
ШТОРМОВОЕ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ —
информация об ожидаемом возникновении
(или усилении) опасного для авиации яв-
ления погоды (туман, гроза, гололёд, го-
лоледица, шквалы, сильный — более 15 м/с—
ветер, снегопад, дождь или град, ухудшаю-
щие видимость, сильное обледенение, пыль-
ная или песчаная буря, смерч). Ш. п. сос-
тавляется сниоптич. службой авиаметеорол.
станции по аэродрому, обслуживаемым
трассам, зонам испытат. и уч.-тренировоч-
ных полётов н т. д. Ш, п. составляется
в тех случаях, когда опасные явления не
были предусмотрены прогнозом погоды, а
также с целью уточнения времени нх воз-
никновения, интенсивности и продолжитель-
ности. Ш. п. в отличие от штормового
оповещения является прогностическим.
ШТУРВАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ — ус-
ловное наименование систем, связывающих
отклонение рычагов управления (РУ) ЛА
(колонка штурвальная, центральная или бо-
ковая ручка управления, педали управле-
ния) с отклонением органов управления
(ОУ). Через систему Ш. у. (СШУ) лётчик
осуществляет управление летательным аппа-
ратом. Осн. требованиями к СШУ являют-
ся её надёжность, обеспечение удовлетво-
рит. хар-к управляемости и устойчивости ЛА
и, следовательно, безопасности полёта. В
простейшем случае СШУ представляет собой
механич. соединение (с помощью проводки
управления) РУ с рулями управления, при
этом усилия на РУ пропорциональны шар-
нирному моменту ОУ. В этом случае удов-
летворит. хар-ки устойчивости ЛА обеспе-
чиваются аэродинамич. хар-ками ЛА и его
центровкой, а управляемость — выбором ОУ
и нх компенсации для обеспечения прием-
лемых усилий на РУ при управлении.
Усилия на РУ при управлении должны
противодействовать соответствующим откло-
нениям. Для уменьшения или изменения
усилий на РУ по воле лётчика на ОУ уста-
навливаются триммеры илн спец, триммер-
ные механизмы.
Развитие аэродинамич. схем ЛА, увели-
чение их размеров, освоение новых режи-
мов полёта, а также стремление упростить
пилотирование привело к необходимости
автоматизации СШУ. Осн. требованием к
автоматизир. СШУ является независимость
её работы от действий лётчика; лётчик дол-
жен воспринимать ЛА как единую динамич.
систему вместе с работающей автомати-
кой.
Первоначально автоматизация СШУ сво-
дилась к уменьшению усилий на РУ при
управлении: для уменьшения шарнирных
моментов ОУ применялись кинематические
нлн пружинные сервокомпенсаторы (см. Сер-
вокомпенсация, Сервоуправление)— не-
большие аэродинамич. пов-сти на хвосто-
вой части ОУ, отклоняемые в зависимости
от отклонения ОУ.
661
www.vokb-la.spb.ru - Самолё
Рост размеров са
молетов и увеличение
скорости полета (до
сверхзвуковой) вы
звали необходимость
искать новые пути
уменьшения усилий на
РУ при управлении
начало внедрятьсябу
стерное управление
сначала в виде об
ратимого в этом слу
чае только опредс
ленная часть шарнир
ного момента ОУ не
Б Г Ill витальны и	редается на РУ а
затем и необратимо
го где шарнирный момент ОУ на РУ не
передается В последнем случае для создания
у летчика чувства управления необходимо
применять автоматы загрузки (см Рыча
гов управления загрузка) с три м мерным и
механизмами в ряде случаев исполыуется
пружинная загрузка В качестве силового
привода при бустерном управлении как
правило используются гидравлич рулевые
приводы (PH) Первоначально РП устанав
ливались на истребителях развивающих
сверхзвук скорости полета и снабженных
средствами спасения летчика После полу
чения опыта создания и эксплуатации бус
терных систем они начали применяться и на
пасс самолетах
Необходимость применения на сверхзвук
самолетах целиком управляемого стабилиза
тора (без рулей высоты) привела к избыт
ку эффективносги этого ОУ (см Эффек
тивность органов управления} на дозвук
скоростях и малых высотах полета и в
СШУ стал вводиться автомат регулирова
ния усиления Этот автомат изменяет кине
матич передаточное отношение от рычага
к органу управления в зависимости от ре
жима полета (обычно в зависимости от вы
соты и скорости полета)
Увеличение высоты полета уменьшает
демпфирование (см также Аэродинамичес
кое демпфирование} углового движения
самолета что привело к появлению но
вого вида автоматизации СШУ к допол
нит независимым от летчика отклонениям
ОУ в зависимости от угловой скорости са
молета в сторону повышающую демпфи
рование (демпферы рыскания крена tjh
гажа) Для реализации такой автомати
ки иснользуегся «раздвижная тяга» в про
водку управления включается электрнч
или гидравлич сервопривод Чтобы зада
ваемые раздвижной тягом перемещения пе
редавались только к ОУ и не сказывались
на усилиях при управлении необходимо
использование необратимого бустерного уп
равления а также чтобы трение на участ
ке от РУ до раздвижной тяги было больше
усилий потребных для управления бустером
(в противном случае в системе управле
ння между PV и раздвижной тягой устанав
ливается вспомогат привод по схеме необ
ратнмого управления что кроме того
уменьшает трение в системе ощущаемое
летчиком)
Отклонение элеронов для осуществления
маневра по крену на больших углах атаки
сопровождается образованием моментов
рыскания и увеличением угла скольжения
препятствующих кренению кроме того на
больших углах атаки для кренення само
лета относительно вектора скорости необхо
дим дополнит момент по рысканию Это
привело к введению в СШУ кинематич свя
зей от РУ по крену к рулю направления
Развитие и освоение электроники вычнс
лит устройств позволило значительно рас
ширить возможности автоматизации управ
ления самолетом Использование сигналов
угловой скорости перегрузки углов атаки
и скольжения высоты полета скорости и т п
для отклонений ОУ по выбираемым зако
нам позволяет не только улучшать устой
чивость и управляемость самолета но и
создавать их искусственным путем но
явился термин «компоновка самоле
та определяемая системой уп
равления» Такой подход к проектиро
ванию ЛА ослабляет требования к выбору
его аэродинамич компоновки для обеспе
чения наилучших летио техн хар к напр
позволяет обеспечить продольную статич
устойчивость (см Степень устойчивости)
при статически неустойчивой аэродинамич
схеме и уменьшить площади вертик и го
ризоит оперений и т п
Возможности автоматизации управления
в первую очередь определяются достаточ
костью эффективности ОУ а затем быстро
действием исполнит механизмов (бустеров)
т е максимально возможными скоростями
отклонения ОУ и минимальным запазды
ванием между моментами подачи сигнала
к но реализации
По мере развития степени автоматизации
СШУ в их состав стали включать подсис’те
мы непосредственного управления подъемной
и боковой силами и механизации адаптив
ного крыла активные системы управления
и др системы влияющие на динамич хар ки
самолета как объекта управления летчиком
В реальной эксплуатации любая система
управления может отказать поэтому рас
сматривают два рода систем (или подсис
тем) отказобезопасные и практически без
отказные системы Отказ отказобеюнасной
системы не должен приводить к появле
нню аварийной ситуации и продолжение
полета возможно хотя и с дополнит огра
ничениями и повыш нагрузкой на летчика
Обычно отказобезопасность возможна илн
при малом возможном возмущении на дви
женне самолета при отказе системы управ
ления (малое отклонение ОУ от автоматики
как напр при отказе демпфера колеба
ний) или медленном замечаемом летчиком
изменении регулируемого параметра (наир
прн малой скорости изменения передаточ
ного отношения в проводке от РУ к ОУ) От
казобезопасные подсистемы можно отнес
ти к «комфортным» т е улучшающим но
не приводящим к кардинальному измене
нию устойчивости и управляемости само
лета
Если отказ системы или подсистемы вле
чет за собой появление аварийной нли ка
тастрофич ситуации напр потерю управля
емости самолета то такая система должна
быть практически безотказной Это как пра
вило достигается резервированием ее ка
налов Прн отказе одного из каналов он
отключается и система продолжает функ
ционировать Обычно принимается чтобы
система продолжала функционировать после
двух последоват отказов Отказ каналов
обязательно индицируется летчику (или
экипажу) и в зависимости от обстоятельств
должно быть принято решение об изменении
полетного задания или о немедленной по
садке Для того чтобы один отказ не мог
вывести из строя одновременно несколько
каналов управления эти каналы должны
быть независимыми т е не иметь «общих
точек» Отключение канала производится по
выбранному критерию отказа Если есть та
кой критерий отказа в самой системе (напр
падение давления в гидросистеме) то систе
ма будет продолжать функционировать пос
ле двух отказов при наличии трех каналов
управления В сложных автоматизир систе
мах такого критерия как правило нет и вы
явление отказавшего канала производится
методом сравнения «голосованием» поэто
му в таких случаях для продолжения функ
ционирования системы после двух отказов
необходимо четырехкратное резервирова
ние Практически безотказными можно счи
тать такие системы, надежность к рых под
тверждена большим опытом создания и
эксплуатации напр механич системы Од
нако в нач 80 х гг ИКАО вынесла реше
ние о необходимости иметь на пасс са
молетах дублиров механич проводку уп
равления
Практически безотказная автоматизир
электродистанционная система управления
(ЭДСУ) позволяет не использовать меха
нич проводку управления (если же без
автоматизации полет невозможен то ме
ха нич связь РУ с ОУ теряет смысл) это
позволяет уменьшить вес системы управле
ния ЭДСУ получают в настоящее время
широкое распространение
Большие возможности предоставляет ис
пользование в системах управления борта
вых цифровых вычислительных машин
(БЦВМ) позволяющих реализовывать слож
ные законы управления с использованием
логич операций Однако такая резервиров
система может иметь «общую точку»— прог
раммное обеспечение БЦВМ одинаковое во
всех каналах В этом случае целесообраз
но иметь или разное программное обес
печенке в каналах или резервную (цнфро
вую или аналоговую) систему управления
позволяющую безопасно завершить полет
СШУ совр самолетов как правило весь
мэ сложны их структура н алгоритмы
автоматизации определяются особенностями
аэродинамич хар к ЛА областью режимов
полета по скоростям и углам атаки длитель
ностью полета наличием средств спасения
условиями эксплуатации / В Александров
ШТУРМОВИК — низковысотнын боевой са
молет для поражения малоразмерных и под
важных наземных (морских) целей а также
живой силы противника на поле боя и в
ближних тылах с применением бомбарди
ровечного ракетного и стрелково пушеч
ного вооружения Ш обычно используются
для непосредств поддержки сухопутных
войск и сил флота Одно из осн требований
к Ш — высокая точность поражения объ
ектов (прежде всего танков) что дос
тнгается выполнением боевых операций с
малой высоты полета Обычно Ш имеет
бронирование для защиты экипажа и наибо
лее важных частей самолета от огня против
ника Броня может быть несущей (включа
ется в силовую схему самолета) и встроен
ной (не воспринимает действующих нагру
зок)
Первые попытки создания самолета с во
оружением для борьбы с наземными силами
противника были предприняты в 1912 в Рос
сни В 1914 А А Пороховщиков построил
опытный Ш «БИ КОК» («Двухвостка») В
1918 в Германии фирма «Юнкере» разрабо
тала Ill Ju 10 В США в 20 е гг проблему
бронирования IU сочли неразрешимой и пе
реключились на разработку многоцелевых
самолетов и пикирующего бомбардировщи
ка В 1931 были успешно проведены опыт
ные бомбометания с пикирования В Герма
нии решение проблемы возд поддержки на
земных войск в 30 е гг шло по двум наврав
лениям создание Ш либо пикирующего бом
барднровщика Предпочтение было отдано
пикирующему бомбардировщику Ju 87
В СССР массовый отечеств самолет
разведчик Р 5 Н Н Поликарпова в 30 х
гг строился и в вариантах иебронирован
ных Ш Попытки создания специализир
самолета Ш предпринимались рядом конст
рукторов в 1936 были разработаны проекты
Ш по программе «Иванов» ОКБ Д П Гри
горовича С А Кочеригина И Г Немана
Н Н Поликарпова и П О Сухого Эти ра
боты обогатили отечеств самолётостроение
662 ШТУРМОВИК
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Боевое применение штурмовиков в — атака с пикирования, б — атака с бреющего полёта
новым опыт'ом и подтвердили точку зрения
о необходимости разработки специализир.
самолёта для поддержки войск, но проблема
оставалась нерешённой. Для создания бро-
ниров. Ш, нужны были принципиально но-
вые идеи. В сер. 30-х гг. их разработал и
заложил в проект Ш. Ил-2 С. В. Ильюшин
(см. Ид}. Было найдено оптим сочетание
скорости и манёвренности, дальности полёта,
бомбовой нагрузки, огневой мощи наступа-
тельного оружия, средств самозащиты, не-
уязвимости и боевой живучести. Этому спо-
собствовало включение бронекорпуса в
силовую схему фюзеляжа, что было сделано
впервые. Вооружение: крупнокалиберные
пушки, пулемёты, бомбы, реактивные снаря-
ды. Создание этого самолёта положило на-
чало развитию штурмовой авиации. За го-
ды Вел. Отечеств, войны было выпущено
св. 36 тыс. Ш Ил-2 и ок. 5 тыс. Ил-tO (усо-
вершенствованная модель Ил-2). В годы
войны их уподобляли «Летающему танку»,
поскольку параметры и хар-ки самолётов,
их конструкция, оборудование, бронирова-
ние были подчинены этой идее. В после-
воен, период развитие Ш. в осн шло в на-
правлении повышения манёвренности, уве-
личения боевой нагрузки и улучшения взлёт-
но-посадочных хар-К.	В. М Шейнин
ШУМ ДВИГАТЕЛЯ — осн. источник шума
ЛА, оказывающий неблагоприятное воздей-
ствие на население вблизи аэропортов, техн,
персонал в аэропортах и пассажиров, а
также на прочность конструкций ЛА, на-
ходящихся в зоне действия интенсивного
шума.
Шум ВРД имеет преим. аэродинамич.
происхождение и возникает либо в движу-
щемся потоке, либо при взаимодействии его
с элементами двигателя. Шумность ВРД за-
висит от его размеров, принципиальной
схемы, расчётных параметров и конструкции
узлов, а также От режима работы Осн. ис-
точники шума ВРД - реактивная струя.
вентилятор, турбина, компрессор, камера
сгорания, а также т. н- внутр, источники в
выпускном тракте. Каждый из источников
характеризуется спектральным составом
шума и направленностью его излучения.
Воздухозаборник и выпускной тракт дви-
гателя влияют на спектральный состав и
диаграмму направленности источников шу-
ма, расположенных внутри двигателя. Во-
зникающий при движении самолёта спут-
ный поток также оказывает влияние на
акустнч. хар-ки Ш. д.
В зависимости от степени двухконтур-
ности m и режима работы ТРД соотношение
между интенсивностью шума разл. источ-
ников изменяется. Так, шум реактивной
струи на всех режимах работы преобла-
дает у «чистых» ТРД (т—0), в особенности
у ТРДФ. У ТРДД с большой степенью двух-
коитурностн (/н>4) на всех режимах ра-
боты преобладает шум вентилятора Шум
ТВД и турбовальиых двигателей обычно
меньше шума винта. Шум ВРД может быть
снижен с помошью спец шумоглушителей.
ПД характеризуются существенно более
низкими уровнями шума, чем уровень
шума ВРД, Их уровень шума обычно ни-
же уровня шума возд. винта.
Измерения Ш. д. производятся на откры-
тых стендах для испытаний двигателей, при
этом Ш. д. регистрируется на окружности
измерит- пояса вокруг двигателя с угловым
шагом 10—30°. Шум изолиров. авиац. дви-
гателей не нормируется. Требования к Ш. д.
предъявляются косвенно, путём ограничения
шума ЛА (см. Нормы шума).
.Пит Авиационная акустика, под ред. А Г. Му
нииа и В Е. Квитки, М , 1973; Теория двухкон-
турных турбореактивных двигателей, под ред. С. М
Шляхтенко. В А Сосунова, М, 1979.
Р. А Шипов
ШУМА ИСТОЧНИКИ летательных ап-
паратов. Осн. источниками шума, созда-
ваемого ЛА на местности, являются сило-
вая установка (СУ) и обтекающий планёр
возд. поток; шум в кабине и салоне ЛА,
наряду с указанными выше III и., созда-
ётся и агрегатами системы кондиционирова-
ния воздуха
Если в качестве СУ используются ТРД или
ТРДД, то Ш. и. являются реактивная струя,
вентилятор, турбина, компрессор н камера
сгорания (см. Шум двигателя), в случае
же применения винтовою движителя шум в
осн. создается возд. винтом. Т. о , осн. 111. и
ЛА имеют аэродинамич природу Причи-
нами их образования являются создавае-
мые двигат- установкой возд или газовые
потоки, а также обтекание и движение
тел, находящихся в потоке, а не колебания
твёрдых тел. с чем имеет дело классич. акус-
тика.
Турбулентные струи создают широкополос-
ный, практически сплошной шум, а ею мощ-
ность определяется в осн скоростью исте-
чения струи и пропорциональна приблизи-
тельно восьмой степени этой скорости. Возд.
винт и лопаточные машины излучают шум,
в спектре к-рого наблюдаются гармонич. со-
ставляющие, частоты к-рых пропорциональ-
ны произведению числа лопастей (лопаток)
на частоту вращения, и составляющие ши-
рокополосного шума, обусловленные обте-
канием лопастей потоком. В случае, когда
скорость струи или скорость обтекания ло-
пастей становится больше скорости звука,
возникают ударные волны, к-рые являются
источниками интенсивных дискретных сос-
тавляющих шума. Спектр шума камеры
сгорания обычно сплошной.
инди
ТРДД
Основные источники
катрисы излучения шума
(вверху) и ТРД (внизу): 1 —
вентилятор, 2 — струя. 3 — тур-
бина, 4 — компрессор
Обтекание планёра ЛА возд. потоком
обусловливает два типа Ш и.: ударные
волны, возникающие при сверхзвук, скорос-
тях полёта и создающие дискретный шум
на местности (см. Звуковой удар), и возни-
кающий на обтекаемых пов-стях турбулент-
ный пограничный слой, к-рый в осн опре-
деляет шум в кабине и салоне (см. также
ст. Акустика авиационная. Нормы шума).
А Г. Мунин.
ШУМОГЛУШИТЕЛЬ с н л о во й установ-
ки— одно из осн. средств снижения шума
реактивных самолётов гражд. авиации. Раз-
личают Ш,, предназначенные для снижения
шума вентилятора, турбины, реактивных
Шумоглушитель с сото вы мн звукопоглощающими
конструкциями 1 — перфорированный лист. 2 —
сотовый ^анолнитель, 3 — непрониваемое осно-
вание
663
www.vokb-la.spb.ru - Са
А. А. Щербаков.	А Я> Щербаков.
Струй, а также т. и. внутр- источников шума
в выпускном тракте ВРД.
Ш. турбомашин и внутр, источников шу-
ма в ВРД представляют собой участки
г а зо возд. тракта сн левой установки, облицо-
ванные звукопоглощающими конструкция-
ми (ЗПК)- Наибольшей надёжностью в рабо-
те и стабильностью хар-к обладают трёх-
слойные сотовые ЗПК, состоящие (см. рис.)
нз обращённого к потоку перфорированного
листа 1, возд. объёма с сотовым заполни-
телем 2, делящим его на отд. ячейкн, н не-
проницаемого основания 3. Эксперим. отра-
ботка Ш. с сотовыми ЗПК производится на
стендах со сдвоенными реверберационными
камерами и на открытых стендах для испы-
таний двигателей. Применение в ТРДД Ш.
турбомашнн позволяет снизить уровень шу-
ма самолёта на 7—8 EPN дБ (единицы эф-
фективного уровня воспринимаемого шума с
учётом особенностей субъективной реакции
человеческого уха и продолжительности воз
действия шума) при незначит- увеличении
массы силовой установки и гидравлич. по-
терь в её газовозд. тракте.
Конструкции Ш. реактивных струй осн.
на принципах уменьшения зоны смешения
реактивной струн с окружающим воздухом,
а также уменьшения скорости реактивной
струи. Ш. реактивных струн широкого при-
менения не нашли в связи с высоким
уровнем гидравлич. потерь. Р А Шипов.
ШЭНЬСИЙСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗА-
ВОД- авнац. пр-тие Китайской Народной
Республики. С нач. 80-х Гг- выпускал трансп.
самолёт Y-8 (на основе самолёта Ан-12,
производился также в мор. патрульном
варианте).
ШЭНЬЯНСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗА-
ВОД — авиац. пр-тие Китайской Народной
Республики. В 50-х гг- з-д выпускал по ли-
цензии самолёты Як-18 (под обозначением
CJ-5), Ан-2 (Y-5), МиГ-15, МиГ-17 (J-5 и
F-5), вертолёт Ми-4 (2-5) и двигатели
AZZ/-62 и АШ-82. С кон. 50-х гг. производил
самолёты Мн Г-19 (J-6), с кон. 70-х гг. вы-
пускает J-8 (на основе E-I52A). Разрабо-
тан усовершенств. самолёт J-811 (первый по-
лёт в 1984).
ЩЕЛЕВОЙ ЗАКРЫЛОК — закрылок, при
отклонении к-рого образуется щель между
закрылком и оси. частью крыла. Щ. з. стали
применяться в 40—50-х гГ- на прямых и
стреловидных крыльях. Однощелевой зак-
рылок может быть выполнен в виде простого
поворотного закрылка (с профилиров. или
непрофилиров. щелью между крылом и
закрылком) или с выдвижением закрылка
по направлению к задней кромке крыла.
Многощелевые выдвижные закрылки обра
зуют неск. несущих пов-стей: осн. крыло и
звенья закрылков. В разл. видах выдвижных
Щ. з. последовательно реализуется эффект
предкрылка: поступающая через щель на
верхнюю пов-сть закрылка струя воздуха
вызывает смещение точки отрыва погранич-
ного слоя вниз по потоку и увеличивает
критич. угол отклонения закрылка, при к-ром
наступает срыв потока. Использование этого
эффекта позволяет обеспечить безотрывное
обтекание звеньев закрылка при больших уг-
лах их отклонения и тем самым увеличить
поъёмиую силу закрылка и ЛА в целом.
Эффективность Щ. з. зависит от нх отно-
сит. геом. размеров, формы и положения
относительно осн. крыла. См, рис. к ст.
Механизация крыла.
ЩЕРБАКОВ Александр Александрович (р.
1925)—сов. лётчнк-испытатель, полковник,
канд. техн, наук (1986), Герой Сов. Сою-
за (1971), засл, лётчик-испытатель СССР
(1967). В Сов. Армии с 1943. Участник Вел.
Отечеств, воины. Окончил Вязниковскую
воен авиац. школу пилотов (1943), ВВИА
(1951), школу лётчиков-испытателен (1953).
С 1951 на испытат. работе в НИИ ВВС,
ЛИИ. Проводил испытания самолётов на
штопор (22 типа самолётов), иссл. полёты на
спец, и критич. режимах, участвовал в до-
водке опытных самолётов конструкции А. И.
Микояна, П. О. Сухого, А. С. Яковлева.
Летал на самолётах н вертолётах св. 100 ти
пов. Награждён орденами Ленина, Красного
Знамени, Отечеств, войны J-й н 2-и степ.,
Трудового Красного Знамени, медалями-
ЩЕРБАКОВ Алексей Яковлевич (1901 —
78)— сов. авиаконструктор. Окончил Харь-
ковский технол. нн-т (1929). В 1926—35
работал в ОКБ К- А. Калинина, затем в от-
деле спецконструкций Моск, авиац. з-да № 1,
где занимался высотными буксируемыми пла-
нёрами и гермокабинами (его гермокабины
мягкой и жёсткой конструкции регенерац.
типа были испытаны на разл. самолётах в
1936—43). С 1939 в КБ-29. Возглавлял
эксперим. работы по применению комбинн-
ров. силовых установок с дополнит. ПВРД
на истребителях И-15бис и И-153 и испы-
тания ракетопланёра РП-318-1. Во время
Вел. Отечеств, войны Щ. возглавлял одно
нз Гл. управлений НКАП и ОКБ в Орен-
бурге, где в 1943 им был разработан лёгкий
грузовой самолёт Ще-2, к-рый затем строил-
ся серийно и применялся в качестве трансп.
н санитарного самолёта. В послевоен. годы
работал в ОКБ С. П. Королёва и С. А. Ла-
вочкина. Автор одного нз первых проек-
тов СВВП с поворотными ТРД- Подвешенный
на стенде ЛА испытывался в 1948.
ЩИТКЙ — конструктивные элементы ЛА,
используемые для изменения аэродинамич.
сил или для защиты отд. агрегатов ЛА от
набегающего потока. Появились в 30—40-х
гг. Щ. как элементы механизации крыла мо-
гут устанавливаться в передней или (и)
задней части крыла и предназначены для
увеличения подъёмной силы на больших
углах атаки (при взлёте и посадке) за
счёт изменения кривизны профиля. Выпол-
няются в виде пластин, к-рые могут от-
клоняться илн смещаться (выдвижные Щ.)
вдоль хорды крыла. Щ. действуют анало-
гично предкрылкам и закрылкам, про
ще их по конструкции, но менее эффектив-
ны. К аэродинамич. Щ. можно также от-
нести нек-рые управляющие пов-сти (см.
Интерцептор, Тормозной щиток).
Защитные Щ. обычно выполняются в виде
поворотных или сдвижных панелей, закры-
вающих, напр., нишу шасси после уборки
его в полёте, объектив фотоаппарата в не-
рабочем положении на самолёте-разведчике
и т. д. Часто применяются Щ. на колёсах
шасси для защиты самолёта От грязи н
камней, вылетающих нз-под колёс при взлё-
те и посадке. Управление Щ. осуществляет-
ся из кабины экипажа либо производится
автоматически, когда Щ. механически свя-
заны с агрегатами, к-рые они закрывают
(напр., управление Щ. шасси согласовано
с выпуском и уборкой стоек шасси).
Технологически Щ выполняются в виде
клёпаной или сварной конструкции с сило-
вым набором или клеёной (паяной) конст-
рукции с сотовым заполнителем. При изго-
товлении Щ. широко используются разл.
композиц. материалы. Наруж. обшивка Щ„
выходящая в поток, обычно бывает криво-
линейной и в закрытом положении вписы-
вается в аэродинамич. формы самолёта.
ЭВОЛЮТЙВНАЯ СКОРОСТЬ летатель-
ного аппарат а—минимальная скорость,
на к-рой ЛА имеет возможность выполнять
нек-рые мииим. эволюции (манёвры)— от-
сюда назв. Для иемаиёвренных самолётов
различают миним Э. с. при разбеге, взлёте,
посадке и прн уходе на второй круг. Эти
Э. с. определяются как мн ним. скорости,
при к-рых возможно восстановление и сох-
ранение прямолинейного движения При вне-
запном полном отказе двигателя критичес-
кого с помощью только осн. аэродинамич.
органов управления. Последующий пря-
молинейный полёт должен выполняться при
крене не более 5°; не должны возникать
опасные изменения лётных хар-к самолёта.
Накладываются также и др. дополнит, ог-
раничения.
ЭЖЕКТОР (франц, fejecteur, от ejecter — вы-
брасывать)— устройство для перемещения
жидкости, газа и др. сред, действие к-рого
основано на передаче энергии от одной
среды, движущейся с большей скоростью, к
другой. При этом полное давление poi в сме-
шанном потоке больше полного давления
рОу низконапориого потока, отношение е=
==Poz/Poi наз. степенью сжатия и
является одной из оси. хар-к Э. Для уве-
личения степени сжатия Э. устанавли-
ваются последовательно так, что поток
смеси предыдущего Э. будет эжектируемым
для последующего. Э. прост по конструк-
ции, может работать в широком диапазоне
изменения параметров потоков, позволяет
легко регулировать рабочие режимы. Поэ-
тому Э. широко применяются в разл. облас-
тях техники: в аэродинамических трубах, ва-
куумной технике и др. Наиболее часто ис-
пользуются газовые Э.
Независимо от назначения Э. имеет след,
конструктивные элементы (см. рнс.): сопло
высокой а пор ного (эжектирующего) потока.
Эжекторы с цилиндрической {а) и изобарической
(6) камерой* I-—сопло эжектирующего потока;
2 — сопло эжектируемого потока, 3 — камера сме-
шения; 4 — диффузор.
664 ШЭНЬСИЙСКИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
сопло ннзконапорного (эжектнруемого) по-
тока, камеру смешения н диффузор Рас-
положение сопел может быть прямым, когда
эжектируемын поток поступает в камеру
смешения по периферии, и обратным, когда
по периферии подаётся эжектирующий по-
ток В большинстве случаев Э выполни
ются с цнлнндрич или нзобарич камерой
смешения Для удовлетворит смешения
потоков требуется, чтобы длина камеры
смешения составляла примерно 6—8 диа-
метров её входного сечения, путём разде-
ления потоков на неск струй эту длину
можно сократить
При дозвук скоростях истечения статнч
давления на срезах сопел одинаковы, при
скорости эжектирующего газа, равной или
большей скорости звука, давления на срезах
сопел могут существенно различаться, при
этом сверхзвук струя в камере смешения
расширяется н поджимает дозвук эжек-
тнруемую струю, скорость к-рой будет уве
личиваться вплоть до скорости звука,—
такой предельный режим работы Э явля-
ется наивыгодненшнм и иаз критическим
А Л Искра
ЭЙДЕМАН, Эйдеманнс, Роберт Петрович
(1895—1937) — сов военачальник, комкор
(1935) Участник 1-й мировой и Гражд
войн С 1918 в Кр Армин Окончил Киевское
воен уч-ще (1916) В 1918—20 командовал
дивизиями, армией и группой войск, был нач
тыла на разных фронтах Пом и зам ко
маид Вооруж силами Украины и Крыма
(1921—24), команд войсками Сибирского
воен округа (1924—25) Нач и комиссар
Воен академии им М В Фрунзе (1925—
32) В 1932—34 чл РВС СССР, с 1934 чл
Воен совета при Наркомате обороны,
С 1932 пред Центрального совета Осо-
авнахнма СССР Э придавал большое
значение привлечению молодёжи к заня-
тиям самолётным, планёрным н парашютным
спортом К руководству этими видами спор-
та он привлёк многих воен и гражд спе-
циалистов (Л Г Минова, Я Д Машков-
ского и др ) По инициативе Э созданы
Центральный аэроклуб и Тушинский авна-
центр Был чл ВЦИК неск созывов и ЦИК
СССР Награждён 2 орденами Красного
Знамени, орденом Красной Звезды Не-
обоснованно репрессирован, реабилитиро-
ван посмертно
ЭЙЛЕР (Euler) Леонард (1707—83)—учё-
ный в области математики, механики, физи
ки, астрономии, чл Петербургской (с 1726 —
действительный, в 1742—66 — иностр по
чётный), Берлинской, Парижской АН, Лон
донского королевского об-ва и др крупней-
ших науч учреждений Э впервые изложил
механику точки при помощи матем анализа
и корректно сформулировал принцип наи-
меньшего действия Разработал кинемати-
ку и динамику твёрдого тела и вывел ур-ння
его вращения вокруг неподвижной точки,
положив начало теории гироскопов Э —
один из создателей теоретич гидродинамики
Обобщил понятие давления в применении
к движущейся жидкости, дал вывод осн
системы ур инй движения идеальной сжи-
маемой жидкости (ур-ний импульса и иераз
рывностн), теоремы об изменении кол ва
движения применительно к жидким и газо-
образным средам н т д
Соч Opera omnia Serie 2 — Opera mecham
ca et astronomies, v 1—30 В — Lpz , 1912—64
Лиг Развитие идей Л Эйлера и современная
наука М , 1988
ЭЙЛЕРА УРАВНЕНИЯ в аэро и гид-
родинамике (по имени Л Эйлера} —
система диф ур-ний, выражающая закон сох
ранения импульса при движении идеальной
жидкости Полученные Л Эйлером (1755)
ур-иия в векторной форме принимают внд
DV „	1
-т^-— г-----gradp,
Di	Q
где р — давление, q — плотность, Т —
темп-pa, i — время, V, F — векторы скорости
и массовых сил, D/Dt — т н полная,
или субстанциональная, производная Э у
замыкаются неразрывности уравнением,
энергии уравнением и ур нием состояния р—
==q(P,7), а их решение должно удовлетво
рять заданным нач и граничным условиям
В частности, при обтекании неподвиж
ного тела с непроницаемой пов-стью S без-
граничным потоком газа граничные условия
представляют собой условие неппотекания
на S Vn = 0, где п — нормаль к S, и усло-
вие затухания вносимых телом возмущений
на бесконечности Э у получаются фор
мально из Навье — Стокса уравнений, если
в них положить дннамнч вязкость рав
ной нулю
Э у служат основой для исследования
картины обтекания ЛА и расчёта его аэ-
родинамич хар к, поскольку самолёты имеют
хорошо обтекаемые формы, а их движение
происходит при больших Рейнольдса чис-
лах, когда силы трения пренебрежимо малы
в большей части потока По найденному полю
течения влияние сил трения и возможность
появления срыва потока оцениваются на
основе ур ний пограничного слоя См также
Сохранения законы	В А Башкин
ЭЙЛЕРА ФОРМУЛА (по нменн Л Эйлера,
получившего ее в 1754)— формула, опреде-
ляющая значение момента, действующего на
лопатки лопаточной машины, как разность
потоков моментов кол-ва движения в выход
ном и входном сечениях венца
М = jc2«r2dG— (WldG.
*2	6
где с1и и C2a — окружные составляющие абс
скорости потока, п и г2 — расстояния
центров тяжести сечений элементарной труб-
ки тока от оси вращения соответственно во
входном (F,) и выходном (F2) сечениях
венца, dG — расход рабочего тела в этой
трубке Для осреднёниых по сечениям па-
раметров М = (c2tir2—С|«Г|) G
Умножение вращающего момента, прихо
днщегося иа 1 кг/с рабочего тела, на угло-
вую скорость даёт значение удельной за-
траченной (компрессор) или отведённой
(турбина) работы £ = с2ид2—cluUi, к-рую
часто также наз Э ф («| и и2 — окружные
скорости ротора на ср радиусе)
ЭЙЛЕРА—Д'АЛАМБЕРА ПАРАДОКС—то
же, что Д'Аламбера—Эйлера парадокс
ЭЙФЕЛЬ (Eiffel) Александр Гюстав (1832—
1923) — франц инж строитель и аэродина
мик Окончил Центр школу искусств и ре-
мёсел в Париже (1855) Используя металлнч
конструкции, построил ряд мостов, внаду
ков, всемирно известную башню (Париж,
1889) Внёс большой вклад в развитие экс-
перим аэродинамики во Франции построил
первую аэродинамич лабораторию (Париж,
1909), открыл явление кризиса сопротив-
лении плохообтекаемых тел (1912), усо
вершенствовал технику аэродинамич экспе-
римента (камера Э ) Портрет см на
стр 666
Лит Besset М G Eiffel, Р 1957
ЭЙФОРИЯ ВЫСОТНАЯ (греч euphoria,
от ей — хорошо и рЬогёо — несу, перено
шу)—изменение психич состояния челове-
ка при подъёме его на высоту Э в свя
зана с кислородным голоданием тканей моз
гй (см Гипоксия} Проявления Э в — бес-
причинная весёлость, отсутствие бдитель-
ности, снижение внимания При этом сами
люди, у к-рых возникает Э в , не воспрн
нимают этн явления как ненормальные В
нек-рых случаях при подъёме на высоту вмес-
Р П Эй де май
Л Эйлер
то Э в могут возникать усталость, угне-
тение нлн сонливость При подъёме без кис
лородного Снаряжении на высоту более 7 км
или при взрывной декомпрессии на этой
высоте возможна потеря сознании
ЭКВИВАЛЕНТНО-ЦИКЛИЧЕСКИЕ ИС-
ПЫТАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ — вид стендовых
испытаний двигателя, проводимых для ус-
коренного выявления при доводке двигате-
ля деталей с наименьшим ресурсом, под
тверждения эффективности конструктивных
и технол мероприятий в опытном н серий-
ном произ-вах, при установлении и увели-
чении ресурса двигателя и для обеспечения
его эксплуатации по техн состоянию (см
Эксплуатация авиационной техники} При Э
ц и д обеспечивается возможно более пол-
ное н ускоренное воспроизведение повреж-
даемости деталей, соответствующее измене-
нию параметров двигателя в типовых полётах
(полётных циклах) Для этого программами
испытаний предусматривается, чтобы сум
марное время наработки на тяжёлых режи
мах было бы эквивалентно по длит проч
ностн деталей горячей части двигателя ос-
реднёиному времени наработки в полётных
циклах, а число переменных процессов,
соответствующее их осреднённому числу в
полётных циклах, воспроизводилось бы пол-
ностью В программы Э ц н д включает-
ся также наработка на динамически напря
жённых режимах двигателя, на частоте
вращения земного малого газа и пр Для
сокращения времени Э ц и д наработки
на поннж установившихся режимах и циклы
нагружения малой интенсивности приво-
дятся к более тяжелым режимам и циклам
путём эквивалентного пересчёта по длит
прочности и малоцикловой усталости
Для ускоренного выявления потеиц воз-
можностей по ресурсу осн деталей н уз
лов нх Э -ц и д могут проводиться также
вне двигателя — на газогенераторе, в раз-
гонных камерах и пр При анализе результа-
тов испытаний учитываются коэф соответ
ствия испытат и полётных циклов по накоп-
лению повреждения данной детали от мало-
цикловой усталости с учётом влияния длит
прочности	Б Ф Шорр
ЭКИПАЖ вс з ду ш н о го судна—коман-
дир, др лица лётного состава и обслужива-
ющего персонала, на к рых возложено уп
равление возд судном и обслуживание
его в полёте По законодательству ряда гос-в
в состав Э возд судна могут входить толь-
ко граждане гос ва, в реестр к-рого занесе-
но возд судно (см Гражданство членов
экипажа} Члены Э должны иметь при се-
бе документы о квалификации и свидетель-
ства, к рые выдаются гос вом регистрации
возд судна нлн признаются им действнтель
нымн В состав Э могут входить лица, об
ладающне знаниями в области теории по-
лёта, эксплуатац ограничений по соответст-
вующим типам возд судов и силовой уста-
новке, принципов загрузки и распределения
грузов и их влияния на лётио-техн хар-ки,
планирования полётов, пользования аэрона-
www. vokb-la.spb.ru - Самолёт своими ЭКША* 665
A 1 Эйфель	X Экиенер
вигац документами, авиац метеорологии,
мер безопасности "и чрезвычайных мер и др
Установлены также требования к налёту
часов членами Э и их годности с мед точ
ки зрения Оси фигура Э —командир возд
судна, он обладает властными полномочия-
ми в отношении всех др членов экипажа,
а во время полёта — в отношении пасса-
жиров и грузов
Специальные нормы об Э возд судна
содержатся в Воздушном кодексе СССР, где
предусматриваются состав Э и недопусти
мость полета при неполном составе Э , опре
деляются права и обязанности командира
возд судна (обеспечение строгой дисцип
лины и порядка, соблюдение правил по
лётов и эксплуатации судна, принятие необ
ходнмых мер к обеспечению безопасное
ти находящихся на борту людей, сохран-
ности судна и имущества и т д ), в т ч
права командира в случае бедствия и обя-
занность оказания помощи судам и ли-
цам, находящимся в опасности, установлен
спец порядок возмещения вреда, причи-
нённого Э	ЮН	Малеев
ЭККЕНЕР (Eckener) Хуго (1868—1945) —
нем воздухоплаватель, конструктор дири-
жаблей В 1923—34 возглавлял дирижабле-
строит фирму «Цеппелин» Руководил по-
стройкой дирижаблей LZ 126, LZ 127, LZ-
129—LZ-132 В 1924 ком Дирижабля LZ-126
(«Лос Анджелес») В 1928—37 ком дири-
жабля LZ 127 «Граф Цеппелин», совершив
шего в 1929 кругосветный перелёт (с тремя
остановками в пути), в 1931 — арктич пере-
лёт, а в 1932—37 совершавшего регулярные
пасс полёты между Германией, Бразилией
и США В 1930 руководил подготовкой
лётных кадров дли нем дирижаблей В 1931
(после смерти Ф Нансена) был избран пред
Междунар об ва по исследованию Арктики
Соч Graf Zeppehn Sein Leben nach eigenen
Aufzeichmmgen und personlichen Ermnerungen
Siullg, 1938
ЭКОНОМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ верто-
лёта—скорость установившегося горизонт
полёта вертолёта, при к ром требуется мн
ним мощность двигателя, аналог крейсер
ской скорости самолёта в режиме миним
часового расхода топлива
ЭКОНОМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
летательного аппарата — отражают
затраты трудовых и материальных ресурсов
на разработку, серийное произ-во и экс-
плуатацию ЛА Э х , наряду с пр критерн
ями оценки, используются при выборе оп-
тим варианта проектируемого ЛА и для
сравнения его с др образцами На ранних
стадиях разработки ЛА его Э х определяют
ся с помощью приближ методов (экстра-
поляционно статистических, сопоставитель-
но-аналоговых, экспертных), а по мере кон-
кретизации проекта применяются более точ
иые нормативно-калькуляц методы, поз-
воляющие учитывать разл виды прямых
и косвенных затрат и капит вложений на
соответствующих стадиях жизненного цик
ла ЛА
К осн критериям экон оценки ЛА относят-
ся затраты на разработку ЛА, охва
тывающие все затраты, связанные с проек
тнрованием, постройкой опытных образцов,
созданием эксперим установок, проведе-
нием наземных и летных испытаний, довод
кой образцов и относящиеся к составным
частям ЛА и ЛА в целом,
себестоимость серийного ЛА,
к рая включает приходящиеся на один экз
ЛА затраты завода изготовителя ЛА на
подготовку и освоение произ-ва, материалы
и полуфабрикаты, покупные комплектую
щие изделия (в т ч двигатели, бортовое
оборудование и т п ), заработную плату
и др расходы (в нек-рых случаях частич
но или полностью включаются затраты
на разработку ЛА), на основе себестоимости
устанавливается цена ЛА,
себестоимость лётного часа илн
(для трансп ЛА) себестоимость пере-
возок—себестоимость единицы трансп ра-
боты (одного тонно-км или одного пассажи-
ре-км), к рые учитывают разл эксплуатац
расходы, в т ч затраты на горюче-смазоч
ные материалы, заработную плату летно-
подъемного состава, техн обслуживание и
ремонт ЛА. амортизац отчисления, эксплу
атацню аэродромных сооружений и т п ,
стоимость жизненного цикла
ЛА, учитывающая затраты на его разра-
ботку, изготовление и эксплуатацию в те
чение предпола!аемого срока службы
Непрерывное повышение лётно-техн хар-к
и эффективности ЛА, осуществляющееся на
основе изыскания и внедрения новых науч -
техн решений, усложнение конструкции
ЛА, применение дорогостоящих материалов
и новейшего радиоэлектронного оборудо-
вания сопровождается соответствующим
ростом затрат на разработку и произ во
ЛА В 70—80 х гг разработка сложных
авиац комплексов (ЛА, его двигатели, обо-
рудование) стала обходиться, согласно за-
рубежным публикациям, в миллиарды долл
(1 —4 млрд ), стоимость серийных ЛА достиг
ла 40—50 млн долл для истребителей,
80—100 млн долл дли магистральных пасс
самолётов
Эксплуатац Э х (такие, как себестои
мость перевозок) часто рассматриваются
в качестве единого критерия эффектив-
ности применения гражд ЛА В процессе
развития возд транспорта экон эффектив-
ность ЛА улучшалась за счёт повышения
производительности ЛА (посредством уве-
личения пассажировместимости и скорости
полёта), сокращения потребления топлива
(посредством снижения удельного расхода
топлива двигателей и повышения аэроди-
намического качества ЛА), увеличения
ресурса двигателей, бортового оборудова-
ния н конструкции ЛА, а также за счёт др
техн хар к В числе важных эксплуатац
факторов повышения экон эффективности
возд перевозок — увеличение годового на-
лёта ЛА и более полное использование его
грузоподъемности и пассажировместимости
(увеличение коэф загрузки ЛА)
Для боевых ЛА разрабатываются разл
методы их оценки типа «стоимость — эф
фективность», в к рых те или иные стои-
мостные показатели выполнения боевой one
рации соотносятся с показателями ожидае
мого эффекта (боевой эффективности)
В П Шенкин
ЭКОНОМИЧЕСКИЙ РЕЖИМ ЛОЛЕТА —
режим полета на всей траектории полёта
нли её части, обеспечивающий миним се-
бестоимость перевозок
ЭКРАННЫЙ ИНДИКАТОР — индикатор,
у к риго лицевая часть представляет со
бой светящийся экран Э и обеспечивает
возможность изменения вида и объёма
выдаваемой членам экипажа необходимой
в полёте информации, концентрацию боль
шого числа индицируемых параметров на
ограиич поле экрана, перевод информации
с одного экрана на соседний (в случае от-
каза), выдачу обобщённых параметров в
наглядной форме (положение ВПП, распо-
лагаемая дальность полёта по запасу
топлива и др )
В зависимости от назначения различают
след Э и индикатор обстановки в вертик
плоскости, индикатор на «лобовом стекле»,
индикатор обстановки в горизонт плоскости,
индикатор параметров силовой установки
и др Э и бывают по принципу действия
экрана — газоразрядные, на электронно-лу-
чевых трубках, светодиодные, жидкокриста-
ллич и т д. по характеру изображения
на экране — коллиматорные или простые, у
к-рых изображение воспринимается в плос-
кости экрана, по цветности экрана — од-
ноцветные, трёхцветные, многоцветные Ис-
пользование Э и — перспективное иаправ
ление развития систем отображения инфор
мации на ЛА
Первыми Э и , использовавшимися в авиа-
ции, были индикаторы радиолокаторов
ЭКРАННЫЙ ЭФФЕКТ — малоупотреби-
тельное назв эффекта влияния земли
ЭКРАНОПЛАн (франц есгап — экран, щит
и plane, или лат planum — плоскость) — ЛА,
летающий вблизи пов-сти воды и ровных
участков земли с использованием эффекта
влияния земли (экранного эффекта) Экран
ный эффект при прочих равных условиях
позволяет уменьшить потребную мощность
двигателей Э проектируют с низкораспо-
ложенным крылом малого удлинения (для
обеспечения безопасности полёта), снаб-
жённым шайбами концевыми, и с высоко
поднятым развитым горизонт оперением, т
к при приближении Э к экрану центр дав-
ления смещается назад, что существенно
сказывается на балансировке ЛА Для об
легчении взлёта двигатели иногда распо-
лагают перед крылом, осуществляя поддув
под крыло. Что создаёт динамич возд по
душку и способствует обеспечению малой
высоты полёта К недостаткам Э относят-
ся относительно большая взлётная скорость
и невысокая мореходность, связанная с боль
шой взлётной скоростью и низким рас
положением крыла, а также малая высота
полёта - возникает проблема преодоления
препятствий, напр находящихся на пути пло
тин, групп деревьев В связи с этим были
созданы Э, полет к-рых в крейсерском
режиме осуществляется вблизи экрана, в
случае необходимости способные поднимать-
ся на относительно большую высоту Та-
кие Э получили назв экранолёт
Экраиолёт амфибия ЭСКА I
Первые Э были построены в 1935 В И Лев-
ковым (СССР) и Т Карно (Финляндия)
К кон 80-х гг в разных странах построено
ок 40 эксперим Э со взлётной массой
0,3—5 т, целевой нагрузкой 0,1—2 т, сум-
666 ЭККЕНЕР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
маркой мощностью двигателей 12—380 кВт.
Напр., в 60—80-х гг. А. Липпиш (ФРГ) по-
строил Э. Х-112, -113, -114. Э. Х-114 имеет
следующие хар-кн: мощность двигателя 156
кВт, взлётная масса 1,35 т, целевая наг-
рузка 0,46 т, скорость 75—200 км/ч, высота
полёта более 1000 м, дальность 1000 км.
В СССР в 1973 был построен Э. ЭСКА-1
(см. рис.), имевший двигатель мощностью 22
кВт, взлётную массу 0,45 т, скорость 120
км/ч, высоту полёта до 100 м. Практич.
применения (на кон. 80-х гг ) Э. пока не
нашли.
Лит. Белавин Н. И., Экраноплаиы. 2 нзд,
Л , 1977.
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ летатель-
ные АППАРАТЫ — используются для лёт-
ных исследований важнейших науч.-техн,
проблем, открывающих новые направления в
развитии авиации, проверки новых науч.-
техн. решений, отработки и доводки отд.
систем и элементов ЛА. Необходимость
создания Э. л. а. вызвана не только не-
возможностью в ряде случаев смоделиро-
вать в наземных эксперим. установках
весь диапазон внеш, условий эксплуата-
ции ЛА и весь комплекс воздействующих
на него факторов, но также связана с жёст-
кими требованиями к обеспечению высокой
степени надёжности авиац. техники и с боль-
шим техн, и финансовым риском внедре-
ния в практику потенциально перспектив-
ных новшеств без нх предварит, всесторон-
ней проверки в реальных условиях эксплуа-
тации. В качестве Э. л. а. используются ЛА
спей- постройки и эксперим. модификации се-
рийных Л А (см. также Летающая лабора-
тория, Летающая модель}. Кроме того, к Э.
л. а, можно также отнести те опытные лета-
тельные аппараты, к-рые по к.-л. причинам
не доводились до стадии серийного произ-
водства, а использовались для накопления
эксперим. данных, Э. л. а. строятся как для
исследования проблем общего характера,
к-рые важны для ЛА к.-л. класса илн дл» ЛА
неск. классов, так и в интересах программ
создания конкретных ЛА нового типа (напр.,
на основе истребителя МиГ-21 был построен
аэродинамич. аналог сверхзвук, пасс, само-
лёта Ту-|44).
В СССР начало стр-ва Э. л. а. относится
к самым ранним этапам развития авиастрое-
ния в стране. В числе первых сов. Э. л. а, бы-
ли тяжёлый самолёт-триплан «К.ОМТА»
(1922), первые самолёты А. Н. Туполева (см.
Ту} АНТ-1 (с использованием в нек-рых эле-
ментах конструкции нового материала —
кольчугалюминия, 1923) и АНТ-2 (первый
сов. цельнометаллнч. самолёт, 1924), экспе-
рим. пасс, самолёт АК,-1 (1924). В 20-х гг- и в
последующий период вплоть до начала Вел.
Отечеств, войны в СССР было построено
большое число Э. л. а., а также опытных
и мелкосерийных, по существу эксперим.
ЛА, отличавшихся разнообразием и но-
визной аэродинамич. схем и конструктивных
решений. В нх числе: ЛА схем «бесхвостка»
и слетающее крыло» (планёры и самолёты
марки БИЧ. самолёты К-|2, БОК-б, ДБ-ПК}',
самолёт <Стрела» с треугольным крылом
малого удлинения; большегрузные самолёты
АНТ-14 «Правда», К-7 и АнТ-20 «Максим
Горький»; составные комбинации самолётов
(см. «Звено» Вахмистрова}', самолёты
«Сталь» (с конструкцией из стали) и
ЭМАИ-1 с конструкцией из магниевого
сплава — электрона; самолёты с герметич-
ными кабинами для высотных полётов (И-15
с гермокабиной А. Я- Щербакова, БОК-1,
БОК-7, БОК-11, БОК-15); самолёты с изме-
няемой в полёте геометрией крыла (моно-
план РК с раздвижным крылом перем, пло-
щади, складной истребитель-полутора план
ИС В. В. Шевченко и В. В. Никитина с уби-
рающимся нижи, крылом); самолёты, обору-
Рнс. 1. Экспериментальный самолёт Е-266 ОКБ
им А. И. Микояна
дованные шасси на возд. подушке и гусе-
ничным шасси; первые сов винтокрылые ЛА
(автожир КАСКР-1, вертолёт ЦАГИ 1-ЭА}',
самолёты с применением в силовых установ-
ках реактивных двигателей (У-2 с порохо-
выми ускорителями взлёта, И 15бис и И -|53
с дополнит. ПВРД, ракетопланёр РП-318-1
с ЖРД) и мн. др. Широкое стр-во Э. л. а.
в значит, мере способствовало становле-
нию СССР как одной из ведущих авиац.
держав.
В кон. 30-х Гг- н в годы 2-й мировой войны
были созданы первые (эксперим. и серий-
ные) реактивные самолёты, в т. ч. сов.
истребитель БИ-1 (1942) с ЖРД. Одна-
ко дальнейшее развитие реактивной авиа-
ции требовало новых подходов к аэродина-
мич. проектированию самолёта, и после
окончания войны в ряде стран стали строить-
ся зкспернм. реактивные самолёты нового
аэродинамич. облика — с тонкими крыльями
малого удлинения (прямыми и треугольны-
ми) или с тонкими Стреловидными крыльями.
Они позволили достичь больших дозвук.
скоростей полёта, преодолеть звуковой барь-
ер, а затем освоить и сверхзвук, скорости,
подготавливая необходимый опережающий
науч.-техн, задел для создания серийных
самолётов соответствующего скоростного
диапазона В СССР важную роль в развитии
скоростной авиации сыграли эксперим. са-
молёты Ла-160 (первый сов. самолёт со
стреловидным крылом), Ла-176 (на нём
была впервые в СССР достигнута скорость
звука), а впоследствии сверхзвук, самолёты
серии «Е» А. И. Микояна (см. МиГ и рис. I) и
серии «Т» П. О. Сухого (см. Су и рис. 2).
В числе зарубежных Э. л. а. данного пред-
назначения были самолёты серии «X» фир-
мы «Белл», D-558-1 и D-558-2 фирмы «Дуг-
лас», Х-15 и ХВ-70 фирмы «Норт Амери-
кан», YF-12 фирмы «Локхид» (США), D. Н.
108 фирмы «Де Хэвилленд» и FD. 2 фирмы
«Фейри» (Великобритания), «Жерфо» и
«Гриффон-П* фирмы «Норд авиасьон*
(Франция) и др.
Наряду с расширением эксплуатац. диа-
пазона скоростей и высот полёта ЛА с по-
мощью Э. л. а.’во всех странах с развитой
авиац. пром-стью в 50—80-х гг. решались
и др. задачи, связанные в осн. с повыше-
нием эффективности ЛА и созданием ЛА
нового типа. Обширным исследованиям на
Э. л. а. обязаны своему внедрению в прак-
тику самолёты вертикального взлета и по-
садки, самолеты с крылом изменяемой в
полёте стреловидности, самолёты со сверх-
критическим профилем крыла, электродис-
танционные системы управления, активные
системы управления нагрузками, действую-
щими на ЛА в полёте, системы управления
Статически неустойчивым самолётом, конст-
рукции ЛА из композиционных материалов,
бесшарнирные и жёсткие несущие винты вер-
толётов и т. д. В 80-х гг. продолжались
(или были начаты) исследования на Э. л. а.
по дистанционно-пилотируемым летатель-
Рнс. 2. Экспериментальный самолёт Т-4 ОКБ нм
П. О. Сухого
ным аппаратам и преобразуемым аппаратам,
турбовинтовентиляторным двигателям, си-
ловым установкам, использующим солнеч-
ную энергию (см. Солнечный самолёт},
адаптивному крылу, крылу обратной стрело-
видности, крылу с искусств, ламинаризацией
пограничного слоя, системам управления но-
вого типа, в т. ч. системам непосредствен-
ного управления подъёмной и боковой сила-
ми. объединённым системам управления ЛА,
двигателем и оружием, струйным систе-
мам путевого управления вертолётом, сис-
темам с передачей команд по волоконно-
оптич. каналам, экспертным системам по-
мощи экипажу с использованием искусств,
интеллекта, системам речевого управле-
ния и др	В. П. Шенкин.
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ МАШИНО-
СТРОИТЕЛЬНЫЙ ЗАВОД (ЭМЗ) им.
В, М. Мясищева. Образован в 1966
в г. Жуковском Моск. обл. на территории
бывшей лётно-испытат. и доводочной базы
Опыт но-конструктор с кого бюро .№ 23. На
з-де разработаны самолёт-носитель ВМ-Т
«Атлант» и высотные дозвук. самолёты
«Стратосфера» (М-17) и «Геофизика». Ра-
боты по ВМ-Т и М-17 были начаты под
рук. В. М. Мясищева, нмя к-рого ЭМЗ носит
с 1981. Об указанных самолётах см. в
ст. М.
В составе Научно-производственного объе-
динения «Молния», в к-рое цр-тие включено
в 1976, на ЭМЗ разработаны кабина эки-
пажа. комплексная система аварийного по-
кидания, система обеспечения жизнедея-
тельности и терморегулирования орбиталь-
ного корабля многоразового использования
«Буран» На лётно-испытат. базе ЭМЗ осу-
ществлён (НПО «Молния» совместно с ЛИИ)
комплекс атмосферных лётных испытаний иа
аналоге корабля «Буран».
ЭКСПЛУАТАНТ ВОЗДУШНОГО СУД-
НА — физ. или юридич, лицо, эксплуатирую-
щее возд, судно в силу принадлежащего ему
права собственности или права оперативно-
го управления и по др. основаниям (напр.,
по договору аренды). В качестве Э. в. с.
может выступать также гос-во или между-
нар. орг-ция в случае, когда оин непо-
средственно осуществляют эксплуатацию
возд. судна, термин «Э. в. с.» использу-
ется в нац. законодательстве ряда стран,
а также в нек-рых междунар. конвенциях
по возд. праву. В Римской конвенции 1952
термин «эксплуатант» (в рус. и франц,
текстах) или «оператор» (в англ, и исп.
текстах) соответствует понятию «владелец
источника повышенной опасности» в оте-
честв. гражд. праве.
ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ЖИВУЧЕСТЬ
авиационных конструкций — свой-
ство конструкции ЛА обеспечивать без-
опасность эксплуатации по условиям проч-
ности при частичном или полном разру-
шении силовых элементов из-за усталостных,
коррозионных, случайных повреждений при
www.vokb-la.spb.ru ЭГСЯЖАМЦИрННАЯ 667
эксплуатации либо повреждений в процессе
произ ва и ремонта Конструкция, обла
дающая Э ж , иаз безоп асно - пов ре ж-
дающейся конструкцией (БПК) Лю-
бые повреждения таких конструкций должны
обнаруживаться при очередных регламентир
осмотрах раньше, чем достигнут критич раз
мерой, снижающих остаточную статическую
прочность и жесткость ниже безопасного
уровня Ресурс парка БПК ограничивается
условиями практич равенства нулю вероят-
ности катастрофич разрушения хотя бы од-
ного ЛА в пределах установленного ресурса
с учётом обнаружения возможных дефектов
при регламентир осмотрах с помощью де
фектоскопич контроля Ресурс парка Б11К
может также ограничиваться по соображе-
ниям экой целесообразности проведения ре
монтов в течение срока эксплуатации или
появления одноврем (многоочаговых) уста-
лостных повреждений (см Усталость) на
одном и том же ЛА При этом парк ЛА экс
плуатируется до наработки, при к рой появ
ляются осматриваемые усталостные тре
щииы на относительно небольшом числе ЛА
Это обеспечивается назначением пониж
коэффициента надёжности — в 1,5—2 раза
меньше тех, к-рые назначаются при выборе
безопасного ресурса конструкции, пе обла
дающей свойствами Э ж Осн особен
ности БПК возможность периодич осмотров
(визуальных илн приборных) силовых эле-
ментов конструкции в процессе эксплуата
ции, длительность роста усталостных пов-
реждений, остаточная прочность и жест
кость при расчетных повреждениях Нор
мативными требованиями устанавливается
минимально допустимая остаточная проч-
ность Рд, к рой соответствует максималь-
но допустимый размер трещины L оп
ределяются минимально обнаруживаемые
размеры трещин £н, периодичность ос-
мотров конструкции Го, равная длнтель
ности роста трещин ДГ от LH до £ делён-
ной на — коэф надёжности, к-рый учи-
тывает рассеяние скоростей роста трещин
в конструкц материале, рассеяние дейст-
вующих нагрузок, влияние внеш корроз
среды и т п факторы Важнейшее усло-
вие обеспечения Э ж — возможность об-
наружения трещин Для удовлетворения это
го критерия иа этапе проектирования кон-
струкции обеспечивается её доступность для
осмотров При эксплуатации, наряду с ви-
зуальными методами осмотров, широко
применяются разл методы дефектоскопии
(наиболее часто — методы вихревых токов,
рентгеновский, ультразвуковой, акустич
эмиссии) Требуемые хар-ки Э ж проек-
тируемых ЛА получают в результате выбо-
ра соответствующей схемы передачи наг-
рузки в конструкции, применения материа-
лов с высокими хар-ками, выбора уровней
напряжений, к-рые обеспечивают медленный
рост трещин в сочетании с высокой оста
точной прочностью, мер, ограничивающих
вероятность многоочаговых трещин, ком
поновки конструктивных элементов, обеспе
чивающей достаточно высокую вероятность
того, что разрушение в любом критич эле
менте будет обнаружено раньше, чем его
прочность снизится ниже уровня, предус
мотренного нормативными требованиями
Для доказательства Э ж ЛА, уточнения
периодичности и определения трудоёмкости
осмотров конструкции при эксплуатации,
а также для выбора методов и средств
дефектоскопии проводятся т и зачётные
лабораторные испытания на живучесть наи
более критич зон конструкции Эти зоны
выбираются на осн анализа напряж состоя-
ния, результатов испытаний на усталость,
а также на оси опыта эксплуатации подоб-
ных конструкций В процессе эксплуатации
накапливается статистич материал о местах
668 ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ
возникновении и размерах обиаруж трещин
Анализ данных позволяет уточнить регла-
менты осмотров ЛА
Впервые нормативные требования к БПК
гражд самолётов были сформулированы в
Нормах лётной годности (НЛГ) СШАв 1956
Они основывались иа том, что катастро-
фнч разрушение илн чрезмерные деформа-
ции конструкции, к рые могут неблагоприят-
но повлиять иа лётные хар-ки самолёта,
ие должны произойти после усталостного
разрушения одного нз осн конструктивных
элементов В дальнейшем были сформулиро-
ваны требования к Э ж гражд самолётов
в НЛГ Великобритании (1959), СССР (1976),
приняты ИКАО (1974) и рядом стран С
введением принципа Э ж ЛА в Нормы
прочности были начаты эксперим н расчёт-
ные исследования Э ж авиац конструкций
С кон 50-х гг проводятся эксперименты по
определению остаточной прочности конст
рукций крыльев и герметич фюзеляжей с
разл повреждениями определяется проч
ность на разрыв плоских неподкреплённых
листов с трещинами, разрабатываются прин
ципы проектирования БПК на основе приме-
нения конструкций с неск способами пере
дачи усилий и с естеств ограничителями рос
та трещин В случаях необходимости преду-
сматриваются также дополнит ограничите-
ли роста трещин, напр кольцевые стопперы
трещин, устанавливаемые под шпангоутами
или между шпангоутами фюзеляжа В 70-е
гг в расчётах Э ж начинают применять
концепции линейной механики разрушения,
вводят коэф интенсивности напряжений
(напр , при расчёте подкреплённых панелей
со сквозными трещинами, массивных эле-
ментов с поверхностными и угловыми тре-
щинами), для определения к-рого использу-
ют аналитич , численные методы и методы
конечных элементов Расчёты длительности
роста трещин и остаточной прочности вы-
полняются на основе экспериментально оп
ределяемых хар-к скоростей роста трещин и
вязкости разрушения конструкц материала
Для оценки иитенсивиости появления тре
щии и скорости их роста иа эксплуатируемых
конструкциях разрабатываются также ста-
тнстич методы расчётов скорости роста тре-
щин по данным осмотров самолётных конст
рукций в процессе эксплуатации В 80 е гг
проводилось обобщение данных по разру-
шению конструкций -ПА при натуральных
испытаниях и эксплуатации, что позволяло
уточнить требования к Э ж ЛА Наряду с
этим разрабатываются требования по обес-
печению Э ж ЛА в условиях многоочаго-
вых повреждений, способных привести к об-
щему разрушению конструкции Программы
осмотров ЛА в процессе эксплуатации раз-
рабатываются с учётом требований к ско-
ростям роста трещин в конструкциях С этой
целью производятся эксперим исследования
закономерностей роста трещин Определяет
ся влияние разл факторов на скорость роста
трещин в конструкц материалах (влияние
чистоты и технологии произ ва материалов,
внеш корроз среды и т д ) Разрабаты-
ваются методы расчета скоростей роста тре-
щин прн случайных перем нагрузках Созда-
ются нелинейные модели интегрирования
скоростей роста трещин, учитывающие эф
фекты взаимодействия нагрузок разл ам-
плитуды Для проведения расчётов скорое
ти роста трещин на стадии предварит
проектирования ЛА разрабатываются стан-
дартизованные программы нестационарно
го нагружения авиац конструкций С ис
пользованием этих программ ведётся экс-
перим изучение влияния изменений спект-
ра нагрузок на скорость роста трещин
в разл конструкц материалах Разраба-
тываются требования к скоростям роста
трещин и вязкости разрушения коист-
рукц материалов, применяемых в авиа-
строении Продолжают совершенствовать-
ся методы зачётных испытаний, в част-
ности, испытания на Э ж натурных конст-
рукций в лаб условиях Разрабатываются
спец программы осмотров прн эксплуатации
самолётов всех типов	Г И Нестеренко
ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ МАКСИМАЛЬ-
НАЯ НАГРУЗКА — ожидаемое макс зна
чеиие внеш нагрузок (перегрузок), возника-
ющих в реальных условиях эксплуатации
ЛА Внеш нагрузки, близкие по значению
к Э м и , возникают весьма редко — в сред
нем один раз за всё время эксплуатации ЛА
Э м и и способы её определения приво
дятся в Нормах прочности для каждого
расчётного случая
ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ПЕРЕГРУЗКА —
наибольшее п, и наименьшее п„ до
f/rndx	f/гпю
пустимые по прочности конструкции значе-
ния нормальной перегрузки nv Значение
Э п определяется на основании Норм проч-
ности для разл расчётных случаев, иапр
для манёвра, полёта при болтанке По зна-
чению л„ различают классы самолётов
Уллах г
и вертолетов иеманевренные, ограниченно
манёвренные, манёвренные Э п зависит
также от конфигурации самолёта, его мас-
сы, режима полёта Напр , для тяжёлых
гражд самолётов при убранной механизации
крыла на манёвре п* =2,5, л’ = — 1, а
’ГШ	=ТП1П J
при выпущенных щитках-закрылках п =2
л =1), тогда как для нек рых спортивно
₽П11П	_	э	з •
пилотажных самолетов л	=—8, л =10
ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ^"1 ТЕХНОЛОГИЧ-
НОСТЬ летательного аппара-
та —совокупность коиструктивно-техн
свойств ЛА, определяющая его приспособ-
ленность к техи обслуживанию (ТО) в
реальных условиях эксплуатации В каче-
стве количеств показателей оценки Э т
обычно принимаются продолжительность и
трудоёмкость выполнения работ по штатно
му ТО, замене блоков и агрегатов бортовых
систем и т >1 Необходимый уровень
Э т достигается сокращением объёмов
работ по плановому ТО и частоты их про
ведения (путём повышения надёжности авн-
ац техники), обеспечением удобных подхо-
дов к блокам и агрегатам, широким при-
менением стаидартизов и унифинир изде-
лий на борту ЛА и т д
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ИСПЫТАНИЯ
летательного аппарата проводятся
для всесторонней оценки эксплуатац данных
ЛА и средств его наземного обслуживания,
выявления особенностей применения с ВПП,
имеющих различные покрытия, в неодина-
ковых клнматич, погодных и временных
условиях, а также оценки надёжности и ре-
монтопригодности, определения технико-
экон показателей (регламента техн обслу
живания, штатной численности обслужива-
ющего персонала, уточнения комплектов за-
пасных инструментов и принадлежностей) В
процессе Э и уточняются руководства по
летной и наземной эксплуатации, другая
эксплуатац -техн документация. Отрабаты-
ваются наиболее рациональные методология
и тактика применения ЛА исходя из его
назначения н обеспечения безопасности по-
лётоа Э и проводятся эксплуатирующими
организациями при науч методич руко-
водстве заказчика
Лит см при ст Государственные испытания
ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВИАЦИОННОЙ ТЕК-
ИНКИ—совокупность процессов использо-
вания авиац техники, поддержания и вос-
становления ее качества иа всех этапах
ее существования (применение и ожидание
применения по назначению, транспортиро-
вание, хранение, техн обслуживание, ре-
монт)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Различают лётную и техн Э а т Лёт-
ная Э а т представляет собой совокуп-
ность процессов управления ЛА и его
системами на всех этапах полёта Техн
Э а т как совокупность процессов под-
держания и восстановления исправности
или только работоспособности авиац тех-
ники, в т ч и в полёте, включает лётно техн
эксплуатацию, техн обслуживание и ремонт
Лётно-техн Э а т заключается в выборе и
поддержании наивыгоднейшнх режимов ра-
боты авиац техники в полёте и иа земле, а
также в поддержании и восстановлении ее
работоспособности в полёте Техн обслужи
ванне обеспечивает исправность авнац
техники н готовность ЛА к полётам, а
ремонт — восстановление исправности ави-
ац техники
Применяются три вида техн Э а т, каж-
дый из к-рых реализует определ принцип
обеспечения безопасности полётов При
техн Э а т до выработки ресурса
безопасность полётов обеспечивается путём
установления ресурсов и сроков службы
авиац техники до первого ремонта и меж-
ремонтного, в пределах к-рых обеспечивает-
ся с высокой вероятностью безотказность
изделий Объём и периодичность операций
техн обслуживания и ремонта устанавли-
ваются в зависимости от наработки и яв
ляются едиными для всего парка изделий
При техн Э а т до предотказного
состояния безопасность полётов обеспе
чивается путём своеврем обнаружения и
устранения неисправностей изделий до нас
тупления отказа В этом случае изделия
эксплуатируются без ограничения ресурсов
и сроков службы до первого ремонта и меж-
ремонтного, но с проведением непрерывного
или периоднч контроля техн состояния
каждого изделия или системы в полёте или
при техн обслуживании Достижение уста-
новленного для каждого типа изделий пред-
отказного значения определяющего техн
состояние параметра (совокупности пара-
метров) означает неисправное состояние из-
делия и указывает на необходимость его за-
мены или ремонта При техи Э а т до без
опасного отказа безопасность полётов
обеспечивается путём использования зало-
женного в конструкции функцион и струк
туриого резервирования изделий, к рое поз
воляет сохранить работоспособность функ-
цион системы ЛА при отказе отд её элемен
тов Каждое изделие эксплуатируется до от
каза без ограничения ресурсов и сроков
службы до первого ремонта и межремонтно
го Работы по техи обслуживанию изделия
сводятся к обнаружению отказов и устране
нню их последствий
Техн Э а т без ограничения ресурсов
и сроков службы авиац техники до перво
го ремонта и межремонтного (до предот-
казного состояния к безопасного отказа)
иаз техн Э а т по состоянию При-
менение методов техн эксплуатации по со
стоянию и до отказа снижает эксплуатац
расходы нв содержание авнац техники на
20—25%
Ниже рассматриваются особенности эк
сплуатации планёра ЛА, его двигателей и
бортового оборудования
Эксплуатация планёра и двига-
телей ЛА начинается после их изготовле
ния и заканчивается в момент списания В
эксплуатации различают след элементы
I) работа на разл эксплуатац режимах в
полете и иа земле В налет планера входит
время от начала разбега ЛА на взлёте до
окончания пробега при посадке Продолжи-
тельность работы двигателя учитывается от
начала его запуска до выключения Суммар-
ная продолжительность работы двигателей и
продолжительность нх работы на предель
ных (форсажных и максимальном) режимах
регистрируются спец счётчиками наработ-
ки, устанавливаемыми на борту ЛА Осн па-
раметры и режимы работы ЛА фиксируют
ся в накопителях информации бортовых
устройств регистрации, 2) подготовка к по
летам Различают предполетную, послепо-
лётную и предварительную подготовку, 3)
регламентные работы, в процессе к рых осу
ществляется углублённый контроль техн
состояния наиболее нагруж узлов и дета
лей планёра и двигателей, производится за
мена отд элементов, выработавших свой
ресурс (в нек-рых случаях — замена рабочих
жидкостей в системах), проверка и регулиро
вание (при необходимости) контролируемых
в эксплуатации параметров и контрольно-
поверочной аппаратуры, 4) периоднч и
целевой контроль техн состояния отд уз
лов и детален, выполняемый по техноло-
гиям, изложенным в техн распоряжениях
н бюллетенях, 5) восстановление планёра и
двигателей в эксплуатирующих организа-
циях после возникновения и выявления от-
казов и неисправностей, эксплуатац и бое
вых повреждений путём мелкого, частичного
и среднего ремонта, а также заменой отД
модулей В продолжительность эксплуата-
ции ие входит время на капитальный ремонт
на заводе изготовителе или на ремонтном
з-де
Продолжительность эксплуатации плане
ра и двигателей ограничивается ресурсом
или календарным сроком службы
Под эксплуатацией бортового
оборудования (БО) понимается исполь-
зование его по назначению при подготовке
к полету и непосредственно в полёте Все
мероприятия по техн обслуживанию БО
можно разделить на 3 группы а) контроль
техн состояния, б) профилактич обслужи
вание, в) текущее техн обслуживание (ре
монт) Контроль техн состояния сводится
к сопоставлению измеренных значений па-
раметров конкретного БО с их номин зна
чениями (допусками) Профилактич обслу-
живание — комплекс мероприятий, направ-
ленных на поддержание БО в исправном
состоянии предупреждение отказов при
работе и продление ресурса Текущее техн
обслуживание (ремонт) осуществляют с
целью устранения возникших в аппаратуре
(оборудовании) неисправностей и продле-
ния её ресурса Ремонт подразделяется на
текущий и восстановительный
К эксплуатац свойствам БО относятся
показатели безотказности его работы, при
способленность к техн обслуживанию и ре
монту и т п Для количеств оценки эксплу
атац свойств применяют разл критерии
наработка на Отказ (или вероятность безот-
казной работы), ср время восстановления,
объём профилактики и др
Орг-ция Э а т состоит из мероприятий
по подготовке квалифицир кадров, снаб-
жению запасными частями и расходными ма-
териалами, по планированию эксплуатации,
а также по сбору и обобщению результатов
Э а т Правила Э а т в полёте н на земле
изложены в документации эксплуатацией
ной
Лит БарзиловичЕ Ю Воскобоев В Ф
Эксплуатация авиационных систем во состоянию
М 1981, Володко А М Основы летной эк
сплуатации вертолетов, М , I486
В Е Квитка К Л Супонько, А Д Филиппов
ЭКСТРЕННОЕ СНИЖЕНИЕ- быстрое
уменьшение экипажем свмолёта высоты
крейсерского полёта в связи с внезапным
резким падением давления в кабине (разг ер
метизацией кабины), в случае пожара и т п
Э с выполняется с максимально воз-
можной вертик скоростью, к рая достига-
ется увеличением скорости полета и угла
наклона траектории, при этом скорость
полёта не должна превышать предельно
допустимую, установленную Руководством
по лётной эксплуатации Полёт в режиме Э
с должен удовлетворять всем требованиям
безопасности полёта, хар-кам управляемо
сти, устойчивости самолёта и прочности
конструкции во всём эксплуатац диапазоне
масс и центровок при конфигурации само
лёта, соответствующей условиям Э с
Время Э с определяется как интервал
между моментом начала подготовки эки-
пажа к Э с и моментом достижения са-
молётом выс 4000 м Конструкция самолё-
та должна обеспечивать возможность Э с
с крейсерской высоты до выс 4000 м ие бо-
лее чем за 3,5 мин
«ЭЛ АЛ» (Е! Al 1s- ' ' “ч
rael Airlines) — авиа-
компания Израиля
Осуществляет пере
возки в страны Зап
Европы, Бл Востока,
Африки, также
США и Канаду Осн
в 1949 В 1989 перевезла 1,8 млн пасс, пас
сажирооборот 7,72 млрд, п -км Авиац парк
— 20 самолётов
ЭЛЕВОНЫ [от лат elevator—поднима-
ющий и (элер)он\ — аэродинамич органы-
управления и балансировки самолёта, соче-
тающие в себе ф ции руля высоты и элеро-
нов (отсюда назв ) Располагаются вдоль
задней кромки крыла (см рис ) и исполь-
зуются, как правило, на самолётах аэро-
динамических схем «бесхвостка» и «утка»
Э при отклонении на правой и левой кон-
солях крыла на одинаковые углы и в одну сто-
рону работают как opiан управления про-
дольным движением и продольной баланси-
ровки, при отклонении справа и слева на
равные углы, но в противоположные сто
роиы выполняют ф-ции органа управления
креном, отклонением правого и левого Э на
разные углы управляют одновременно про-
дольным и боковым движением Обычно Э
делят на секции
Упругая деформация конструкции крыла
приводит к уменьшению эффективности Э
как органов продольного, так и поперечного
управлеиня (см Эффективность органов
управления) При этом скоростной напор
реверса Э как органов продольного управ-
ления и как органов поперечного управления
в общем случае имеет разное значение
Конструкция Э во многом сходна с кон-
струкцией крыла
ЭЛЕКТРИЗАЦИЯ летательного ап-
парата — процесс накопления положит
или отрнцат электростатич заряда на кор-
пусе или элементах конструкции ЛА в полё-
те, а также на земле при заправке топливом
Происходит Э из за токов, возникающих в
результате трения летящего ЛА о воздух
и находящиеся в нем частицы (капли воды,
снег, песок), а также вследствие уноса за-
ряж частиц газа, возникающих из-за тер-
мин ионизации, струёй двигателя Электрнч
заряд на ЛА, появляющийся в резуль-
тате Э в полёте, зависит от физ хар-к ат-
www.vokb-la.spb.ru - Самолё

669
мосферы, материала и состояния по в сти
ЛА, режимов полета и работы двигателя
Разность потенциалов между ЛА и окружа
ющей средой может достигать 1—1,5 МВ Э
является причиной возникновения коронного
разряда на острых и выступающих элемен-
тах конструкции, искрения в местах с пе
ременным электрич контактом и в полых
объемах Вследствие разряда и искрения
могут создаваться широкополосные помехи,
нарушающие работу радиосистем, возникать
пожароопасные ситуации в топливных ба
ках и трубопроводах Э может явиться при
чиной поражения током людей, касающих
ся ЛА после полёта до его заземления, а
также прн монтаже конструкций или спасат
работах, выполняемых с помощью вертолё
тов Наиболее распространенный вид борьбы
с Э установка пассивных электростатич
разрядников в местах с хорошим обдувом
потоком воздуха и наибольшей плотностью
поверхностного заряда, стимулирующих бес
помеховое стекание заряда Место установ-
ки и число разрядников определяются при
моделировании распределения заряда по
ЛА Менее распространены активные раз
рядники, управляющие током разряда при
помощи вспомогат источников напряжения
нли эмиттирующие потоки за ряж частиц со
знаком, противоположным знаку заряда ЛА
Одним из способов уменьшения Э является
использование малоэлектризуемых покрытий
ЛА и его элементов	К) м Чудный
ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ЗАЖИГА-
НИЯ в ГТД — составная часть электро
оборудования ГТД, предназначенная для
воспламенения топливио-возд смеси в его
основной и форсажной камерах сгорания
По функцион назначению Э с з являются
пусковыми, поскольку с их помощью обеспе
чивается запуск двигателя в наземных и при
необходимости в лётных условиях В комп-
лект Э с з входят блок зажигания, свечи
зажигания, высоковольтные провода с кон
тактными устройствами, встроенные датчи
ки контроля работы системы
Э с а совр ГТД классифицируют по ти
пу разряда между электродами свечей (ин
дуктивные или емкостные), по уровню раз-
ности потенциалов между электродами све
чей (высоко или низковольтные), по
типу используемых свечей (с разрядом
в возд промежутке между электродами т
н искровых свечей или с разрядом вдоль
пов сти твердого тела, разделяющего элект
роды) В последнем случае различают све
чи с полупроводниковыми объёмными эле
ментами н свечи с изоляторами, на пов Сти
к-рых при разряде образуется полупро-
водяший слой эрозиров материала элек-
тродов Встречаются также Э с з с разл
комбинациями указанных признаков Наи
более совершенными, но и наиболее слож
ными по устройству являются низковольт-
ные Э с з с ёмкостным разрядом между
электродами свечей с объёмным полу
проводниковым элементом Такие Э с з
по массе и габаритам значительно превос
ходят системы др типа, но это в ряде слу
чаев оправдывается существ повышением
воспламеняющей способности создаваемых
ими мощных разрядов и соответственно рас
ши рением диапазона надёжного запуска
двигателя в тяжёлых условиях эксплуата-
ции	В М Смушкович
ЭЛЕКТРОД И СТАНЦИОННАЯ СИСТЕМА
УПРАВЛЕНИЯ (ЭДСУ)—система управ
ления ЛА, в к рой передача управляющих
команд осуществляется в осн по электрич
линиям связи Отказ от чисто механич
проводки управления и необходимость пе
рехода к ЭДСУ обусловлены внедрением
автоматики в контур ручного (штурвально-
го) управления ЛА Автоматизация штур-
670 ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ
вального управления позволяет обеспечить
не только оптим хар ки управляемости и
устойчивости ЛА, но и заметно улучшить
их летно техн хар-ки за счет использования
аэродинамич схем с малым запасом про
дольной устойчивости или статически неус
тойчивых аэродинамич компоновок (см
Степень устойчивости) на дозвук скоростях
полёта, что даёт возможность, напр , умень
шить площадь стабилизирующих и управля
ющих пов стей (т е уменьшить массу ЛА),
повысить аэродинамическое качество ЛА
путем более рационального распределения
аэродинамич сил между крылом и управля-
ющей пов стью, а также снизить нагрузки
на конструкцию При наличии аэродинамич
неустойчивости ЛА рулевые пов-сти требует
ся отклонять гл обр по сигналам контура
автоматики В этих условиях переход на
дистанционную (проводную) систему связей
рычагов управления в кабине лётчика и вы
числит устройств контура автоматики с ис
полцит приводами является наиболее ес-
теств и рациональным решением в ком по
новке системы управления
Типичная структура ЭДСУ имеет след
осн элементы датчики перемещений ры
naiOB управления в кабине лётчика (в
нек рых случаях — датчики усилий), датчи
ки параметров движения ЛА (в первую
очередь датчики угловых скоростей тангажа,
крена и рыскания датчики нормальной и бо
ко вой перегрузок, датчики угла атаки и угла
скольжения), вычислит устройство В зави
симости от возможностей вычислит уст
ройств контуров автоматики в ЭДСУ мо
жет также использоваться информация об
углах тангажа и крена Для регулировки
коэф усиления цепей ЭДСУ в систему вво
дятся данные о скоростном напоре, высоте
полета. Маха числе и скорости полёта В
качестве вычислителей сложных многофунк-
цион систем управления используются
цифровые вычислит устройства, в к рых
реализуются требуемые законы управления
К ЭДСУ предъявляются высокие требо
вания по их надёжности, поскольку вы
ход таких систем из строя приводит к поте
ре устойчивости и управляемости ЛА, т е
к катастрофич последствиям Высокий уро
вень надежности таких систем в целом
достигается резервированием осн подка
налов и элементов ЭДСУ На практике ис
пользуется 3- или 4 кратное резервирование
и устанавливается спец система встроенного
контроля, к рая в процессе всего полета срав
нивает сигналы всех подканалов ЭДСУ и
выдает команду на отключение неисправ
ного При проектировании ЭДСУ должны
также приниматься меры к обнаружению
т н пассивных отказов (с нек рого момен
та сигнал в одном из подканалов не меняет
ся), поскольку в режиме Длительного устано
вившегося полёта, когда сигналы в систе
ме почти постоянны по значению, может
(в пределах установл порога срабатывания
системы встроенного контроля) происходить
последоват накапливание таких пассивных
отказов без их обнаружения, и в момент
начала энергичного маневра мажоритарный
принцип выделения неисправного канала
приведет к отключению исправной части сис
темы В случае необходимости могут при
меняться контроль и локализация отказов
на определ участках ЭДСУ, что позволяет
сохранить исходный уровень резервирова
ння на др участках ЭДСУ
В ЭДСУ каждый подканал должен иметь
автономное электропитание Не допускается
перерыв в питании при выходе из строя од-
ного из источников питания
Для повышения живучести ЭДСУ (надеж
мости при внеш воздействиях) необходимо
но возможности рассредоточить элементы
подканалов ЭДСУ и линий связи по ЛА
с тем, чтобы механич или др повреждения
или воздействие в одном месте на ЛА не
приводили к общему отказу ЭДСУ
Важной хар-кой ЭДСУ является ее поме-
хозащищенность Влияние работающих бор-
товых систем и внеш электромагн воздей
ствий на сигналы ЭДСУ должно приводить
лишь к малым искажениям, не отражающим
ся на направленности её работы, и не должно
приводить к появлению сигналов о ложных
отказах Для повышения помехозащищён
ности применяются, напр , волоконно-оптич
линии связи
В практике отечеств самолётостроения
ЭДСУ стали исследоваться в полете иа
летающих лабораториях (Летно-исследова
тельский институт) и на опытных самолё
тах конструкции В М Мясищева в кон
50-х гг В кон 60 х гг резервиров ЭДСУ
по одному из каналов управления была ус-
тановлена на серийном самолёте конструк-
ции П О Сухого Трёхкратно резервиров
ЭДСУ с одновременно действующей меха-
нич проводкой управления установлены на
пасс самолётах Ил-86 и Ту 154 Интенсив-
ное внедрение ЭДСУ в нашей стране и
за рубежом началось в 70-е гг в США
создан истребитель Дженерал дайнемикс
F 16 с четырёхкратно резервиров ЭДСУ
по всем каналам, на самолёте Макдоннелл
Дуглас F/A 18 установлена трехкратно
резервиров цифровая ЭДСУ, но сохране
на резервная механич система управле
ния, самолёт Дассо Бреге «Мираж» 2000
(Франция) имеет ЭДСУ по всем каналам
В 80 е гг практически все вновь создан-
ные самолеты, в т ч и пассажирские,
оснащены ЭДСУ по всем каналам
Лит Елисеев А А, Оводенко А А
Яковлев В Н , Электронные устройства управ
ления летательными аппаратами, М 1987
Г И Заданное
ЭЛЕКТРОМАГНИТНАЯ СОВМЕСТИ-
МОСТЬ радиоэлектронного обору
дования — способность радиоэлектронно-
го оборудования ЛА работать с требуемым
качеством при воздействии на него непред
намеренных помех и не создавать недопус
тимых помех другим радиоэлектронным
средствам Возникновение проблемы обеспе-
чения Э с обусловлено сосредоточением на
борту ЛА большого числа устройств, излу-
чающих эл магн энергию и восприимчивых
к ней Проникновение помех может проис
ходить через антенны, по проводам и не-
посредственно через корпуса электронных
блоков Обеспечение Э с производится, как
правило, соблюдением установленной техно-
логии при проектировании и размещении
оборудования и соблюдением нормирующих
требований К техн мерам обеспечения Э с
относятся экранирование, разнос взаимно
мешающих средств, установка электрич
и пространств фильтров, применение радио
поглощающих материалов Широко исполь
зуются устройства (в т ч и ЭВМ), управ-
ляющие режимами работы оборудования в
целях обеспечения Э с
Лит Электрой а гии тиа я совместимость радио
электронных средств и непреднамеренные помехи
пер с англ М 1977
ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫЕ ЯВЛЕНИЯ в
аэродинамике — процессы, связанные с
ионизацией газа около ЛА, в силовых ус
тановках и эксперим оборудовании Учёту
разл классов Э я посвящены спец раз-
делы аэрогидродинамики Изучение движе-
ния униполярно заряженных сплошных сред
в электрич поле является предметом элект
рогазодинамики, а исследование дви
жения электропроводных квазннейтраль-
ных сплошных сред в электромагн полях—
предметом магнитогидродинамики
Пондеромоторные силы, обусловленные
взаимодействием электропроводной среды
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с приложенным магн полем изменяют её
течение Примером такой среды является час-
тично нонизов газ около летящих с гнпер
звук скоростью ЛА процессами обтекания
к-рых в принципе можно управлять маг
нитогидродинамнч методами, однако для
этого необходимы очень сильные магн поля
Э я используются в плазматронах, плаз
менных и ионных РД и т п , где предва-
рительно нонизов рабочее тело разгоняет
ся электромагн полем К Э я относится
также радиационный тепловой поток
Лит Бай Ши и Магнитная газодинамика
и динамика плазмы, пер с англ М 1964
Рубашов И Б Бортников Ю С
Электрогазодинамика М 1971 В С Галкин
ЭЛЕКТРОМОДЕЛИРОВАНИЕ в аэро и
гидродинамике—изучение движения
жидкости или газа методом электро гид-
родинамической аналогии Метод
основан на том, что при определ условиях
ур ния, описывающие стационарное распре-
деление электрич потенциала У в проводя
щей среде, математически тождественны
ур ниям, описывающим поведение функции
тока ф или потенциала скорости ср в поле
течения Э применяется при исследовании
движения как идеальной, так и вязкой жид
кости
Наиболее просто осуществляется Э плос-
кого безвихревого течения идеальной несжи
маемой жидкости В этом случае поведение
ф и ф в поле течения и У в проводящей
области определяется ур нием Лапласа
Поле течения имитируется проводящим лис
товым материалом пост толщины обычно в
виде прямоугольника (см рис ), размеры
области выбираются так, чтобы на её грани
цах практически затухали возмущения,
вносимые профилем в поток В центре об-
ласти устанавливается модель, геометричес-
ки подобная исследуемому профилю (телу)
и изготовленная из материала с др электрич
свойствами Для удовлетворения граничному
условию непротекания на пов-сти тела при
Э поведения ф модель изготавливается
из материала с более высокой электрич
проводимостью (медь, алюминий), чем лис
Электромоделирование функции тока ф (д) и по
тенпиала скорости ч5 при бесциркуляционном
обтекании профиля потоком идеальной несжи
маемой жидкости 1 — имитатор поля течения,
2 — злектрошииы, 3 источник питания 4 — мо
дель профиля
товой материал, а при Э поведения ф — из
диэлектрика При изучении безциркулян
обтекания измеряется поле У, образующееся
под действием прнлож разности потен-
циалов ДУ При Э циркуляц обтекания
необходимо с делителя напряжения подать
на модель потенциал, значение к рого под-
бирается так, чтобы удовлетворить Чаплы-
гина—Жуковского условию В этом состоя
нии проводятся измерения поля У и силы тока,
к рая пропорциональна циркуляции скорос-
ти В сходств точках имеет место равенство
соответствующим образом обезразмеренных
и нормиров ф ций У и ф (или <р) Результа
ты измерений в виде изолиний ip=const дают
представление о картине течения, а вы-
численные по этим данным производные
определяют изменение компонентов вектора
скорости в поле течения, по найденному по
лю скорости определяются аэродинамиче-
ские характеристики исследуемого профиля
В А Башкин
ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ бортовое —
электротехн устройства ЛА для полу-
чения, распределения и использования
электроэнергии Осн часть Э — система
электроснабжения ЛА, предназнач для
получения и распределения электроэнергии
Электротехн устройства, использующие
электроэнергию, входят в состав разл бор
товых систем и оборудования силовой ус-
тановки и т д
Наиболее часто в электрифицир системах
используются электромеханизмы, электрич
клапаны и коммутац аппаратура Электро
механизмы в общем случае состоят из элект
родвигателя пост или перем тока, редукто-
ра и управляющих устройств Они широко
применяются в системе управления ЛА, в
топливной системе для привода насосов
Электрич клапаны устанавливаются в гвд-
равлич (пневматич ) системах и состоят из
электромагнита н исполнит органа (золот
ник, задвижка и т п ) Коммутац аппара
тура включает электромагн реле, контак
торы, выключатели, переключатели, конце-
вые выключатели Управляющие обмотки
реле и контакторов рассчитываются, как
правило, на питание пост током нанряже
нием 27 В В зависимости от кол-ва ком
мутнруемых цепей контакторы разделяются
на одноцепевые и трехцепевые
К Э силовой установки ЛА относятся
электротехн устройства, обслуживающие
как маршевые двигатели, так и двигатели
вспомогат силовых установок (ВСУ) Осн
потребители электроэнергии в комплексе
таких устройств — автономные электростар
тёры или стартёр генераторы, работающие
в режиме электродвигателей при запуске
маршевых ГТД, а также спец стартер-ге-
нераторы, используемые для запуска ГТД
ВСУ В комплект Э силовой установки
входят также агрегаты электрической систе-
мы зажигания маршевых ГТД и ГТД ВСУ,
павелн управления стартер генераторами н
агрегаты управления расходом топлива,
устройства противообледенит систем ГТД
и воздухозаборников и т п
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ летательно
го аппарата—обеспечение электропита-
нием потребителей, установленных на борту
ЛА Система Э состоит из системы генери
рования (СГ) и системы распределения (СР)
электроэнергии СГ — совокупность источ-
ников или преобразователей электроэнер
гии (1енераторов, преобразоват уставовок
рода тока и напряжевия, аккумуляторов),
устройств стабилизации напряжений и час-
тот тока, устройств параллельной работы,
защиты, управления и контроля, к рые обес
печивают выработку электроэнергии и под
держание её хар к в заданных пределах в
точках регулирования при всех режимах ра
боты системы СР — совокупность устройств,
передающих электроэнергию от СГ к рас-
пределит устройствам (РУ) и от РУ к потре-
бителям СР обеспечивает выполнение необ
ходнмых коммутаций, резервирование элек-
тропитания потребителей и защиту силовых
проводов от коротких замыканий и недопус
тнмых перегрузок
Системы Э могут быть первичными н вто-
ричными Первичной наз система, генера
торы к-рой приводятся во вращение мар
шевымн двигателями самолета, редуктором
несущего винта вертолета или вспомогат
силовой установкой Вторичной наз система,
питаемая преобразующими устройствами от
первичной На ЛА обычно используется пер
вичная система перем трехфазного тока
стабильной частоты 400 Гц с номинальным
напряжением 220/115 В Вторичной являет-
ся система пост тока с напряжением 27 В
Иногда на лёгких самолётах система пост
тока используется в качестве первичной
Применяются первичные системы перем то-
ка нестабильной частоты В этом случае
вторичными являются системы перем тока
стабильной частоты и пост тока
Источниками энергии в первичной системе
перем тока являются электромашинные ге
нераторы Генератор снабжается регулятора-
ми напряжения, частоты и устройствами
управления и зашиты Иногда предусматри
ваются устройства для параллельной ра-
боты генераторов Источвиками эиергви во
вторичной системе являются выпрямит уст-
ройства, состоящие нз трансформатора, вы-
прямителя и фильтра Для аварийного элект-
ропитания используются аккумуляторные
батареи Аварийными источниками перем
тока являются статические преобразовате-
ли Иногда в качестве аварийных источ-
ников используются генераторы с приводом
от гидродвигателя или ветродвигателя,
к рый в случае необходимости выпускается
в поток воздуха
Генераторы первичной системы присоеди-
няются к центр РУ Линии питающей сети
связывают центр РУ с др РУ К шинам
РУ присоединяются линии электропитания
потребителей Линии питающей сети и по-
требителей защищаются от коротких за-
мыканий плавкими предохранителями или
автоматич выключателями Для обеспече
ння надежности и живучести системы Э
отечеств самолетов имеют не менее двух
раздельных каналов
Лит Электроснабжение летательных аппаратов
под ред Н Т Коробана М 1975 Брускин
Д Э Си и лее в И М Электроснабжение лета-
тельных аппаратов М 1988 В /7 Щелкин
ЭЛЕРОНЫ (фр анц aileron уменьшит от
aile—крыло)—аэродинамич органы управ-
ления движением крена Э представляют
собой подвижные части крыла, располага-
емые обычно в его концевых частях (рис 1)
н отклоняемые одновременно в противопо-
Рнс ). Элероны на крыле самолета ] —левый
2 — правый
ложные стороны Отклонение Э в противопо
ложные стороны приводит к тому что прира
щения подъемной силы на правой и левой
половинах крыла направлены в противопо-
ложные стороны, в результате чего возникает
аэродинамич момент, вращающий ЛА в сто
рону поднятого Э Эффективность Э (см
Эффективность органов управления) зависит
от их относит размаха и хорды, угла стре-
ловидности по оси вращения и при переходе
от до- к сверхзвук скоростям уменьшается
На эффективность Э существ влияние ока
зывают упругие деформации крыла, к рые
нарастают с увеличением скоростного напо-
ра, и при достижении скоростного напора ре
верса Э становятся неэффективными По
мимо эффективности важной хар кой Э яв-
ляется шарнирный момент, для уменьшения
к рого применяются разл виды компенса
ций Для увеличения подъёмной силы крыла
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

671
a
Рис. 2 Нормальный (а)
ной (в) элероны
щелевой (б, и подвес
на взлёте и посадке используют одновре-
менное отклонение Э на положит углы
(т и «зависающие» Э)
По виду в поперечном сечении различают
нормальные, щелевые и подвесные Э (рис
2) Конструкция Э сходна с конструкцией
Крыла	В Г Микеладзе
ЭЛЛИНГ (от голл helling)—сооружение
для постройки, ремонта, техн обслужи
вания и хранения дирижаблей и др аэро
статич ЛА Стр во и совершенствование Э
шло одновременно с развитием дирижаб
лей, изменением их размеров, типа кон
струкции и методов техн обслуживания
и эксплуатации
По конструкции Э подразделяются на
поворотные, неподвижные и сборио-разбор
ные, а по применённым материалам — на
деревянные, металлич и железобетонные
В зависимости от назначения различают Э
для произ ва дирижаблей (Э -верфь) и Э
для ремонта, техн обслуживания и хранения
дирижаблей (эксплуатац Э )
Для эксплуатац Э , где операции по вводу
и выводу дирижаблей производятся значи-
тельно чаще, чем в Э верфи, необходимо
обеспечить безопасное выполнение этих one
358 м
Рнс. I. Эллинг в г Акрон (США) 1 — окна, 2 — вентиляторы, 3 — плошадь предназначенная
для мастерских, 4 — хранилище для газа (гелия) 5 — насосная 6 — здание для управления воро
теми 7 — прнчалочные рельсовые пути, 8 — ворота, 9 — тоннель
раций — по возможности уменьшить воздей-
ствие на корпус дирижабля бокового ветра
и завихрений воздуха Наименьшее вихре
образование происходит при параболич
форме поперечного сечения Э Поскольку на-
иболее безопасным способом является
ввод дирижабля в Э против ветра, неподвиж
ные Э строятся так, чтобы продольная ось
их была расположена в направлении гос-
подствующего ветра, а ворота устраиваются
с обоих торцов Э Кроме одноместных стро
ились также и двухместные Э Для ввода ди
рижаблей в Э и вывода из него применяются
моторизованные причальные мачты и осо
бые подвижные удерживающие устройства
Для больших дирижаблей на предэллииго
вых площадках и н Э монтировались рель
совые пути В основном при сооружении Э
применяются металлич конструкции В г
Акрон (США) в 1929 был построен самый
большой Э металлич конструкции (рнс 1),
рассчитанный на размещение дирижабля
Рнс 2. Сдвоенный эл.шш для дирижаблей
объемом 5—6 тыс м3 построенный в Вели
кобритании в 80 х гг
объёмом 400—425 тыс м3 (самый большой
нз построенных дирижаблей имел объём 240
тыс м3) Для оперативных перемещений и
быстрой передислокации парка дирижаблей
небольшого объёма могут применяться сбор-
но разборные или переносные Э
В 50—80-х гг для дирижаблей объёмом
5—6 тыс м3 строились одиночные и сдвоен-
ные металлич Э (рис 2)
£ М Милославский
«ЭЛЬФАУГЕ» — распространённое в оте-
честв лит-ре назв самолётов, строившихся
в Германии Компанией возд сообщений
(Luft Verkehrs Gesellschaft) Назв «Э »
соответствует рус произношению сокращ
наименования этой компании (LVG) С 1912
компания выпускала самолёты по франц
образцам, а в годы 1 й мировой войны произ-
водила в больших кол-вах свои двухместные
бипланы (разведчики и бомбардировщики)
серии «С» На самолётах «Э » сов лётчики
в 1919—21 выполнили ряд дальних перелетов.
«ЭМБРАЭР» (Empresa Brasileira de Aerona-
utics S A — Embraer)—авиастронт фирма
Бразилии Осн в 1969 Создала ряд турбо-
винтовых самолётов, получивших признание
на междуиар рынке В их числе лёгкие
многоцелевые самолёты гражд и воен при-
менения ЕМВ-110 «Бандейранте» (про-
должение работ гос авиац з-да, первый
полёт прототипа в 1968) и ЕМ В-121 «Шннгу»
(1976), уч тренировочный самолёт ЕМВ 312
«Тукано» (1980), 30 местный пасс самолёт
для коротких авиалиний ЕМВ-120 «Бра
зилия» (1983, см рис 1) В 1971—82 вы-
Рнс 1 Пассажирский самолет ЕМВ 120 «Бра
зилия»
пускала по итал. лицензии реактивный уч -
боевой самолёт Аэрмакки МВ 326 под обо--
значением ЕМВ 326 «Аванте» (в т ч иа
экспорт), в 1974 было начато произ во лёг
ких самолётов амер фирмы «Пайпер» Совм
с фирмами «Аэриталия» и «Аэрмакки»
разработала лёгкий реактивный истреби-
тель-бомбардировщик АМХ (первый полёт
самолёта браз постройки в 1985), совм
с аргентинской фирмой — пасс самолёт
СВ А-123 «Вектор» (1990, см рис 2) К кон
1989 «Э » выпустила в общей сложности
св 4000 самолётов С 1980 филиалом «Э »
стала фирма «Нейва» (Industria Aeronauti-
cs Neiva SA), ведущая пр во лёгких са
молётов
ЭМИССИЯ ВРЕДНЫХ ВЕЩЕСТВ (от лат
emtssio—выпуск)—выброс в атмосферу с
отработавшими газами авиац двигателей
прямых и побочных продуктов сгорания
топлива, к-рые могут быть причиной неже-
лат воздействия ЛА на окружающую среду
Эмиссия оксида углерода СО, несгоревших
углеводородов CnHm и частиц углерода (са-
жи)— результат неполного сгорания топлива
в двигателе Эмиссия оксидов азота NOX —
следствие высокой темп ры в зоне горения
топлива, при к рой становится возможным
окисление содержащегося в воздухе азота
Количественно Э в в характеризуется
индексами эмиссии отд компонентов (чис
ло граммов компонента на 1 кг нзрасходоваи-
672 ЭЛЛИНГ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. 2. Пассажирский самолёт СВА-123 «Вектор*.
Рнс. 2. Энергетическая механизация крыла само-
лёта Ан-72 (СССР).
ного топлива). Индексы СО и СлНга тем
больше, чем ниже темп-ра и давление в
камере сгорания. Они максимальны при ру-
лении самолёта в аэропорту, при взлёте
достигают минимума и остаются близкими
к минимуму во всех полётных фазах. Для
NO* закономерность обратная — индекс
максимален при взлёте. Снижение эмиссии
СО, СяНт и сажи обеспечивается улучшени-
ем распиливания и распределения топлива в
камере н ускорением перемешивания его с
воздухом. Уменьшение индекса NO* дости-
гается дополнит, мерами, напр. сжиганием
топлива в два этапа для выравнивания рас-
пределения темп-ры по длине камеры и
устранения зон с наиболее высокой темп-рой.
Э. в. в. для двигателя данной мощности сни-
жается с повышением его экономичности,
т. е. с уменьшением расхода топлива на со-
здание единицы мощности. В 1985 авиацией
(в скобках — железнодорожным транспор-
том) во всём мире выпущено в атмосферу,
млн. т: СО— 1,2 (100), С„НМ — 0,8 (25),
NO*— 1,4 (15).	А. А. Горбатко
ЭМФИЗЕМА ВЫСОТНАЯ (от греч. emphy-
sema—наполнение воздухом, вздутие)—об-
разование парогазовых пузырей в крови,
лимфе и межтканевой жидкости человека
при подъёме его на высоту, обусловленное
закипанием жидких сред организма при
темп-ре тела. Э- в. возникает при сниже-
нии внеш, давления до 6 кПа, т. е. на
выс. более 19,2 км. Чаще всего Э. в. наблю-
дается прн декомпрессии и характеризуется
скоплением газов и водяного пара в сосу-
дах, полостях плевры, сердца, в подкожной
жировой клетчатке. Э. в. сопровождается
вздутием, припухлостью участков тела в мес-
тах скопления газов.
энергетйческая ВЫСОТА — то же, что
удельная энергия.
ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ МЕХАНИЗАЦИЯ
КРЫЛА — устройства для увеличения подъ-
ёмной силы крыла, принцип действия к-рых
основан на использовании энергии двигате-
лей ЛА или дополнит, источников мощности.
Э. м. к. применяется для улучшения взлётно-
посадочных и манёвр, хар-к ЛА, увеличе-
ния полезной нагрузки н повышения безо-
пасности полёта. Э. м. к. {рис. 1) базируется
на использовании двух оси. принципов:
предотвращении отрыва пограничного слоя
на пов-сти крыла и увеличении циркуля-
ции скорости вокруг крыла (Эффект супер-
рис. 1. Энергетическая механизация крыла- 1 —дви-
жущаяся поверхность (стрелка показывает на-
правление её движения); 2 — вращающиеся ци-
линдры (стрелками показано направление враще-
ния); 3 — воздух, отсасываемый с поверхности
крыла; 4 — струя сжатого воздуха, 5_камера
смешения.
циркуляции). Системы управления погра-
ничным слоем (УПС), основанные на при-
менении подвижных пов-стей (рнс. 1, а, б),
отсоса пограничного слоя (рис. 1, в) и его
сдува (рис. 1, г), обеспечивают безотрыв-
ное обтекание крыла прн больших углах
атаки и больших углах отклонения закрыл-
ков без существ, энергетич. затрат. Струй-
ный закрылок (рис. I, <?) увеличивает подъ-
ёмную силу крыла гл. обр. за счёт эффек-
та суперцнркуляцин и вертик. составляющей
реакции струи. Значение коэф, подъёмной
силы (см. Аэродинамические коэффициенты}
на крыле со струйным закрылком зависит
от затрат мощности и при использовании
практически всего располагаемого воздуха,
проходящего через двигатель, может дос-
тигать 10—15, т. е. быть в 2—3 раза выше,
чем в случае применения систем УПС.
Действие эжекторных систем (рис. 1, е)
основано иа увеличении импульса первичной
струи сжатого воздуха иа выходе из ка-
меры смешения, образованной раздвижными
элементами крыла, за счёт подмешивания
воздуха, отсасываемого с верхней пов-сти
крыла. Увеличение подъёмной силы проис-
ходит из-за увеличения реакции струи, лик-
видации отрыва потока иа пов-сти крыла и
отклонённых закрылках, а также за счёт су-
перциркуляцин. Прн обдуве крыла струями
ВРД (рнс. 1, ж, з) увеличение подъёмной
силы происходит вследствие улучшения
обтекания пов-сти крыла и отклонённых
закрылков, обдуваемых струёй, эффекта су-
пе рциркуляции и поворота вектора тяги
двигателей. На рнс. 2 показан самолёт
Аи-72 с системой обдува верхней пов-сти
крыла струями ВРД.
Система выдува струн вдоль размаха кры-
ла (рнс. I, и) позволяет реализовать устой-
чивое вихревое течение над верх, пов-стью
крыла и увеличить коэф, подъёмной силы
при больших углах атаки, а также повы-
сить эффективность закрылков и органов
управления при больших углах их отклоне-
ния. Эти системы отличаются конструктив-
ной простотой и приближаются по эффек-
тивности к системам УПС путём танген-
циального выдува тонких струй из щелевых
сопел при достаточно больших значениях
импульса струи.
См. л нт- при ст. Управление погранич-
ным слоем.	А В. Петров.
ЭНЕРГИИ УРАВНЕНИЕ в аэро- и гид-
родинамике—фундам. ур-ние, выражаю-
щее в диф. форме закон сохранения энер-
гии Для потока совершенного газа прн
отсутствии внутр, источников теплоты оно
записывается в виде:
pDe/£)t + pdivV = div(AgradT) + цФ
ЭНЕРГИИ 673
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
43 Авиация
и указывает, что теплота, подведённая к
единичному объёму за счёт теплопровод
ности и вязкой диссипации (правая часть
Э у), обусловлена изменением внутр энер
гии газа и работой сил давления Здесь
q — плотность, р — давление, Т — темп-ра,
е — удельная внутр энергия, k —
теплопроводность, р — динамич вязкость,
V — нектор скоростит D/Dt—т и субстан-
циональная, или полная производная, Ф —
диссипативная ф ция, определяющая ту
часть работы вязких напряжений, к-рая
переходит в теплоту, в декартовой систе
ме координат она вычисляется по ф ле
X, „ ди „ dv „ dw _
® = _«,lvV^+2((—)’ + (—)’ + (—+
ди до
ду дх
ди dw
——Ь~т—
dz дх
dv dw
——
dz ду
е
Э
э
где X — вторая, или объёмная, вязкость
(согласно гипотезе Стокса, Х==—2р/3), и,
v, w — проекции V соответственно иа оси
координат х, у, г
В задачах аэро- и гидродинамики вместо
удобно использовать энтальпию h, тогда
у примет вид
QDh/Dt—Dp/Dt + dtv(fegradT) 4- рф
у решается совместно с неразрывности
уравнением и Навье—Стокса уравнениями
при заданных условиях теплообмена на об
текаемой пов-сти и заданном значении
внутр энергии или энтальпии на больших
расстояниях от неет для несжимаемой жид-
кости Э у интегрируется отдельно, неза-
висимо от ур-ний кол ва движения для
известного поля скоростей
Прн гиперзвуковых скоростях полета в
потоке могут возникать настолько большие
темп ры, что в газе начинают протекать
термохнм реакции и становится существен
ным перенос энергии излучением Для та
ких течений Э у усложняется, и в правой
части появляются дополнит члены, опреде
ляютие интенсивность внутр источников
теплоты	В А Башкин
«ЭНЕРГИЯ» — сов универсальная двухсту
пенчатая ракета-носитель (PH) сверхтяжё
лого класса Предназначена для выведения
в космос орбит кораблей и др полезных
грузов массой св 100 т Выполнена по
схеме с продольным разделением Ступеней
и включает центральный блок (2-я сту
пень), к к рому на пирозамках подне
шиваются 4 (попарно по два) боковых бло-
ка (1-я ступень) Высота PH ок 60 м,
макс поперечный размер 17,7 м Центр
блок дл 58,8 м, диам 7,75 м, 4 ЖРД рабо
тают на жидких водороде и кислороде с
тягой до 1450 кН каждый Боковой блок
дл 39,5 м диам 3,9 м, тяга ЖРД, работаю
щего на углеводородном горючем и
ком кислороде, 7260 кН Двщатели обеих
ступеней запускаются практически
временно, развивая суммарную
34 840 кН при стартовой массе PH (с учё
том выводимой нагрузки) ок 2400 т (из
них ок 90% составляет топливо)
Первый испытат пуск PH «Э » состоял
ся 15 мая 1987 а второй старт, состояв-
шийся 15 ноября 1988, был осуществлен с
целью запуска крылатого орбит корабля
многоразового использования «Буран»
Блоки PH «Э » доставлялись на космо-
дром самолётом ВМ Т Эксперим ма
шиностроит з-да им В М Мясищева
(см рис 8 к ст М) Создание сверхтяже
лого трансп самолета Ан 225 позволяет
транспортировать по воздуху более круп
ные подсборки PH «Э » Предусмотрено
спасать (спускать на парашютах) блоки
1 й ступени с целью их повторного ис
жид
одно-
тягу
пользования См также ст «Буран» и рис
3—5 к ней
ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТЬ летатель-
ного аппарата — отношение мощности
силовой установки к весу (обычно взлёт
ному) ЛА, хар ка ЛА, использующего в
качестве осн движителя возд винт Э вли
нет на осн лётно техн хар ки ЛА макс
скорость и высоту полета, время разго-
на, скороподъёмность, маневренность, дли
ну разбега См также ст Тяговооружен
ность
ЭНЕРГОУЗЕЛ — ранее применявшееся на
звание вспомогательной силовой установ-
ки
ЭНО-ПЕЛЬТРИ (Esnault Peltene) Робер
Альбер Шарль (1881—1957) - франц лет-
чик и конструктор самолётов и двигателей,
промышленник и ученый, один из пионеров
авиации и космонавтики Чл Французской
АН (1936) Окончил Парижский ун т (1902),
получив учёную степень по физике, химии
и биоло|ии В 1904 построил две неточные
копни планёра братьев Райт и пробовал ле
тать В 1908 осн фирму REP (по инициа
лам владельца) для произ-ва самолётов и
ПД своей конструкции На первом моно-
плане собств конструкции REP 1 (1907) с
перекашиваемым крылом, велосипедным
шассн, каркасом из стальных труб, не имею-
щим киля, совершал полёты на расстояние
до 600 м Второй самолёт REP 2 (1908) с ки-
лем и рулём направления был в 1909 моди-
фицирован в REP2bts (рис в табл IV),
совершавший полёты на расстояние до 8 км
Э -П первым применил единую ручку управ
ления для отклонения элеронов и рулей вы
соты, эластич ремни безопасности, гидрав
лич колесные тормоза На усовершенств
монопланах REP с обычным шасси в 1910—
11 совершён ряд рекордных полётов В 1911 —
]3 созданы моноплан воен образца, самолё-
ты на 1 —3 пасс , самолёт схемы «парасоль»,
гидросамолет С 1910 Э -П преподавал в
Сорбонне, в 1910—19 президент палаты
авиац пром сти Франции В 1913 из-за
экон трудностей продал свой з д фирме
«Бреге», но нек рое время продолжал техн
руководство проектами В 1928 опублико
вал работу о перспективах иссл верхних
слоёв атмосферы с помощью ракет и воз-
можности космич полётов, а в 1930—книгу
«Астронавтика» В 1928—39 вёл эксперим
работы по ЖРД В 1939 эмигрировал в
Швейцарию, занимался метрологией Порт
рет см на стр 676
Лит Ветров Г С, Робер Эсно Пельтри М
1982
«ЭР АЛЬЖЕРЙ»
(Air Algene, 5ос|ё(ё
Nationale des Tran
sports Aeriens)—нац
авиакомпания Алжи-
ра Осуществляет
перевозки внутри
страны, а также в
страны Европы, Аф-
рики и Бл Востока Осн
ревезла 3,82 млн пасс
3,66 млрд п км Авнац
ТОВ
«ЭР ИНДИЯ» (А|Г
India) — авиакомпа-
ния Индии Осуще
ствляет перевозки в
страны Европы,
Азии, Бл Востока,
а также в США и
Канаду Осн в 1946
после реорганизации
созданной в 1932 авиакомпании
эрлайнс» В 1989 перевезла 2,1 млн пасс ,
пассажирооборот 9,06 млрд п км
парк — 2] самолет
в 1949 В 1989 пе
, пассажирооборот
парк — 39 самоле-
«Тата
Авнац
674 «ЭНЕРГИЯ»
«ЭР ИНТЕР» (Air
Inter, Lignes Аепеп-
nes Inlerieures) —
авиакомпания Фран-
ции Осуществляет
внутренние перевоз
ки Осн в 1954
часть акций принад
лежит авиакомпании «Эр Франс» В 1989
перевезла ]5,7 млн пасс, пассажирооборот
7,52 млрд п км Авиац парк — 52 само-
лёта
«ЭР КАНАДА» (Air
Canada) — авиаком-
пания Канады Осу
ществляет перевозки
внутри страны и в
страны Европы, Азии,
Карибского бассей-
на а также в США,
Японию Осн в 1937,
до 1965 наз «Транс Канада эрлайнс» В
1989 перевезла 12 млн пасс , пассажиро-
оборот 26,19 млрд п-км Авнац парк —
115 самолётов
«ЭР ЛИНГУС» (Аег
Lmgus) — нац авиа
компания Ирландии
Осуществляет пере-
возки в страны Зап
Европы и в США
Осн в 1936 В 1989
перевезла 4,1 млн
пасс, пассажиро-
оборот 4 млрд п км Авиац парк—37
самолётов
«ЭР НЬЮ ЗИЛЕНД» (Air New Zealand) —
авиакомпания Новой Зеландии Осущест-
вляет перевозки внутри
Зап Европы, Азии,
Африки, Океании, а
также в США Авст
ралию Осн в 1939
под назв «Тасман
эмпайр эруэйс», к рое
в дальнейшем не-
однократно менялось,
совр назв с 1978
В 1989 перевезла 4,6
страны и в страны
млн пасс , пасса-
жирооборот 14,72 млрд п км Авиац парк—
37 самолётов
«ЭР ФРАНС» (Air
France) — авиаком-
пания Франции, од-
на из крупнейших
в мире Осуществля-
ет перевозки внутри
страны и в страны
Европы, Азии, Афри-
ки, Юж и Центр
Америки, а также в США
ралию Осн в 1933 В
Канаду и Авст-
1989 перевезла
16,1 млн пасс , пассажирооборот 38,86 млрд
п км Авиац парк—125 самолётов, вклю-
чая 7 сверхзвук пасс самолётов «Конкорд»
«ЭР ЧАРТЕР» (Air
Charter, Societe Аёп-
еппе Franeaise d Af
Iretements) — чар
теряая авнакомпа
ния Франции Осуще-
ствляет перевозки на
внутр авиалиниях, а
также в США и стра-
ны Европы, Сев Африки, Бл Востока Осн
в 1966 как отделение авиакомпании «Эр
Франс», в 1978 начала самостоят деятель
ность В 1989 перевезла 1,92 млн пасс Ави-
ац парк— II самолётов
«ЭРБАС ИНДАСТРИ» (Airbus Industrie) —
зап -европ самолётостроит консорциум Об
разовая в 1970 для разработки и произ-ва
широкофюзеляжного пасс самолёта А300
(рис в табл XXXVI) фирмами «Аэроспась
яль», «Мессершмитт-Бельков-Блом», «Бри-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл — Пассажирские самолеты консорциума «Эрбас кадастра»
Основные данные	А300В4 200	АЗ 10 200	АЗОО 600	АЗ 10 300	А320 200	А340-300
Первый полет, тод	1978	1982	|983	 985	|987	|991
Число и тип двигателей	2 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД	4 ТРДД
Тяга двигателей кН	233	237	262	237	125	139
Длина самолета, м	53 75	46,66	54,08	46.66	37 57	63.6
Высота самолета, м	16.53	15,81	16,53	|5.81	1 1,76	|6 7
Размах крыла, м	44,84	43.9	44 84	43.9	33,91	58,6
Площадь крыла, м!	260	219	260	219	 22	362
Максимальная ширина фюзеляжа, м	5.64	5 Ь4	5 64	5.64	3 95	5.64
Максимальная взлетная масса т	165	142	165	164	73,5	253,5
Масса снаряжённого самолета, т	88	79.8	89.4	80	41,64	126
Максимальное число пассажиров	345	280	375	280	1 79	375
Максимальная коммерческий нагрузка, т Дальность полёта с максимальной коммерчес	37,98	33.16	40 55	32,95	|8,85	47.95
кой нагрузкойf км Коммерческая нагрузка при максимальном за-	5340	5450	5350	6900	4480	10850
пасе топлива^ т Дальность полета при максимальном запасе	26,78	18 25	25 94	21.1	12.84	19.4
топлива км	7250	8900	8060	9600	6930	16000
Крейсерская скорость полета, км/ч	889	897	889	899	802	925
Экипаж, чел	3	2	2	2	2	2
тиш эркрафт корпорейшен», к к рым поэд
нее присоединились фирмы «КАСА» и «Аэр-
италия» Ассоциативными членами являют
ся фирмы «Фоккер» и «Белэрбас» (Belair
bus, Бельгия) Первый полет опытного са
молёта АЗООВ 1 состоялся в 1972 В 1982 на
основе А300 построен его усоверщенств
вариант с укороч фюзеляжем АЗ 10 (рис
в табл XXXVI11). В 1983 создан вариант
А300-600 (рис I), в к ром используются эле
менты конструкции и систем АЗОО и АЗ 10
В 1987 создан узкофюзеляжный самолет
А320 (рис в табл XXXVIII), в 1991
широкофюзеляжный самолёт А340 (рис 2)
с четырьмя ТРДД Осн данные нек-рых
самолётов консорциума приведены в табл
ЭРГОНОМИКА АВИАЦИОННАЯ (от греч
ergon—работа и nemos закон)— раздел
научно-прикладной дисциплины — эргоно
мики, специфическими объектами к рого
являются ЛА и средства УВД, рассматри-
ваемые как системы «человек—машина», а
предметом — процессы (алгоритмы, рабочие
приёмы, циклограммы и т п), техн и ин-
формац средства (органы управления,
системы индикации и сигнализации, коды
сообщений ит п ) и условия (микрокли
мат в кабине, перегрузки, режимы труда и
отдыха ит п ) профессией деятельности
членов экипажей ЛА, лиц дежурных смен
(расчётов) УВД и персонала, обеспечиваю-
щего работоспособность этих систем
Цель Э а состоит в формировании та
кнх Эргономических, т е обусловленных
анатомнч., физиологии , психология и сопи
ально-культурными хар-ками человека,
свойств ЛА, средств УВД н их элементов,
включая ведущий «элемент»— авнац спе-
циалистов, к-рые обеспечили бы необходимое
или максимально достижимое качество фун
инициирования ЛА и средств УВД при ми-
нимально возможном расходе человеч ре-
сурсов (число авиац специалистов, время
на их подготовку, их заболеваемость и т Д )
Специфич методами исследований и раз-
работок Э а являются приёмы многофак
торного эксперим изучения системы «чело
век—машина» с использованием моделирую-
щих стендов, тренажёров, самолетов лабо
раторий, способы автоматич и физ моде-
лирования, методы теоретич анализа и про-
ектирования процессов, средств и условий
деятельности авиац, специалистов
Выделение Э а в качестве самостоят раз-
дела эргономики обусловлено большой спе-
цификой деятельности авиац специалистов
по управлению ЛА в полёте, связанной с
быстротечной динамикой ЛА в трехмерном
пространстве, воздействием на членов эки
Рис. I, Пассажирский самолёт A300-600
Рис, 2. Пассажирский самолет A340-20U
пажа перегрузок, перепадов возд давления
и др факторов полета, с высоким уровнем
ответственности и риска всех авиац. специа-
листов
Э а возникла на базе авиац медицины,
психологии и ряда техн дисциплин в 60—70-х
гг в связи с усложнением авиац техники
и расширением круга решаемых с её по
мощью нар -хоз и воен задач В последу
ющие годы Э а внесла существ вклад в
прогресс ЛА и УВД Создана система эрго
номич обеспечения разработки и эксплуата-
ции всех видов авиаи техники, предназна-
ченная для реализации достижений как Э а ,
так и общей эргономики в практике опытно-
конструкторскнх, производств , испытат ,
экспертных и эксплуатац работ
В процессе эргономич обеспечения реща
ются вопросы: распределения функций между
человеком и технико-информац устройства-
ми, а также между членами экипажа (рас-
чета), выбора состава, вида и др хар-к
перерабатываемой человеком информации,
средств индикации и сигнализации, орга-
нов управления, компоновки рабочих мест;
разработки способов и средств обеспечения
жизнедеятельности членов экипажа, их спа-
сения и выживания после аварийного по-
кидания ЛА, определения критериев, мето-
дов и средств профессион отбора, обучения,
адаптации и тренировки авиац специалис-
тов, орг ции труда, разработки приемов
поддержания их работоспособности, поло-
жит трудовой мотивации, сохранения здо-
ровья
Лит Методы инженерно-психологических иссле-
дований в авиации, М, 1975, Меньшов А И,
Рыльский Г И, Человек в системе управле-
ния летательными аппаратами (эргономика), М ,
1976, Авиационная эргономика, Киев, 1979, За
раковскнй Г М.Койфмаи П В , Эргономика,
Л , 1988, Handbook of human factors, ed by
G Saloendy, N Y , 1987, Human factors in avia-
tion, N Y , 1988
Г M Зараковский, П В Койфман
ЭСКАДРИЛЬЯ (франц escadnlle, умень-
шит от escadre — эскадра)—осн тактич и
огневое подразделение авиац частей ВВС и
др видов вооруж сил Состоит из неск
звеньев или отрядов самолётов (вертолётов)
В зависимости от рода авиации в Э нас-
читывается 10-30 ЛА Неск Э составляют
авиац полк, авиац крыло, авиац группу
ЭФФЕКТ ВЛИЯНИЯ ЗЕМЛИ — изменение
аэродинамич хар-к ЛА при приближении
его к экранирующей пов-сти земли, воды,
ВПП и др Проявляется при взлёте и по-
садке самолётов и др. ЛА Э в з ста-
43*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
копится заметным при расстояниях h от
земли, соизмеримых с хордой b крыла само-
лета или диам d несущего винта вертолёта,
и усиливается по мере приближения к её
пов-сти С приближением к пов сти земли
аэродинамич сопротивление, как правило,
уменьшается, а подъёмная сила увеличи
вается, что ведёт к росту аэродинамического
качества, изменяются и моментные хар-ки
Сопротивление уменьшается в осн благо
даря уменьшению вблизи земли индуктив-
ных скосов потока и соответственно индук-
тивного сопротивления Увеличение подъем
ной силы связано в осн с возрастанием
давления на ниж пов сти крыла (т н эф
фект динамич подушки) При относит рас-
стояниях от экрана h=h/b (b/d) меньше
0,2—0,3 приращение подъёмной силы крыла
может достигать 40—50% её значения в
неогранич потоке Приближение к экрану
не только увеличивает значение коэф подъ-
ёмной силы су (см Аэродинамические коэф-
фициенты), но и меняет его зависимость
от угла атаки а, делая её более крутой и
уменьшая значение критич угла атаки
(рис 1) Однако этот эффект существенен
при небольших значениях коэф су, не пре-
вышающих I—1,5 При больших значениях
су несущая способность крыла с прибли
жением к экрану может не изменяться или
даже снижаться Для механнзир крыла.
Рнс. 1. Зависимость коэффициента подъёмной си
лы от угла атаки при различных значениях
относительного расстояния от экрана
Рис 2. Типичная зависимость наибольшего ОтНО
снтельиого аэродинамического качества Хтах от
относительной высоты h для прямого крыла с
удлинением Х=2 KmBX=KmallA/AmaxA_ „ где
ЛтахА— максимальное значение аэродннамическо
го качества на высоте Л, AmaxAl3rO; его значение
при Л = оо
напр при Су^2—3, на высоте приближение
к экрану уменьшает это значение Умень-
шение подъёмной силы вблизи земли воз
можно на нек рых режимах у самолётов
вертик или короткого взлёта и посадки,
имеющих струйные устройства для созда-
ния подъёмной силы
Существенное возрастание подъёмной си-
лы и аэродинамич качества крыла вблизи
экранирующей пон сти (рис 2) явилось
одной нз предпосылок для разработки экра
нопланов Иногда Э в з наз экран-
ным э ффек том	В М Гадецкий
ЭФФЕКТИВНАЯ ПОВЕРХНОСТЬ РАССЕ-
ЯНИЯ (ЭПР), эффективная отража
ющая поверхность,— количеств мера
отражающей способности цели (объекта по-
ражения), выражаемая в виде отношения
плотностей мощности радиолокац сигнала,
рассеянного целью в направлении приёмни-
ка, и сигнала, облучающего цель, с учетом
их векторных свойств Может быть пред-
ставлена теоретич формулой
£2	//2
о = 4nlim/?2--— 4л11т/?2——,
Rr->-oo	Rr->-<x>	^<j
где Ео, Ht> — значения электрич и магн
напряжённостей облучающего поля в ок
рестности цели, Е„, Hs — значения проек
ций электрич и магн напряжённостей рас
сеянного целью поля в точке приёма соот
ветственно на Ео и Hq, R, — расстояние
цель — приёмник Кроме теоретич опре-
деления ЭПР используется эквивалентное
ему эксперим определение, в к-ром цель
рассматривается как связующий элемент
между системами передатчика и приёмни-
ка через параметры ур ния дальности
о= (4n)37??P,/P1GrGA2,
где Pt — мощность, излучаемая антенной
передатчика, Р, — мощность на нагрузке
антенны приёмника, X—длина волны, Rt—
расстояние передатчик — цель, G<, G,—
коэф усиления антенн соответственно пе-
редатчика и приёмника в направлении це
ли Значение ЭПР зависит от типа цели и
её пространств положения, а также часто-
ты и поляризации облучающего цель сигна
ла (может меняться в сотни и тысячи раз при
сравнительно небольшом изменении ракурса
цели и частоты сигнала) Измеряется в м2,
интерпретируется через поперечное сече
ние эквивалентного изотропного отражателя-
сферы Примерные значения ЭПР для типо-
вого бомбардировщика 15—40 м2, для кры
латой ракеты—0,1—0,2 м2 Уменьшение ЭПР
повышает выживаемость ЛА, поэтому при
проектировании боевых ЛА принимаются
меры для снижения значений их ЭПР
Напр , у стратегии бомбардировщика Норт-
роп В-2 (США), разработанного с приме-
нением спец мер для снижения его замет-
ности (см «Стеле» техника), для нек рых
ракурсов ЭПР менее 0,1 м2 А С Васин
ЭФФЕКТИВНАЯ ТЯГА — равнодействую
щая сил давления и трения, приложенных ко
всем пов-стям силовой установки как со
стороны газового потока, протекающего
внутри двигателя, так и со стороны
потока воздуха, обтекающего силовую
установку снаружи Значение Э т, пред
ставляющей собой долю тяги нзолиров дви
гателя, непосредственно используемую для
движения ЛА, в большинстве случаев вы-
числяется как разность между тягой изо
лиров двигателя и аэродинамич сопро
тивлением силовой установки См так-
же Тяга двигателя
ЭФФЕКТИВНОСТЬ ОРГАНОВ УПРАВЛЕ-
НИЯ —способность органов управления соз-
давать при своём отклонении управляющий
момент относительно соответствующей оси
координат (см Системы координат)
Э о у равны приращениям коэф моментов
(см в ст Аэродинамические коэффициенты)
при полном отклонении органов управления
от их нейтрального положения и обозначают-
ся Дтг, Дтх, Anty— соответственно макс
приращения коэф моментов тангажа, крена
и рыскания Часто Э о у характеризуют
коэффициент ами эффективности
органов управления, равными частной
производной коэф момента данного органа
nofl углу6 его отклонения, н обозначают тгв,
т’’, ту" — соответственно коэф Э о у
тангажом, креном и рысканием, где fia,
б3 и fiH — углы отклонения руля высоты,
элеронов и руля направления Э о у и коэф
Э о у являются одними из осн пара
метров, определяющих хар ки управляв
РАШ Эно Пельтрн
А Б Юмашев
мости ЛА по их значениям можно судить,
насколько эффективно влияют отклонения
органов управления на параметры движе
ния ЛА
Э о у зависит от геом параметров ор
ганов управления, от параметров несущих
пов-стей, на к рых располагаются органы
управления (крыло, стабилизатор, киль), от
Маха числа полета Ми, упругой деформации
конструкции и др Так, при переходе через
скорость звука эффективности руля высоты,
элеронов, руля направления существенно
уменьшаются Уменьшается также Э о у
при увеличении скоростного напора из-за
упругой деформации конструкции ЛА при
отклонении органа управления При недос-
таточной жесткости конструкции н большом
скоростном напоре (критич скоростной на-
пор реверса) может наступить полная потеря
эффективности Следует отметить, что при
отклонении органов упранлення креном в
общем случае помимо момента крена возни-
кает и момент рыскания, а при отклонении
органов путевого управления возникает
момент крена (см Боковое движение)
В Г Микеладзе
ЭШЕЛОНИРОВАНИЕ полёт о в — система
рассредоточения воздушных судов (ВС)
в полёте, исключающая возможность опас-
ного их сближения Различают вертик,
боковое и продольное Э
Вертикальное Э обеспечивается вы
полнением полётов по заданным эшелонам—
барометрическим высотам, измеряемым от
изобарич пов сти 101 325 Па В нашей стра-
не эшелоны обозначают геометрич высотой,
выраженной в м, переход от баромет
рич высоты к геометрич осуществля-
ется по соответствующим табл Стандарт-
ной атмосферы (см Международная
стандартная атмосфера) Напр , эше-
Схема вертикального эшелонирования воздушных
судов в воздушном пространстве России (дейст
вует с 1984)
676 ЭФФЕКТИВНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Г. Юнкере
Б. Н. Юрьев.
лон 4200 соответствует барометрнч- выс.
60,07 кПа. В документах ИКАО эшелон
наз. уровнем полёта (Flight level, FL)
и нумеруется по значениям высоты, выра-
женной в сотнях футов. Напр., FL 100 соот-
ветствует геометрнч. выс. 10 000 футов
(3050 м). В целях более безопасного раз-
деления ВС, следующих на «встречных»
курсах, Э. строят обычно по полукруговой
системе: различные подсистемы эшелонов
для ВС, летящих с истинным углом пути
(см. в ст. Навигация) от 0 до 179° включи-
тельно, и для ВС, летящих с истинным углом
пути от 180 до 359° включительно (см. рис.).
Интервал между смежными эшелонами вы-
бирается так, чтобы с учётом погрешностей
измерения и выдерживания предписанной
выс. полёта ЛА гарантировалось их безо-
пасное разделение.
Безопасность вертикального Э. обеспе-
чивается оборудованием ЛА соответствую-
щими системами измерения и выдер-
живания выс. полёта (как правило, от-
клонение от заданного эшелона не должно
превышать ±75 м), соблюдением инструк-
ций по эксплуатации бортового и назем-
ного оборудования, строгим выполнением
требуемых процедур летным и диспетчер-
ским составом.
Боковое Э. — рассредоточение ВС в го-
ризонт. плоскости. Нормы бокового Э. ус-
танавливаются в зависимости от хар-к уста-
новленного на борту ЛА и используемого
для обеспечения полёта по трассе наземного
оборудования. При этом миним. расстояния
устанавливаются в зависимости от того,
выполняются ли полёты по правилам ви-
зуальных полётов (ПВП) или по правилам
полётов по приборам (ППП), идут ли ВС
на одном эшелоне или на разных, на па-
раллельных илн пересекающихся, попутных
или встречных курсах.
Продольное Э.— рассредоточение ВС,
летящих на одном эшелоне в продольной
плоскости. Так же, как при боковом Э., ми-
ннм. расстояния при продольном Э. уста-
навливают в зависимости от условий полё-
та — по ПВП илн по ППП. Кроме того,
миним. значения расстояний при полётах по
ПВП зависят и от скорости ВС. При по-
лётах по ППП с непрерывным радиолока-
ционным контролем миним. расстоя-
ния устанавливаются аналогично случаю
бокового Э. При отсутствии непрерывного
радиолокац. контроля задаются нс миним
расстояния, а миннм. интервалы времени
прохождения разл. ВС к.-л. контрольных
точек.
В разл. странах Э. в общем случае своё, н
полёты ВС в возд. пространстве иностр,
гос-ва осуществляются по правилам этого
гос-ва. В нашей стране смена эшелонов
производится за 30 км до пересечения гос.
границы с др. гос-вом. В. Я. Ку шельмин.
ЮМАШЕВ Андрей Борисович (1902—88) —
сов. лётчик-испытатель, ген.-майор авиации
(1943), Герой Сов. Союза (1937). С |9|8 в
Сов. Армии. Окончил Егорьевскую (1923),
Борисоглебскую и Серпуховскую лётные шко-
лы (|924). С 1927 лётчик-испытатель; со-
вершил рекордные полёты иа высоту с гру-
зом в 5, 10 и 12 т (1936). В 1937 совм. с
М. М. Громовым и С. А. Данилиным совер-
шил перелёт Москва — Сев. полюс — Сан-
Джасинто (США). В 1940—41 зам. нач.
ЛИИ. Участник Вел. Отечеств, войны. В
ходе войны был ком. авиаполка, ком. авиа-
корпуса, зам. команд, возд. армиями. С 1944
нач. управления истребит, авиации. Гл. уп-
равления боевой подготовки ВВС, с 1946
в запасе. Ю. присуждена медаль де Лево
(ФАИ). Деп. ВС СССР 1937—46. Награж-
дён 2 орденами Ленина, 5 орденами Крас-
ного Знамени, орденом Отечеств, войны 1-й
степ., орденом Красной Звезды, медалями.
«ЮНАЙТЕД ЭКС*
ПРЕСС» (United Ex-
press) — авиакомпа-
ния США. Осущест-
вляет перевозки на
местных авиалиниях
тихоокеанских райо-
нов США. Известна
также под назв. «Уэстэр коммьютер эр-
лайнс» (WestAir Commuter Airlines, West-
Air Holding). Осн. в 1972. После слияния
с авиакомпанией «Голден игл эрлайнс»
получила назв, «Уэстерн эрлайнс», совр.
назв. с 1986. В 1989 перевезла 2,4 млн.
пасс. Авиац. парк — 90 самолётов.
«ЮНАЙТЕД ЭР-
ЛАЙНС» (United Air- V"
lines) — авнакомпа- \
ния США, одна из 1
крупнейших в мире.
Осуществляет пере-
возки внутри страны
н в страны Зап. Ев-
ропы и Азии, а так-
же в Канаду, Мексику,
нию. Осн. в 1931, В кон. 80-х гг. в её состав
вошли неск. мелких авиакомпаний, а также

Австралию, Япо-
тихоокеанское отделение авиакомпании
«Пан Ам». В 1989 перевезла 54,8 мли. пасс.,
пассажирооборот 112,07 млрд, п.-км. Авнац-
парк — 429 самолётов.
ЮНКЕ PC (Junkers) Гуго (1859—1935) —
нем. авиаконструктор и промышленник.
Учился в высших техн, школах Берлина,
Карлсруэ и Ахена (до 1883), специализи-
руясь по теплотехнике. В 1888 был привле-
чён к работам по ПД, результатом к-рых в
1892 стал первый газовый ПД с парами
противодвижущнхея поршней в общих ци-
линдрах. Эти исследования были продолжены
в его лаборатории и на его первой двига-
телестроит- фирме (оси. в 1913), объеди-
нённой впоследствии с з-дом газовой ап-
паратуры в Дессау (пущен в 1895). В
1897—1912 — проф. Высш. техн, уч-ша
в Ахене. В 1909 занялся проблемами авиа-
ции и уже в 1910 получил патент на са-
молёт с толстым крылом, вмещающим дви-
гатели, грузы и экипаж. Позднее построил
аэродинамич. трубу (1913). В 1-ю мировую
войну под рук. Ю. созданы первый в мире
цельиометаллич. (с обшивкой из листового
железа) моноплан со свободнонесущим кры-
лом (рнс. в табл. V) и ряд боевых самолётов,
в т- ч. броинров. штурмовик-би план. Осно-
ванная в 1917 совм. с А. Фоккером само-
.лётосттюит- фирма в Дессау перешла к Ю.
в 1919. Здесь выпускались в осн. трансп.
самолёты, из к-рых наиболее известны:
Табл — Самолёты фирмы <Юнкере*
Основные данные	Бомбардировщики				Военно- транспортный самолёт Ju52/3mg7e	Тяжёлый истреби- тель Jn88 С-6
	Ju86 Е-1	Ju87 В-1	Ju88 А-4	JH188 А-1		
Первый полёт, год	1937	1938	1939	194]	1941	1940
Число и тип двигателей	2 ПЛ	1 ПД	2 ПД	2 ПД	3 ПД	2 ПД
Мощность двигателя, кВт	596	883	883	1320	610	1030
Длина самолёта, м	17.85	11,1	14 36	14,95	18,9	14 96
Высота самолёта, м .	5.05	4.01	4,8	4 9	6.1	4.8
Размах крыла, м ...	22,5	13 8	18,37	22	29,25	20,1
Площадь крыла, м2	82	31.9	54,5	56,6	110.5	54 5
Взлётная масса максимальная, т	8 2	4.33	12,12	14,53	Н	Н.8
Масса пустого самолёта, т Боевая (перевозимая) нагрузка,	5.2	2,76	8.62	9,92	6,72	—
Максимальная дальность полёта,	0.8	0.5	3	3	3,88	—
КМ .	. Максимальная скорость полёта,	1400	788	2730	2480	1320	3150
км/ч	. Потолок, м	360	387	472	530	286	550
	7500	8000	8235	10090	5900	9900
Экипаж, чел. Вооружение.	4	2	4	4	3	3
пушки пулемёты ....	.	.	—	—	—	2X20 мм	—	5x20 мм
	3X7.9 мм	3X7,9 мм	4X7,9 мм, 1X13 мм	2Х 13 мм	1X13 мм; 3X7.9 мм	3X7,9 мм
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим
677
низкоплан F 13 (1919, использовался на пер
вых сов авиалиниях, см рис в табл XIV),
G38 с четырьмя ПД иа 34 пассажира с
кабинами в фюзеляже и в крыле (1929, см
рис в табл XIV), Ju52/3m на 15 мест (1931),
широко применявшийся мн авиакомпания-
ми В 1933 Ю был отстранён властями от
руководства своими фирмами
«ЮНКЕРС» (Junkers)—сокращённое наз-
вание авиац фирм Германии, осн Г Юн-
керсом или образованных при последующих
реорганизациях Исходными являются фир
мы в г Дессау самолётостроит «Ю Фоккер»
(Junkers Fokker AG), оси в 1917 совм с
А Фоккером и переименованная в 1919
в «Ю флюгцойгверк» (Junkers Flugzeug
werk AG), и двнгателестроит «Ю мото
ренбау» (Junkers-Motorenbau GmbH, Jutno),
осн в 1923 В 1 ю мировую воину фирма
»Ю » поставила 210 боевых самолётов, после
войны выпускала в оси трансп самолёты,
нз к рых наибольшим успехом пользовались
F13 и Ju52/3m (выпущено 4835 с учётом
последующих воен вариантов) В 20-х гг
произ-во самолётов фирмы «Ю » было орга
низовано в СССР н Швеции В 1934 фирмы
«Ю » перешли под контроль гос ва и в 1936
были преобразованы в объединенную фирму
«Ю » (Junkers Flugzeug und Motorenwerke
AG), ставшую к 1944 крупнейшей авнац
фирмой Германии и выпускавшую большими
сериями авиадвигатели и воен самолёты,
широко применявшиеся во 2-й мировой вой
не, в т ч воен траисп самолёт и бомбар-
дировщик Ju86, пикирующий бомбардиров
щик Ju87 (построено св 5700, см рис в
табл XXI), бомбардировщик (и тяжёлый
истребитель) Ju88 (св 16 000, см рнс
в табл XXI) и многоцелевые самолеты
иа его основе Ju 188 и Ju388 В 1944 соз
дан опытный бомбардировщик Ju287 с че
тырьмя ТРД и крылом обратной стрело-
видности ТРД серии Jumo-004 (выпущено
св 5000) применялись также на реактив
ных самолётах др герм фирм Сохранивши
еся после 1945 пр тия «Ю » вошли в состав
фирмы « Мессершмитт-Бёльков-Блом» Оси
данные нек-рых самолётов фирмы привс
деиы в табл на стр 677 Ю ft Шилов
«Ю. ПИ. ЭС.» (UPS, United Parcel Ser-
vice Company) —- авиакомпания США Спе
проекта геликоптера и его конструктивное
осуществление» В 1925 организовал в ЦАГИ
группу для экспериментальных работ по
вертолётостроеиию и принимал участие в
проектировании первого отечеств вертолё
та ЦАГИ 1-ЭА В 1941 совм с И П Брату
ханым построил 2 винтовом вертолёт «Оме-
га» Гос пр СССР (1943, 1946) Награж-
дён 2 орденами Ленина, орденами Отечеств
войны 1 й степ Красной Звезды, медаля-
ми Портрет см на стр 677
(оч Избр труды т 1 -2 М 1961
Лит ( т в а же в а И В Буева М В
Ь Н Юрьев М 1980
«ЮТА» (UTA, Union
de Transports Ае-
riens) — авнакомпа
ния Франции Осу
ществляет перевоз-
ки в страны Европы,
Бл и Ср Востока, ти
хоокеаиского регио-
на, а также в США
и Японию Оси в 1963 В 1989 перевезла
0,9 млн пасс , пассажирооборот 5,61 млрд
п км Авиац парк— 13 самолётов
«Ю. ЭС. ЭР» (USAir)— авиакомпания США,
одна нз крупнейших
ет перевозки в Сев
Зап Европы Осн в
1937, до 1979 наз
«Эллегии эрлайнс»
С 1987 в ее состав
входит авиакомпа
ния «Пидмонт авиэ-
йшен» (Piedinont
Aviation, осн в США
в 1940) В 1989 пе-
ревезла 61,3 млн
54,56 млрд п -км
молёт
в мире Осуществля
Америке и в страны
пасс ,
Авиац
пассажирооборот
парк — 441 са
ЮЮКИН Михаил Анисимович (1911—39) —
сов лётчик, батальонный комиссар Окончил
Сталинградскую воен авиац школу (1936)
Служил в частях ВВС военкомом эскад-
ииализируется на перевозках почтовых
грузов и посылок
внутри страны, а так
же в Страны Зап Ев
ропы и Японию Осн
в 1929 просущест
вовала до 1931
возобновила свою
деятельность в 1953
В 1989 объем грузе
вых перевозок составил 2.09 млрд т км
Авнац парк — 356 грузовых самолётов
ЮРЬЕВ Борис Николаевич (1889—1957)_______
сов учёный в области аэродинамики и вер-
толётостроен ня, акад АН СССР (1943), геи -
лейтенант ииж техн службы (1944), засл
деятель науки и техники РСФСР (1940)
Ученик Н Е Жуковского Окончил МВТУ
(1919) Участвовал в орг ции ЦАГИ, ВВИА,
МАИ (преподавал в 1930—40) В 1944—50
пред Комиссии по истории техники АН
СССР, с 1950 зав лабораторией прикладной
аэродинамики в Ин те механики АН СССР
Осн труды в области эксперим аэроди-
намики, теории возд винта, теории и конст
руировання вертолётов, истории авиац тех
иики В 1911 опубликовал ставшую классич
схему одновинтового вертолёта с автоматом
перекоса несущего винта и рулевым винтом,
а в 1912 построил модель вертолёта в на-
туральную величину (рис в табл V) и по
лучил золотую медаль на 2 й Междуиар
выставке в Москве по воздухоплаванию
«За прекрасную теоретическую разработку
рильи, затем бомбар
дировочного ариа
полка 5 авг 1939
во время боёв в р не
р Халхии Гол его
бомбардировщик за-
горелся от разрыва
вражеского снаряда
После того как со-
рвать пламя сколь
жением не удалось
Ю направил свои са
молёт СБ иа япои
огневую точку Это
был первый в исто
рии авиации таран
наземной цели Награждён орденом Ленина
(посмертно) На родине Ю в с Гиилуши
Воронежской обл установлен бюст героя
Як — марка самолётов и вертолётов, со-
зданных под рук А С Яковлева До
дек 1940 употреблялись наименования АИР,
УТ, Я, «Самолёт №	» и др Первые
самолёты (АИР 1 —АИР 5) созданы Яков
левым в период 1927—31 по существу на
самодеят основе при финансовой и техи
Рнс 1 Эмблема самолётов марки Як
поддержке Осоавиахима АИР 6, -7, 8 раз
работаны в 1932—33, когда он руководил
группой лёгкой авиации на Моск авнац
з-де № 39 им В Р Менжинского, а в 1934
Яковлев возглавил самостоят ОКБ (см
Московский машиностроительный завод
«Скорость» им А С Яковлева) Само
лёты, созданные под рук его преемников,
сохранили марку Як (рис 1) Для ОКБ
характерна многоплановость тематики лёг
кие самолеты (с 1927) — спортивные н
уч тренировочные, пилотажные, многоце-
левые, боевые самолёты (с 1939)—истре-
бители, фронтовые бомбардировщики и др ,
пасс самолёты—поршневые (1939—47) и
реактивные (с 1966), вертолеты (1945—
60), десантные планёры (1948—49) Как
правило, одновременно разрабатывались
Проекты самолётов разл направления Оси
данные нек-рых серийных н ряда опытных
самолётов и вертолётов (этапных для
ОКБ) см в табл 1—4
Лёгкие самолеты (н нек рые примы-
кающие к ним ЛА большей массы) Дея-
тельность Яковлева в авиастроении началась
с создания двухместного спортивного са
молёта АИР 1 (рнс 2 и рис в табл XI)
Этот самолёт в беспосадочном перелете Се
вастополь — Москва 19 июля 1927 устанО’
вил первые в СССР мировые рекорды (не-
официальные), положив начало развитию
самолётною спорта в СССР, в частности
дальним перелётам лёгких самолётов
АИР 1—расчалочный одностоечный биплан
цельцодеревяиной конструкции с откры
тыми кабинами Построен в 1 экз Незиачн
тельно отличался от него АИР-2 «Пионер»
(первый полет в 1928) Все последующие
самолеты, кроме эксперим Як 12Б (1960),
строились по схеме моноплана, более отве
чающей возраставшим скоростям полёта По
типу АИР-1, ио без ниж крыла, строились
монопланы парасоли АИР 3 «Пионерская
Правда» (1929), АИР 4 (1930), а также
АИР-8 (1933) к рые выпускались в иеск эк-
земплярах и активно использовались в авиа
спорте и для пропаганды авиации Затем
ОКБ перешло на аэродинамически более вы-
годную схему низкоплана (с учётом дальней
шего роста скоростей)—АИР-9 (1934),
АИР-9бнс (1935) К двухместным спортив
ным самолётам можно отнести также АИР 7
(1932) с рекордной для СССР скоростью
полёта (332 км/ч в 1933) и АИР-12 (1936) —
рекордный по дальности Оба построены в 1
экз АИР 9бис послужил базой для создания
первых в СССР массовых уч тренировоч-
ных монопланов УТ 2 (рис 3 и рис в табл
XIII) Построено 7243 экз Прототипом УТ 2
стал АИР 10 (1935) смешанной (деревянно
металлич ) конструкции, успешно прошед-
ший гос испытания, но для облегчения
произ-ва переделанный в цельиодеревяиный
самолёт № 20, к-рый был принят в серийное
произ-во Отработанная в ОКБ схема двух-
местного низкоплана с расположением мест
чл экипажа по схеме тандем, начиная с
УТ-2, стала в СССР классической Т о,
последовательное, на протяжении 10 лет,
развитие двухместного спортивного самолё
та (как типа ЛА) привело к созданию уч са-
молёта В последующие годы УТ 2 совер-
шенствовался для удовлетворения возрас
тавших требований к подготовке лётчиков в
связи с прогрессом воен и гражд авиации
На его основе созданы крупносерийные
Як-18 (1946, см рис 4 и рис в табл XXIII)
с убирающимся шасси, закрытой кабиной,
возд винтом изменяемого шага и большим
678 «ЮНКЕРС»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл 1 — Спортивные и учебно-тренировочные самолеты Московского машиностроительного за
вода «Скорость*
Основные данные	Двухместные							Одноместные				
	АИР 1	АИР 7	УТ 2	АИР-12	Як-И	Як 18	Як 52	УТ 1	Як-32	Як-18ПМ	Як-50*	Як-55
Первый полет, год Начало серийного произвол	1927	1932	1935	1936	1945	1946	1974	1936	1961	1965	1972	1981
стват год	-	-—	1938	—	1946	1947	1978	1937	—	1965	1973		
Тип и марка двигателя	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	1 ПД	1 ТРД	1 ПД	1 ПД	1 пд
	«Циррус»	М 22	М 1]	м и	ALU 21	М 11ФР	М-14П	М ПЕ	РУ 19	АИ 14ФР	М 14П	М 14П
Мощность двигателя, кВт	47,8	353	80,9	80,9	515	118	265	118			22]	265	265
Тяга двигателя, кН	—	-	-	—	—	—					8,83			
Длина самолёта, м	6,99	7,8	7	7,17	85	8 03	7 68	5 78	10,13	8,23	7,68	7,48
Высота самолёта, м	2.65	3 1	3	2,25	3,28	3,07	2 7	1.98	3,5	3,35	2 13	2,2
Размах крыла, м	8,85	11	10,2	И	9,4	10,6	9,5	7,3	9.4	106	9,5	8,2
Площадь крыла, mj	18,9	19,4	17 2	15,6	15,4	17	15	8,3	14,3	17	15	14.3
Взлетная масса, т	0 55	1,4	0,856	1,204	2,303	1,08	1.29	0,59	1,93	1,1	0.9	0,84
Масса пустого самолета т Максимальная дальность по	0.335	1	0,616	0,558	1,743	0.765	1	0,43	1,434	0 944	0 765	0,705
лета км Максимальная скорость поле	500	1300	500	3000	930	1095	500	670	850	400	500	750
та, км/ч	150	332	230	235	490	245	285	257	663	320	320	305
Допустимые перегрузки	-	—	—	—	—	—	—	+7	+ 8. -4	-T9 —6	+9,	6	±9
* Второй самолёт с таким обозначением, был также истребитель Як-50 (см табл 2)
Табл 2—Боевые самолёты Московского машиностроительного завода «Скорость»
Основные данные	ББ-22 (Як-4)	Як 1	Як-7Б	Як 9	Як 9У	Як 3	Як 3	Як 15	Як 23	Як 50	Як-25
Первый полет, год Начало серийного производства,	1939	1940	1942	1942	1943	1943	1944	1946	1947	1949	1952
ГОД	1940	1940	1942	1942	1944	1944		1946	1949		]Q54
Число, тип н марка двигателей	2 ПД	1 ИД	1 пд	J пд	1 пд	1 пд	I пд	1 ТРД	1 ТРД	1 ТРД	2 ТРД
Мощность двигателя, кВт	М 105	М-Ю5ПА	М 105ПФ	ВК 105ПФ	ВК Ю7А	ВК 105ПФ2	ВК I07A	РД-10	РД 500	ВК 1	
	809	809	890	890	1210	949	1210				
Тяга двигателя, кН	—	—	—	—	—Г			8.83	15,6	26,5	19 6
Длина самолёта, м	10,18	8,48	8.48	8 48	8,48	8,48	8,48	8,7	8,13	11 2	15,66
Размах крыла, м	14	10	10	9,74	9,74	9 2	92	9,2	8 7	8	11
Площадь крыла, и2	29,4	17,15	17,15	17,15	17,15	14,85	14,85	14,85	13,5	16	28,9
Взлетная масса, т	5,845	2,917	3,03	2,875	3,15	2,66	2,984	2,634	2,9	4,1	9,22
Масса пустого самолёта, т Максимальная Дальность поле	4,25	2,316	2 396	2 282	2,477	2,105	2,346	1,918	1 99	3,085	6.21
та, км Максимальная скорость полета,	960	850	820	1000	870	900	1060	510	1300	1100	3000
км/ч	574	580	593	598	700*	660	720	805	932	1170	1090
Практический потолок, км Время набора высоты 5000 м,	10	10	99	10,4	11,9	10,8	11,8	13.35	15	16,6	13,9
мин	5,45	6	5,8	4 9	4.1*	4,1	3,9 1	4 8	2,3 1	1 5	2,3
Экипаж, чел	2	1	1	1	1	1		1		1	2
* У опытного самолета
комплектом приборного оборудования, Як-
18У (1951), Як-18А (1956, см рнс 5). По-
строено 6630 экз На самолётах семейства
УТ-2— Як-18 на протяжении более 25 лет
проходил обучение лётный состав ВВС, ГВФ
и ДОСААФ. По той же схеме создан Як-52
(1974), широко применяемый в аэроклубах.
До кон 1990 построено св 1600 экз.
Массовый тренировочный самолёт Як-II
(1945, см. рис 6) был создан иа базе ист-
ребителя Як-3. Построено 3859 экз К само-
лётам указанного назначения примыкают
двухдвигательные уч,-тренировочные бом-
бардировщики УТ-3 (1938) и Як-200 (1953),
а также первый в СССР реактивный уч,-
треннровочный самолёт Як-30 (1960, см.
рис 7 и рнс. в табл, XXVII) - Построено соот-
ветственно 12, 2 и 3 экз. На основе двухмест-
ных уч -тренировочных самолетов или неза-
висимо от них создаются с 1936 одноместные
спортивно-пилотажные самолёты, отлича-
ющиеся уменьшенной массой, увелич проч-
ностью, допускающей высокие перегрузки
в прямом и обратном пилотаже, и соот-
ветственно повышенной энерговооружён-
ностью и высокими пилотажными хар ками
Начало этому положил АИР-14 (в серии
УТ-1, построено 1241 экз , см рис, 8) Выс-
тупая с 1960 на самолётах Як-18П, Як-18ПМ
(рис 9), Як-18ПС, Як-50 (рнс 10) и Як-55
(рис 11), сов лётчики занимали призовые
места иа чемпионатах мира и Европы
но высшему пилотажу Построено соответ-
ственно 125, 31, 3, 301 и 112 экз, К этой
Табл 3 — Вертолёты Московского машиностроительного завода
«Скорость*
Основные данные	Экстгеримен тальный	Як 100	Як 24	Як 24У
Первый полет, год	1947	1948	1952	1958
Начало серийного производства, год	—	—	1956	—
Число, тип и марка двигателей	1 пд	1 ПД	2 ПД	2 ПД
	М-ПФР 1	АИ 26ГРФЛ	АШ 82В	АШ 82В
Мощность двигателя, кВт	103	423	1250	1250
Диаметр несущего винта, м	10	14,5	20	21
Число лопастей	2+2	3	4+4	4+4
Длина фюзеляжа, м	6,53	17,55	22,4	21,3
Взлётная масса, т	1.02	2,09	14 27	15 83
Масса пустого вертолёта, т	0,878	1,69	10 607	И
Статический потолок, км	0,25	2.72	2	1,5
Динамический потолок, км	2,7	5,25	4,2	27
Дальность полета, км	235	325	265	255
Скорость полета, км/ч	150	170	175	175
Габаритные размеры грузовой кабины				
м				
длина	—	—	9 45	9,45
высота	—	—	1,91	1,91
ширина	—	—	1,91	2.31
Экипаж, чел	2	1	3	3
Число десантников (пассажиров!	—	2	20	40
группе относятся выпущенные в одном илн
неск экз самолёты № 18 и 21 (1937), Як-5
(1944), реактивный Як-32 (1961), Як 53
(1981) Третью группу лёгких самолётов Як
составляют четырёхместные многоцелевые
самолёты. Применявшиеся в качестве связ-
ных, пасс., санитарных, с -х , лесопатруль-
иых, спортивных, учебных н т д Это под-
косные высокопланы с неубнрающнмся шас-
си и каркасом нз сварных труб" АИР-5
(1931). АИР-6 (1932. см рнс. 12), Як-10
(1945), массовый Як-12 (1947, см. рис в
табл XXIV) и ряд его вариантов, вклю-
чая Як-12А (1957, см рис, |3), низкопланы
679
Q|t
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками”
Як-13 (1945) и Як-18Т (1967, см рнс 14),
применявшийся в качестве учебного для
подготовки экипажей пасс самолётов в
уч-щах МГА СССР (построено 537 экз ) К
этой группе примыкают низкопланы: трёх-
местный АИР-11 (1936) н пятиместный
АИР-16 (1937), предназначенные в оси.
для перевозки пассажиров В 1932— 50
на большинстве лёгких самолётов ОКБ
использовались разл модификации двига-
телей Л1-11, АЯ-14, М-14. Лёгкие самолё-
ты ОКБ отмечены наградами ФАИ —
дипломом Тиссандье, Золотой медалью и
почётным дипломом.
Боевые самолёты Первый из них —
двухдвигательный № 22 (1939). В нём бы-
ла воплощена идея максимально достижи-
мого в то время аэродинамич. совершен-
ства, что в сочетании с малой массой и вы-
сокой энерговооружённостью позволило по-
лучить рекордную для СССР скорость по-
лёта 567 км/ч (в 1940 — 574 км/ч). Пре-
имущество в скорости должно было защи-
щать самолёт от истребителей противни-
ка в большей мере, нежели вооруженне.
Были созданы варианты разведчика (Р-12),
ближнего бомбардировщика (ББ-22) с дву-
мя пулемётами ШКАС, истребителя сопро-
вождения (И-29) с двумя пушками ШВАК- В
серин строились трёхместные бомбардиров-
щики под обозначением Як-2 с ПД М-103
и Як-4 (рис. 15 и рнс. в табл ХуП) с 2ПД
М-Ю5 (построено 600 экз ) В мае 1939
ОКБ включилось в конкурсное проектиро-
вание истребителей и в янв. 1940 выпусти-
ло самолёт И-26 (в серин Як 1, см рис 16
и рис. в табл. XVII) Вооружённый пуш-
кой ШВАК и двумя пулемётами ШКАС, Як-1
отличался оптим. сочетанием скорости, огня
и манёвра, простотой пилотирования, техно-
логичной и лёгкой конструкцией из недефи-
цитиых материалов (стальные трубы, полот-
но, фанера, дерево, минимум дуралюмина)
Як-1 был принят в массовое произ-во иа
неск. з-дах в сер 1940, ещё до окончания
испытаний. Построено 8721 экз. Его раз-
витием явились Як-7 (1940, см. рис. в табл.
XV111), Як-9 (1942, см. рис 17 и рис в табл
XV11I), Як-3 (1943, см рис. 18 и рис. в
табл XV111) и св 30 их серийных вариан
тов и модификаций. Всего построено 28 016
Табл 4 — Многоцелевые и пассажирские самолёты Московского машиностроительного завода
«Скорость»
Основные данные	Многоцелевые			Пассажирские			
	АИР 6	Як I2A	Як 181	№ 19	Я к-40	Як-40	Як-42
Первый полёт, год	1932	1957	1967	1939	1966	1973	1975
Начало серийного производства, год	1934	1958	1973	2 ПД	1967	1973	1977
Число, тип и марки двигателей	1 ПД	1 ПД	1 ПД		3 ТРДД	3 ТРДД	3 ТРДД
	М 11	АИ-14Р	М-14П	МВ-6	АИ 25	АИ 25	Д 36
Мощность двигателя, кВт	80,9	191	265	177	—	—	—
Тяга двигателя, кН	—	—	—	-—	14,7	14.7	63,7
Длина самолета, м	7,9	9	8,35	|0,02	20,19	20 36	36,38
Высота самолёта, м	3	3 85	3,24	4,44	6,5	6.5	9,83
Размах крыла, м	12,1	] 2.6	11.16	15	25	25	34,88
Площадь крыла. №	19.8	22,6	18,8	33.4	70	70	150
Взлётная масса, т	0,993	1.6	1 62	2,95	13.15	16,1	53,5
Масса пустого самолёта, т	0.595	1,07	1.212	2 134	9,1	9,685	30,99
Масса коммерческой нагрузки, т Дальность полета с максимальной коммер-	0,17	0,327	0,225	0,43	2.28	2 72	14,5
ческой нагрузкой, км*	715	300	600	783	600	1500	1000
Крейсерская скорость полёта, км/ч	140	150	250	225	550	550	810
Максимальная скорость полета км/ч	170	210	300	—	—	——	—-
Экипаж чел	1	1	1	1	2	2	2
Число пассажиров	2	3	3	5	24	32	120
* Для поршневых самолётов — техническая дальность, для реактивных — с резервом топлива
680 Як
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?.'
экз Наряду с вариантами фронтового ист-
ребителя в серин строились истребители
сопровождения с дальностью полёта до 2200
км. истребители с пушками калибра 37 мм и
45 мм. истребители бомбардировщики с
внутр подвеской до 400 кг бомб, высотные
перехватчики ПВО с потолком до 13 тыс м,
разведчики с фотооборудованием, двухмест
ные уч -тренировочные истребители Прохо-
дили испытания опытные истребители вы-
сотный И-28 со скоростью 665 км/ч и по
толком 12 000 м (1940), трехпушечный И 30
(1941), Як 7 с двумя дополнит ПВРД (1944),
Як-3 с дополнит ЖРД, показавший ско-
рость 782 км/ч (1944), и др Все они имели
ПД М 105 или ВК 107 в разл модифнка
циях Истребители Як имели отработанную
на спортивных самолётах АИР конструк-
цию каркас фюзеляжа из стальных труб,
деревянные (позже из дуралюмина) лонже
роны, полотняную и фанерную (позже нз
дуралюмина) обшивку крыла В условиях
воен времени в ОКБ был выбран путь раз
вития конструкции самолётов посредством
систематич внесения сравнительно неболь
ших изменении от серин к серии без ущерба
для количеств выпуска Улучшалась аэро
динамика планёра н увеличивалась мощ
ность двигателя, что обеспечило рост ско-
рости серийных машин с 580 до 720 км/ч,
усиливалось вооружение по калибру и чис
лу огневых точек, по мере снижения дефи-
цитности дуралюмина возрастала доля его
применения, что позволяло снижать массу
конструкции самолёта Так. Як-3 при массе
2660 кг был самым легким и манёврен
ным истребителем 2-Й мировой войны В
ходе войны выявились преимущества истре-
бителей Як перед самолётами, у к-рых преоб
ладало к л одно качество (напр , скорость
или мощность вооружения), и истребители
Як строились в наибольших кол-вах —
682 Як
36 737 самолётов (ок 60% выпуска всех
сов истребителей в годы войны) На экспе
рнм Як 3 с ПД ВК-108 в дек 1944 была
достигнута наибольшая скорость для сов
самолётов с ПД — 745 км/ч В дек 1945
на базе серийного самолёта Як-3 был пост
роен реактивный истребитель Як 15 (рнс
19 и рис в табл XXIII). отличавшийся в осн
установкой ТРД в носовой части фюзеля
жа с выхлопом под фюзеляж («реданиая
схема») Лётные испытания начались 24 апр
1946 в один день с истребителем МиГ 9
Это были первые сов самолёты с ТРД, по-
ложившие начало переходу сов авиации с
поршневой техники на реактивную Сохра
нение без изменений или с небольшими из
менениямн значит части конструкции Як-3,
его кабины и пилотажных хар к облегчило
и ускорило освоение Як 15 в серийном
произ ве и в эксплуатации Як-15 стал пер
вым реактивным самолетом, поступившим на
вооружение отечеств авиации Развитием
Як 15 явились серийные реактивные истре-
бители Як-17 (1946) и Як 23 (1947), на-
ходившийся также на вооружении ряда
стран, первый в СССР серийный реактив
ный уч -треинровочный самолет Як 17УТИ
(1947) Из опытных реактивных истребите
лей первого поколения можно выделить Як-19
(1947), на к ром была применена форсажная
камера конструкции ОКБ и ЦИАМ, и Як 50
(1949) с ТРД ВК-1, имевший наибольшую
в то время скорость среди сов самолётов —
1170 км/ч (1950) След этап в деятель-
ности ОКБ — создаиие первого в СССР
всепогодного перехватчика Як-25 (1952, см
рис 20 и рис в табл XXV). поступившего
в серийное произ во Размещение двух ТРД
АА4-5 под крылом позволило освободить
место для установки радиолокатора в но
совой части фюзеляжа и обеспечить увели
ченне запаса топлива Самолёт обладал ре-
кордной для реактивных истребителей того
времени продолжительностью полёта и мог
длит время барражировать при любых
погодных условиях, а также ночью По двух
двигательной схеме с крыльевой установ-
кой ТРД были созданы серийные реактив
ные самолёты-разведчики Як-27	(1956),
высотные самолёты Як-25РВ (1959). устано-
вившие четыре мировых рекорда, семейство
сверхзвук боевых самолётов Як-28 (1958, см
рис в табл XXVI), включавшее первый
сов сверхзвук фронтовой бомбардиров
шик, разведчики с большой дальностью
обнаружения целей, перехватчики Все мо-
дификации Як 28 имели одинаковые размах
(11.64 м) и площадь (35 25 мг) крыла,
длина несколько менялась и составляла ок
20,5 м На самолетах устанавливались по
два двигателя Р11АФ-300 Бомбардировщик
Як-28Л (1960) с двигателями Р11АФ2-300
имел норм взлётную массу 15 545 кг (пе-
регрузочная 17 465 кг), макс скорость
1945 км/ч, практич потолок 16 250 м,
практич дальность 2420 км Вооружение —
спаренная пушка ГЦ! 23Я
С 60-х гг ОКБ начало заниматься
созданием самолетов вертик (вертик н
короткого) взлёта и посадки — СВВП
(СВ/КВП) Первым отечеств СВВП стал
эксперим самолёт Як-36 (1963. см рнс
в табл XXVIi I) с двумя подъёмно марше-
выми ТРД с поворотными соплами и допол-
нит системой газодинамического управ-
ления для вертик и переходных ре
жимов полёта Изучение на Як-36 слож-
ных явлении обтекания СВВП вблизи
земли, взаимодействия аэродинамич и га-
зодинамич систем управления, поворота
вектора тягн и др дало возможность
создать первый в мире палубный СВ/КВП
Як-38 (1970, см рис 21) с околозвук
скоростью полёта Самолёт поступил в
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 21. Самолёт вертикального взлёта и лосадкн
Як-38.
серийное пронз-во и на вооружение авиа-
несущих кораблей типа «Киев». Комбинир.
силовая установка Як-38, состоящая из
одного подъёмно-маршевого двигателя
и двух подъёмных двигателей, оказалась
подходящей и дли сверхзвук, скоростей
полёта без принципиальных изменений
аэродинамич. схемы самолёта, к-рая и
использована при создании первого в
мире сверхзвук СВ/КВП Як-141 (1987). По
аналогии с Як-38 на Як-141 использованы
подъёмно-маршевый двигатель РД-79 с тя-
гой 153 кН (для обеспечения сверхзвук,
скоростей полёта на самолёте впервые
в мировой практике применено поворотное
сопло с форсажной камерой) и два подъём-
ных двигателя РД-41 с тягой по 40,2 кН.
Самолёт (дл. 18,3 м, размах крыла 10,1 м)
прн макс, взлётной массе 15,8 т (вертик.
взлёт) иля (9,5 т (короткий взлёт) имеет
макс, скорость до 1800 км/ч, дальность
полёта 2100 км, потолок 15 тыс. м. С 1980
в ОКБ создаются и передаются в серийное
произ-во беспилотные ЛА с порш, двигателя-
ми и толкающими винтами дли разведки и
наблюдений с передачей видео- и др. инфор-
мации в реальном времени.
Десантные планёры н вертолё-
ты В 1948 в ОКБ был создан планёр Як-14,
строившийся серийно. Он мог буксироваться
самолётом Ил-12 и предназначался для де-
сантирования личного состава (до 25 чел.)
и тяжёлой боевой техники общей массой
до 3200 кг при собств. массе 3000 кг. Гру-
зовая кабина имела дл. 8 м, шир. и выс.
2,4 м, Эксперим. вертолёт Як (рис. 22 н рнс.
в табл. ХХШ) с ПД М-11ФР-1, проходивший
испытания в 1947, был первой работой ОКБ
в области вертолётостроения, положившей
начало освоению в СССР соосной схемы.
Следующий вертолёт — Як-100 (1948, см.
рис. 23) с ПД АД-26ГРФЛ имел одновин-
товую схему (с рулевым винтом). Як-100 ус-
пешно прошёл испытания и был рекомен-
дован в произ-во, но серийно не строился
(в серию был запущен Созданный несколько
ранее вертолёт Ми-1 ОКБ М. Л. Миля).
В серии выпускался вертолёт Як-24 «Лета-
ющий вагон» (рнс. 24 и рис. в табл. XXV) с
двумя ПД АД/ 82В -- крупнейший в мире в
1952—57; на нём были установлены два ми-
ровых рекорда грузоподъёмности. Это был
первый в СССР вертолёт двухвинтовой
продольной схемы, позволявшей осуществить
«вагонную» компоновку грузового отсека,
весьма удобную для размещения разл. гру-
зов. В 1959 Як-24 положил начало приме-
нению вертолётов в стр-ве в качестве лета-
ющих кранов (восстановление Екатеринин-
ского дворца в г Пушкине, прокладка газо-
провода). В процессе создания и доводки
Як-24 был решён ряд сложных проблем,
свойственных как вертолётам вообще, так и
продольной схеме в особенности (в первую
очередь — снижение вибраций). В своих
модификациях Як-24 был доведён до зна-
чит. совершенства. Впервые в СССР в
1958 в систему управления вертолётом было
включено устройство автоматич. стабилиза-
ции по трём осям, значительно упростив-
шее управление. В 1959 установили авто-
пилот, разработанный по оригин. схеме в
ОКБ, и систему автотриммирования.
Пассажирские самолёты. Перево-
зить двух-трёх пассажиров в закрытой
кабине могли рассмотренные ранее много-
целевые самолёты, начиная с АИР-5- Но
первым специализированным пасс, самолё-
том ОКБ с достаточно высоким для своего
времени уровнем комфорта стал шестнмест-
ный двухдвигательный самолёт № 19 (Я-19),
выдержавший гос, испытания в НИИ ГВФ в
1939 и рекомендованный в произ-во; однако
в серии он ие строился в условиях предвоен,
времени. Самолёт был создан на базе уч.-тре-
нировочного бомбардировщика УТ-3 и ин-
тересен как одни из первых примеров удач-
ного использования для создания пасс,
самолёта освоенной в серии конструкции
воен, машины. Аналогичным образом серий-
ный четырёхместный штабной самолёт Як 6
(1942) послужил основой для создания Як 8
(1944) на 6 пассажиров; оба самолета —
с ПД M il. В 1947 успешно прошёл гос.
испытания Як-16 с ПД АШ-21, вмещавший
10 пассажиров. Все эти самолёты предназ-
начались для сравнительно коротких возд.
линий и имели классическую для пасс,
самолётов схему низкоплана с крыльевой
установкой двух двигателей. Для них харак-
терна предельно лёгкая, простая н удобная
в обслуживайни конструкция. Эти особен-
ности конструкции сохранил и Я к-40 (1966,
см. рис. 25 и рис. в табл. XXVIII)— первый
реактивный пасс, самолёт ОКБ, принёсший
Як 683
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
на местные линии комфорт н скорость реак-
тивных лайнеров Он эксплуатируется с <968,
в 1966 — 80 построено св 1000 экз , из к-рых
122 экспортированы в 18 зарубежных стран
Як-40 отличается высокой надёжностью и
энерговооруженностью благодаря трём
ТРДД АИ 25 расположенным в хвосто
вой части фюзеляжа, особенно пригоден для
трудных условий эксплуатации, напр с тро
пических, высокогорных н грунтовых аэ
родромов Высокая автономность эксплуа
тации с небольших и малооборудов пло
щадок обеспечивается малой длиной раз
бега и пробега, наличием вспомогат си
ловой установки, собств трапа, конструк-
цией шасси и др В процессе произ-ва уда
лось увеличить число пасс мест с 24 до
32 н дальность с 600 до 1500 км, а также
выпустить конвертируемый вариант с гру-
зовым люком, легко переоборудуемый из
пассажирского в грузовой Як-40 — первый
сов самолёт, сертифицированный по нор
мам летной годности США (FAR 25) и за-
купившийся Италией, ФРГ 120-местный
Як 42 (1975, см рис 26 и рис в табл XXIX)
с тремя ТРДД Д-36 создан по той же схеме
и предназначен для ближнемагистральных и
местных линий На нём впервые в СССР при
менеиы высокоэкономичиые ТРДД с большой
степенью двухконтурности Як 42 может эк-
сплуатироваться с ВПП дл 1800 м
С начала крупносерийного выпуска само-
лётов Як в 1934 они непрерывно находятся
в произ ве и эксплуатации Всего построено
ок 70 тыс самолётов— более 100 серийных
типов и модификаций
Лит Яковлев А С Советские самолеты
4 изд М, 1982 Шавров В Б История кои
струкций самолетов в СССР до 1938 г 3 изд,
М 1985, его же История конструкций гамоле
тов в СССР 1938- 1950 гг 2 изд, М 1988
К) В Засыпкин
ЯКИМОВ Алексей Петрович (р 1914) —
сов лётчик испытатель, полковник, засл
лётчик-испытатель СССР (i960). Герой Сов
Союза (1966) Окончил Оренбургское воен
авнац уч ще (1937) Работал в ЛИИ и
ОКБ А Н Туполева Проводил испытания
опытных самолётов, в т ч Ла-5, Ту 4, Ту 114
Испытывал системы заправки топливом в
полёте Выполнял высотные полёты на са-
молётах с ПД с турбокомпрессором На-
граждён 2 орденами Ленина, орденом Крас
ного Знамени, орденами Отечеств воины
1 й и 2-й степ , 5 орденами Красной Звез-
ды, медалями
ЯКОВЛЕВ Александр Сергеевич (1906—
89)— сов авиаконструктор, акад АН СССР
(1976, чл -корр 1943), ген полковник авиа
ции (1946), дважды Герой Соц Труда (1940,
1957) В 20 е гг Я — один из зачинате-
лей сов авиамоделизма, планеризма и спор
тивной авиации, в 1924 построил планёр
АВФ-10, отмеченный на всесоюзных сорев-
нованиях, в 1927 — лё! кий самолёт АИР-1
С 1924 моторист, с 1927 слушатель Воен -
возд академии РККА им проф Н Е Жуков
скоро (ныне ВВИА), одновременно конструи-
ровал лёгкие самолёты По окончании ака
демин (1931) инженер на авнац з де, где
в 1932 сформировал КБ лёгкой авиации
С 1935 гл , в 1956—84 ген конструктор, в
1940 -46 одновременно зам наркома авнац
пром-сти Под рук Я созданы мн шире
ко известные самолёты, в т ч массовые
уч самолёты УТ-2 и УТ I, бомбардировщик
Як 4, истребители Як-i, Як 7, Я« 9, Як 3,
к-рые составили ок 60% (св 36 тыс экз) по
строенных в годы Вел Отечеств войны ис
требителей и были в числе лучших само-
летов своего класса Они отличались оптим
сочетанием скорости, вооружения и манёв
ренности и сыграли большую роль в разгроме
нем фаш авиации Я — одни из первых соз-
дателей реактивной авиации В числе кон-
струкций, созданных Я , реактивные истре-
бители Як-15 (один из первых в СССР), Як-
17, Як 23, Як 25 (первый всепогодный пере-
хватчик), Як 28 (первый сов сверхзвук
фронтовой бомбардировщик), первый сов
самолёт вертик взлёта н посадки Як 36 и
его боевой палубный вариант Як-38, десант
ный планёр Як-14, двухвинтовой вертолёт
продольной схемы Як 24, уч самолёты Як-11,
Як-18, Як 18Т и Як 52, многоцелевой са-
молёт Як 12, спортивные самолёты Як-18П,
Як-18ПМ, Як-50, Як-55 (на к-рых сов лёт
чнкн побеждали на чемпионатах мира и Евро-
пы по высшему пилотажу), реактивные пасс
самолёты Як 40 и Як 42 Под рук Я созда-
но более 100 серийных типов и моднфи
каций самолётов, построенных в кол ве ок
70 тыс экз Я создал свою школу в само-
лётостроении, для к-рон характерна вы-
сокая культура проектирования, стремление
к простоте конструктивного решения и ши
рота творч диапазона — самолёты боевые,
пасс, лёгкие многоцелевые н уч -спортив-
ные На самолётах Я установлено 74 ми
ровых рекорда Деп ВС СССР в 1946—89
Ленинская пр (1972), Гос пр СССР (1941,
1942, 1943, 1946. 1947, 1948. 1977) Я при-
суждена Золотая авнац медаль ФАИ На-
граждён 10 орденами Ленина, орденом
Октябрьской Революции, 2 орденами Крас
ного Знамени, орденами Суворова Ьй и
2 й степ , 2 орденами Отечеств войны 1-й
степ , орденами Трудового Красного Знаме
ин, Красной Звезды, медалями, франц ор
денами Почётного легиона н Офицер-
ского креста Имя Я ноент Московский
машиностроительный завод «Скорость*
Бронзовый бюст Я установлен в Москве
См ст Як
684 ЯКИМОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Соч: Рассказы авиаконструктора. 4 изд., М_,
1974; Записки конструктора, М.. 1979; Советские
самолеты. 4 изд. М. 1982. Цель жизни. 5 изд.,
М . 1987.
Я Н ГЕЛЬ Михаил Кузьмич (191! —7])— сов.
учёный н конструктор в области авнац. и ра-
кетно-космич. техники, акад. АН СССР
(1966), дважды Герой Соц. Труда (1959.
1961). Окончил МАИ (1937). Работал в ОКБ
Н. Н. Поликарпова; принимал участие в
разработке истребителей И-16, И-17. двух-
моторного истребителя сопровождения и др.
самолётов. С 1944 работал в ОКБ А. И. Ми-
кояна И В. М. Мясищева. В 1952—54 дирек-
тор НИИ. С 1954 гл. конструктор КБ. Деп.
ВС СССР с 1966. Ленинская пр. (i960), Гос.
пр. СССР (1967). Награждён 4 орденами
Ленина, орденом Октябрьской Революции,
медалями Бронзовый бюст установлен в
Усть-Илимске (Иркутская обл.). В Ннжне-
илнмске сооружён памятник Я., его имя но-
сит Харьковский ин-т радиоэлектроники.
Именем Я- назван кратер на Луне, пнк на
Памире.
Лит. Стражева И. В.. Тюльпаны с космо-
дрома, М . 1978.
ЯНЕНКО Николай Николаевич (1921—84) —
сов. учёный в области математики и механи-
ки, акад. АН СССР (1970; чл.-корр. с 1966),
Герой Соц. Труда (1981). Окончил Томс-
кий гос. ун-т (1942). Участник Вел. Оте-
честв. войны. В 1948—53 в Геогр- ии-те
АН СССР, с 1963 зав. лабораторией Вы-
числит. центра Сибирского отделения АН
СССР, одновременно с 1964 зав. кафедрой
Новосибирского ун-та. В 1976—84 директор
Ин-та теоретич. и прикладной механики Си-
бирского отделения АН СССР. Автор фун-
дам. работ по вычислит, математике, газо-
вой динамике, диф. геометрии. Разработан-
ный им метод дробных шагов решения мно-
гомерных задач матем. физики нашёл мно-
гочисл. применения в аэродинамич. рас-
чётах. Гос. пр. СССР (1953, 1972, 1985, по-
смертно). Награждён орденами Ленина,
А П. Якимов
А С Яковлев.
М К. Янгель.
Октябрьской Революции. 3 орденами Тру-
дового Красного Знамени, орденом Крас-
ной Звезды.
Соч.: Метод дробных шагов решения много-
мерных задач математической физики. Новоси-
бирск. 1967. Рождественский Б Л.Янеи
ко Н Н . Системы квазилинейных уравнений и их
приложение к газовой динамике, 2 изд . М., 1976
Лит..- Н.Н. Яиенко Очерки, статьи, воспоми-
нания. сост- Н. Н. Бородина. Новосибирск, 1988.
ЯРЦЕВ Сергей Александрович (1906—
81)-- сов. конструктор авнац. автоматич.
оружия. Работая в КБ (с 1926). окончил ме-
хаиич- техникум (1931). В начале 40-х гг-
совместно с А. А. Волковым разрабо-
тал авиац. пушку ВЯ. Гос. пр. СССР (1942).
Награждён орденами Ленина, Отечеств,
войны 1-й и 2-й степ., медалями.
ЯЦЕНКО Владимир Панфилович (1892—
1964)— сов авиаконструктор, лётчик. Участ-
ник Гражд. войны. Окончил Курское импе-
раторское реальное уч-ще (1915). МАИ
(1932). Конструктор самолётов на пр-тиях
В. В. Слюсаренко. А. А. Пороховщикова и
Ю. А. Меллера. В 20—30-е гг. работал в кон-
структорских коллективах Н. Н. Поликар-
пова н С А. Кочеригина на моек, авиац.
з-дах № 1. 25. 39. В 1937 возглавил КБ на
С. А Ярчев
Н Н. Я не и ко.
В. II Яценко.
авиац. з-де № 81 в Тушине, где строились
его истребитель И-28 и ранее разработан-
ный совм. с Кочеригиным двухместный
истребитель ДИ-6. В 1941—48 работал на
серийных з-дах № I (эвакуиров. в Куй-
бышев) и № 30 (в Москве), строивших
самолёты МиГ-3, Ил-2, Ил-10. МиГ-9,
МиГ-15. Ил-12. Ил-14, Ил-28. С 1949 зам
А. И. Микояна, а с 1953 зам. С. В Илью-
шина. Лауреат Гос. премии СССР (1950).
Награждён орденом Ленина.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРИЛОЖЕНИЯ
Приложение 1
К ИСТОРИИ ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ И АВИАЦИИ
(хроника событий и фактов)
1475
Леонардо де Винчи дал эскизы и описание геликоптера, пара-
шюта и орнитоптера.
1670
Опубликован труд Ф. Лана, содержащий проект возд. судна на
аэростатич. принципе — с шарообразными ёмкостями, из к-рых
откачан воздух (Италия).
1687
В «Математических началах натуральной философии» И. Ньютон
подробно исследовал проблему сопротивления движению тел в
жидкости и, в частности, установил пропорциональность сопро-
тивления квадрату скорости.
1738
В работе Д. Бернулли «Гидродинамика» с единых позиций изло-
жены основы гидродинамики и, в частности, доказана теорема,
известная теперь как ур-ние (интеграл) Бернулли.
1740
Б. Робинс (Великобритания) создал первую эксперим. установку
для изучения движения (в т. ч. определения сопротивления)
арт. снарядов — баллистич. маятник.
1744
Ж. Л. Д'Аламбер в «Трактате о равновесии и движении жид-
кости, предназначенном продолжить трактат о динамике» вывел
равенство нулю сопротивления тела при движении его в идеаль-
ной жидкости — парадокс Д'Аламбера—Эйлера (последнему при-
надлежит матем. объяснение этого парадокса).
1754
1 2(1)* июля—М. В. Ломоносов демонстрировал в Академии
наук «аэродромическую машину» — модель вертолёта с двумя
противоположно вращающимися винтами.
1755
В работе Л. Эйлера «Общие принципы движения жидкости»
дан вывод ур-ний динамики идеальной жидкости (в аэро- и гид-
родинамике известны как ур-ния Эйлера).
1783
21 ноября—Первый свободный полёт людей (Ж. ф. Пилатр
де Розье и Ф. д'Арланд) на тепловом аэростате братьев Мон-
гольфье.
1 декабря —Ж. А. С. Шарль и М Робер совершили полет на
водородном аэростате.
5 декабря (2 4 ноября) — Первый в России (С.-Петербург)
публичный пуск небольшого (диам. 40 см) теплового аэростата.
Декабрь — Первый спуск человека на парашюте — франц,
физик Л. С. Ленорман — с башни обсерватории.
1784
28 апреля—Модель вертолёта Б. Лонуа и Ж. Бьенвеню взле-
тела под купол зала Франц, академии.
1781
7 января —Перелёт франц, механика Ж. П. Бланшара и амер,
учёного Дж. Джефриса на аэростате через пролив Ла-Манш.
1788—91
Опубликованы работы Ж. Л. Лагранжа «Аналитическая механи-
ка» (1788) и «Мемуары о теории движения жидкостей» (1791),
в к-рых исследуются ур-ния гидродинамики
1794
Май—Первое применение воздухоплават. ЛА в войне, при за-
щите крепости Мобеж французы использовали привязной аэро-
стат для наблюдения за австро-голл. войсками-
1797
22 октября — Первый успешный спуск на парашюте с аэроста-
та совершил в Париже А. Ж. Гарнерен.
1799
Дж. Кейли изобразил на чертеже планёр (самолёт) а трёх про-
екциях.
1803
1 июля (2 0 июня)* — франц, воздухоплаватель А. Ж. Гар-
нерен со своей женой совершили первый в России полёт на теп-
ловом аэростате (С.-Петербург).
1804
12 июля (3 0 июн я)* — Состоялся первый в России полёт на
аэростате с науч, целями — акад. Я. Д. Захаров с фламандским
учёным и воздухоплавателем Э. Робертсоном.
1808
12 ноября—Публичный подъём в Вене Я Дегена на своем
гибридном ЛА (орнитоптер, частично уравновешенный водород-
ным баллоном).
1842
29 сентября—У. Хенсон опубликовал проект самолёта
с паровым двигателем, на к-рый он 28 марта 1843 зарегистриро-
вал патентную заявку.
Англ, изобретатель У. Филипс провёл испытания модели верто-
лёта с реактивным винтом (четырёхлопастный винт укреплён
на одной оси с сегнеровым колесом, приводимым во вращение
водяным паром). Модель явилась первым ЛА тяжелее воздуха с
тепловым двигателем.
1847
27 сентября — Ван Г екк в Брюсселе продемонстрировал
подъём гибридного ЛА (вертолёт с аэростатом, уравновешиваю-
щим вес аппарата).
1849
22 августа — Австрийцы при осаде Венеции осуществили
бомбардировку города зажигат. бомбами с беспилотных аэро-
статов,
* Здесь и далее ь скобках — дета по старому стилю
686	www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1852
24 сентября — Первый полёт А. Шиффера на дирижабле с па-
ровым двигателем.
1853
Дж. Кейли построил планёр, к-рый был испытан в свободном
полёте с человеком на борту.
1857
2 мая — Патент на проект самолёта с паровым Двигателем,
тянущим винтом и трёхколёсным шасси выдан Ф. Дю Тамплю.
Француз Ж. М. Ле Бри совершил непродолжит. свободный по-
лёт на планёре, взлёт к-рого был осуществлён буксировкой с
помощью конной повозки.
1858
В работе Г. Л. Ф. Гельмгольца «Об интегралах уравнения гид-
родинамики, соответствующих вихревому движению» впервые до-
казана особая форма движения жидкостей, названная вихревым
движением.
1863
30 июля—Ф. Турнзшон (Надар), франц, журналист, энтузиаст
динамич. полёта, выступил в Париже со своим «Манифестом
динамического воздухоплавания». Переведённый на мн. ёвроп.
языки и помещённый в газетах и журналах доклад способствовал
усилению интереса широких масс к авиации.
21(9) октября — А. В. Эвальд опубликовал в С.-Петербурге
статью «Воздухоплавание» с изложением осн. принципов устрой-
ства самолёта.
1866
12 января — Основано АэронаВтич. об-во Великобритании
(позднее — Королевское авиационное общество).
1867
19 октября — Патент на проект самолёта с пульсирующим
ВРД выдан Н. А. Телешову во Франции. Это был один из первых
в мире проектов реактивного самолёта.
1868
В работе Г. Л. Ф. Гельмгольца «О прерывных движениях жид-
кости» предложена схема течения с поверхностями тангенц.
разрыва и разработан матем. аппарат для анализа струйных те-
чений идеальной жидкости.
1869
21(9) декабря — При Гл. инж. управлении Воен, мин-ва обра-
зован первый в России офиц. орган по воен, воздухоплаванию —
Комиссия для обсуждения вопросов применения воздухоплава-
ния к воен, целям.
А. Н. Лодыгин предложил проект вертолёта с приводом винтов
от электродвигателя («электролёт»).
1878
23 сентября 1870—2 8 января 187 1—Крупномасштаб-
ная возд. операция во время франко-прусской войны: из осаж-
дённого Парижа на 66 аэростатах было вывезено 155 чел., ок.
3 мли. писем и 400 почтовых голубей (для обратной связи с
Парижем).
1871
В журнале «Морской сборник» № 6 опубликован труд М. А. Ры-
качёва «Первые опыты над подъёмной силой винта, вращае-
мого в воздухе».
В. А. Пашкевич построил первую в России аэродинамич. трубу
для исследования сопротивления снарядов.
Ф. Уэнхем (Великобритания) использовал аэродинамич. трубу для
опытов с моделями самолётов.
1874
2 2 марта — Высотный подъём (7300 м) франц, учёных Т. Си-
ве л я и Ж. Кроче-Спинелли на аэростате «Полярная звезда»;
для нормального дыхания на высоте аэронавты имели мешки,
наполненные воздухом с повыш. содержанием кислорода.
1875
19(7) октября—В докладе на заседании физ. об-ва при
Петерб. ун-те Д. И. Менделеев выдвинул идею аэростата с герме-
тичной гондолой для исследования высотных слоёв атмосферы.
1876
Д. Ж. У. Рэлей в работе «О сопротивлении жидкостей» вычислил
по схеме Гельмгольца—Кирхгофа сопротивление плоской пласти-
ны, установленной под произвольным углом атаки в потоке не-
сжимаемой жидкости.
1880
Январь — В С.-Петербурге начал выходить журнал «Воздухо-
плаватель» — первое а России периодич. издание в данной об-
ласти.
Апрель — Опубликован классич. труд Д. И. Менделеева «О соп-
ротивлении жидкостей и о воздухоплавании».
1881
1 января 1881 (20 декабря 1880)—Русское техн, об-во
открыло в своём составе VII (воздухоплавательный) отдел.'
4 апреля (2 3 марта) — Народоволец Н. И. Кибальчич, на-
ходясь в Петропавловской крепости, за неск. дней до казни
составил записку и дал эскиз ракетного ЛА с качающейся ка-
мерой сгорания для управления вектором тяги (опубликованы
в 1918).
1 5(3) ноября — А. Ф. Можайскому выдан первый в России
патент на проект ЛА — моноплана с тремя возд. винтами (с при-
водом от двух паровых машин).
1883
Июнь — А. Ф. Можайский построил самолёт с паровыми двига-
телями.
8 октября—Первый подъём братьев Тиссандье на своём ди-
рижабле с электродвигателем мощн. 1,1 кВт.
В работе О. Рейнольдса «Экспериментальное исследование ус-
ловий, при к-рых движение воды происходит по прямой или
извилистой линии, и закон сопротивления в параллельных ка-
налах» показано существование двух видов течения — ламинар-
ного и турбулентного — со сменой ламинарного режима течения
турбулентным при определ. значении нек-рого безразмерного
параметра, названного впоследствии числом Рейнольдса.
1884
9 августа — Первый полёт Ш. А. Ренара и А. Кребса на
дирижабле «Франция» с электродвигателем, мощность к-рого
(6,5 кВт) позволяла при слабом ветре возвратиться к месту
старта (новое для того времени качество воздухоплават, ЛА).
1885
7 февраля (2 6 января) — Начало воен, воздухоплавания
в России: в С.-Петербурге сформирована кадровая воздухо-
плават. команда (ком. А. М. Кованько).
Июль — Испытания самолёта А. Ф. Можайского.
1889
О. Лилиенталь опубликовал свой труд «Полёт птиц как основа
искусства летать» (в 1891—96 он совершил св. 2 тыс. полётов на
планёрах разл. конструкции).
1890
9 октября — Моноплан К. Адера «Эол» с паровой машиной и
тянущим винтом совершил «прыжок» на расстояние ок. 50 м.
В работе Н. Е. Жуковского «Видоизменение метода Кирхгофа
для определения движения жидкости в двух измерениях при
постоянной скорости, данной на неизвестной линии тока» в рам-
ках теории идеальной жидкости изложен метод определения
сопротивления профиля, состоящего из произвольного числа
прямолинейных отрезков.
1891
3 ноября (2 2 октября) — На заседании Моск, матем. об-ва
Н. Е. Жуковский сделал доклад «О парении птиц», в к-рОм дал
теоретич. обоснование фигурных полётов, и в частности «мёртвой
петли».
1892
В работе рус. математика и механика А. М. Ляпунова «Общая
задача об устойчивости движения» предложен общий метод
исследования устойчивости движения механич. системы (проб-
лема обеспечения устойчивости полёта ЛА имела первостепен-
ное значение на всех этапах развития авиации).
В статье С. К. Джевецкого «Определение элементов гребных
винтов» впервые предложен теоретич. подход к объяснению ра-
боты возд. винта.
1893
При испытаниях на привязи мультиплан Г. Филипса (Велико-
британия) с 50 плоскостями поднимался на выс. ок. 1 м и про-
летал по кругу расстояние ок. 60 м.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
687
1894
Май—Опубликован труд К. Э. Циолковского «Аэроплан или
птицеподобная (авиационная) летательная машина», в к-ром рас-
сматривается проект цельнометаллич. свободнонесущего моно-
плана хорошо обтекаемой формы.
3 1 июля—При испытании самолёта X. С. Максима, оснащён-
ного двумя паровыми машинами, произошёл кратковрем. от-
рыв самолёта от рельсовой дорожки.
1896
Июн-ь—Планёр с бнпланной коробкой крыльев построил
О. Шанют при участии А. Херинга. За год на нём было выпол-
нено ок. 1000 полётов продолжительностью до 14 с и дальностью
до 110 м.
1897
1 2 и 14 октября—Неудачные попытки полёта на самолёте
К. Адера «Авьон III».
3 ноября— Первый подъём цельнометаллич. дирижабля конст-
рукции Д. Шварца в Берлине закончился разрушением ЛА
из-за отказа двигателя.
РуС. изобретатель П. Д. Кузьминский провёл испытания отд.
узлов своего парового ГТД — «газопаророда».
В С.-Петербурге опубликована работа И. В. Мещерского «Ди-
намика точки переменной массы»; ур-ния движения и Др. ре-
зультаты Этой работы являются основополагающими для меха-
ники траекторного движения ЛА с РД и ВРД.
К. Э. Циолковский построил в Калуге аэродинамич. трубу («воз-
духодувку»).
1900
2 июля—Первый подъём дирижабля Ф. Цеппелина жёсткой
конструкции.
15 сентября — В Париже открылся t-й Междуиар. воздухо-
плават- конгресс. В числе представителей от России — Н. Е. Жу-
ковский.
1901
19 октября—А. Сантос-Дюмон на своём дирижабле № 6
(с бензиновым двигателем) из воздухоплават- парка аэроклуба
Франции совершил полёт по замкнутому маршруту, обогнув
Эйфелеву башню.
1902
1 3 ноября—Первый полёт дирижабля «Лебоди» полужёсткой
конструкции (Франция).
Под рук. Н. Е. Жуковского в Моск, ун-те построена аэродинамич.
труба, в к-рой он провёл первые опыты по аэродинамике.
С. А. Чаплыгин опубликовал докторскую диссертацию «О газо-
вых струях», в к-рой впервые разработал методы исследования
движения газа при скоростях, близких к скорости звука.
1903
7 октября — Попытка полёта на самолёте, построенном
С. Ленгли и оборудованном поршневым двигателем, успеха не
имела (8 дек. предпринята вторая попытка, также неудачная).
1 7 декабря—Первые управляемые устойчивые полёты на са-
молёте с поршневым двигателем совершили братья Райт.
1904
10 мая (2 7 апреля) — основан Аэродинамический институт
в Кучине (14(1) января 1905 состоялось его офиц. от-
крытие].
В работе Л. Прандтля «О движении жидкости с очень малым
трением» изложены основы теории пограничного слоя и дано
объяснение явления отрыва потока от обтекаемой поверхности.
1905
14 октября—В Париже образована Международная авиаци-
онная Федерация (ФАИ).
28(15) ноября—В докладе «О присоединённых вихрях»
в Моск, матем. об-ве Н. Е. Жуковский изложил теорему о
подъёмной силе профиля крыла.
1906
23 октября—А. Сантос-Дюмон на своём самолёте 14бис
пролетел ок. 60 м, в 12 нояб.— 220 м за 21,2 с (этот полёт
считается первым официально зарегистриров. полётом в Ев-
ропе).
1907
2 9 сентября—Вертолёт, построенный братьями Бреге, с пи-
лотом на борту оторвался от земли, но его устойчивость была
обеспечена с помощью наземного персонала.
13 ноября — П. Корню (Франция) на своём вертолёте совер-
шил свободный подъём на небольшую высоту (в последующих
испытаниях осуществлён подъём с двумя людьми на борту).
Опубликована работа Ф. У. Ланчестера «Аэродинамика», вклю-
чающая соображения о циркуляции как о причине образо-
вания подъёмной силы и о концевых вихрях как о причине по-
явления индуктивного сопротивления крыла.
1908
29(16) января— Собрание учредителей Всероссийского аэро-
клуба.
10 сентября (2 8 августа) — Начались полёты первого пост-
роенного в России управляемого аэростата «Учебный».
1909
20 мая—А. П. Тиссандье установил первый официально за-
регистриров. ФАИ мировой рекорд скорости (54,77 км/ч) на
биплане конструкции братьев Райт.
25 июля — Л. Блерио совершил перелёт через пролиа Ла-Манш
на своём моноплане № 11.
Июль—Начал работать самолётостроит. з-д акционерного
об-ва «Первое Российское товарищество воздухоплавания С. С.
Щетинин и К'».
2 2—2 9 августа—Первые междунар. состязания на ЛА про-
шли в Реймсе под Парижем.
25. сентября-—17 октября—В Париже прошла первая
авиац. выставка — Аэронавтич. салон. Раньше, в дек. 1908, состоя-
лась совм. автомобильная и авиац. выставка.
22 октября—Р. де Ларош (Франция) первой из женщин со-
вершила полёт на самолёте (8 марта 1910 она стала первой дип-
ломиров. лётчицей).
2 4(1 1) октября—Первый в России демонстрац. полёт на са-
молёте «Вуазен» совершил франц, механик Ж. Легань, проле-
тев ок. 1,5 км на выс. 10 м на Гатчинском воен. поле.
Октябрь — В Моск. техн, уч-ще, Петерб. ин-те инженеров пу-
тей сообщения, Петерб., Киевском и Донском (Новочеркасском)
политехи, ин-тах началось чтение лекций по воздухоплаванию.
Декабрь — Всероссийский аэроклуб вступил в ФАИ и получил
право регистрации мировых авиац. и воздухоплават. рекордов,
устанавливаемых в России, а также выдавать пилотские дип-
ломы, действительные во всех странах.
Л. Прандтль в Гёттингене, а А. Г. Эйфель и О. Рато в Париже
основали аэродинамич. лаборатории.
1910
1	1 Марта—Первый полёт самолёта D.5 схемы «бесхвостка»
Д. Данна (Великобритания).
14(1) марта и 11 апреля (29 марта)—С. А. Чаплыгин
сделал доклад «О давлении плоскопараллельного потока на
преграждающие тела (к теории аэроплана)» в Моск, матем.
об-ве.
2	1 (8) марта — В Одессе состоялись первые в России публичные
полёты рус. лётчика М. Н. Ефимова на «Фармане-1 V».
2	8 марта—Первый в мире успешный взлёт с воды совершил
на своём гидросамолёте А. Фабр.
Март—Начало подготовки авиац. воен, специалистов в России:
командировано во Францию 7 офицеров Для обучения полётам
и 6 нижних чинов для подготовки из них мотористоа.
5 мая—В Париже открылась Междунар. конференция «для
регулирования юридических отношений, возникающих из пере-
движений по воздуху». Участвовало 18 гос-в, в т- ч. Россия.
8—15 мая (2 5 апреля—2 мая)—В С.-Петербурге (на Ко-
лом яжском ипподроме) прошла первая в России междунар. неде-
ля авиации.
5 июня (2 3 мая)—Первый в России полёт самолёта отечеств,
постройки («Кудашев-1») совершил в Киеве на Сырецком ип-
подроме проф. А. С. Кудашев.
1 6(3) июня—Первый полёт на своём биплане С-2 совершил
И. И. Сикорский на Куренёвском поле в Киеве.
19(6) июня—Полёт на самолёте «Гаккель-111» совершил на
Гатчинском аэродроме под С.-Петербургом В. Ф. Булгаков.
12 августа (3 0 июля) — Начало испытат- полётов первого
отечеств, воен, дирижабля «Кречет».
27 августа—Дж. Маккарди осуществил радиопередачу с
самолёта на землю (США).
21 сентября-—12 октября (8—29 сентября) — Всерос.
праздник воздухоплавания. Соревнования на Комендантском
аэродроме в С.-Петербурге показали высокий класс рус. лёт-
чиков.
688
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
14 ноября — Взлет с палубы корабля совершил Ю. Эли (США)
на биплане Г. Кёртисса (он же 18 янв. 1911 совершил посадку
на палубу корабля).
24(11) ноября — Открылась Севастопольская офицерская
школа ааиации.
10 декабря—А. Коандэ продемонстрировал подлет самолета
с силовой установкой реактивного типа, включающей ПД и
приводимый им центробежный компрессор.
1911
Март—Начала выходить (отд. выпусками) работа Н. Е. Жуков-
ского «Теоретические основы воздухоплавания»
23(10) апреля—В С.-Петербурге открылась Междунар. воз-
духоплават. выставка.
25 — 30 (1 2 — 1 7) апреля—В С.-Петербурге проходил 1-й
Всерос. воздухоплават. съезд (пред. Н. Е. Жуковский).
18(5) мая—Б. Н. Юрьев опубликовал схему одновинтового
вертолёта с рулевым винтом и автоматом перекоса несущего
винта.
23 — 24 (10 — 1 1) июля — Первое в России состязание самоле-
тов на протяжённом маршруте — перелет С.-Петербург — Моск-
ва (из 9 участников конечного пункта достиг лишь А. А. Ва-
сильев).
3 августа—Первый полет самолета-амфибии «Канар», пило-
тируемого А. Фабром.
14(1) сентября — 22(9) октября—Первый конкурс оте-
честв. воен, самолетов состоялся в С.-Петербурге.
2 2 октября—Первое применение авиации в войне: итак, ка-
питан Пьяцца произвёл разведыват. полёт над турецкими по-
зициями вблизи Триполи на моноплане «Блерио».
9 ноября (2 7 октября) — Г. Е. Котельников подвл заявку
на ранцевый парашют.
2 2 (9) ноября — Радиопередачу с самолета на землю осущест-
вил Д. М. Сокольцов (Россия).
В работе Т- Кармана и Г. Рубаха «Механизм сопротивления
жидкости и воздуха» исследована устойчивость вихревой дорож-
ки, образующейся за обтекаемым телом, и дан метод расчета
сопротивления, обусловленного этой дорожкой.
1912
1 марта—Первый прыжок с парашютом с самолёта выпол-
нил А. Берри в Сент-Луисе (США).
5 марта—Первое Применение дирижаблей в войне: на итал.
дирижаблях Р-1 и Р-3 проведена рекогносцировка турецких
позиций вблизи Триполи.
1 октября (18 сентября)—Н. Е. Жуковский сделал в Моск,
матем. об-ве доклад «Вихревая теория гребного винта», в к-ром
предложена теория винта, осн. на концепции присоединённых
и свободных вихрей.
12 ноября — Первый катапультный взлёт (на гидросамолёте
Кёртисс А-1) с палубы корабля совершил Т. Эллисон (США).
В работе Л. Прандтля «Теория крыла» изложена вихревая тео-
рия крыла конечного размаха.
Впервые демонстрировался в полёте гиростабилизатор (авто-
пилот) Э. А. Сперри (США).
Совершил полет первый цельнометаллич. самолёт «Тюбавион»
Понша и Примера (Франция).
1913
2 7—2 8(1 4—1 5) марте—Начало испытаний (рулёжки и
подлёты) биплана «Гранд» И. И. Сикорского. При этих испытаниях,
как и в первом полёте 10 мая (27 апр.), использовались два
из четырёх попарно располож. по схеме «тандем» двигателей,
а с 5 авг. (23 июля) самолёт, назв. «Русским витязем», испыты-
вался с четырьмя двигателями, установл. на крыле в ряд.
16 апреля — В Монако состоялись первые состязания гидро-
самолётов на Шнейдера кубок.
9 сентября (2 7 августа) — П. Н. Нестеров впервые выпол-
нил «мёртвую петлю» (назв. позже «петлёй Нестерова») на се-
рийном самолёте «Ньюпор-IV».
2 3(10) декабря—Первый полёт биплана «Илья Муромец»
И. И. Сикорского — первого серийного четырехдвигат. самолёта,
Ставшего родоначальником бомбардировочной авиации.
Начало серийного выпуска на рижском з-де «Мотор» ротативного
авиадвигателя К-80 Ф. Г. Нелепа.
1913—16
Издан курс лекций Н. Е. Жуковского «Динамика аэропланов в
элементарном изложении», в к-ром приведен ряд оригинальных
методов, в т- ч. методы тяг и мощностей, ставших основой аэро-
динамич. расчёта, а также методы исследования продольной и
поперечной устойчивости самолета.
44 Авиация
1914
29 — 30 (16— 17 июня)— Перелёт Петербург — Киев на само-
лёте «Илья Муромец» — первый в России рекордный перелет на
самолёте отечеств, конструкции.
21 августа—13 сентября (8—31 августа)—Первые
полеты иа самолёте в Арктике (в поисках экспедиции Г. Я. Се-
дова) совершили Я. И. Нагурский с Е. В. Кузнецовым на поплав-
ковом биплане «Фарман» в р-не Новой Земли, достигнув
76° с. ш.
8 сентября (2 6 августа)—- П. Н. Нестеров впервые приме-
нил таран как один из способов ведения возд. боя (при этом
погиб).
Опубликован труд С. А. Чаплыгине «Теория решетчатого крыла»,
в к-ром обоснована идея разрезного механизир. крыла.
191$
19 января—Первый налёт нем. дирижаблей на Великобри-
танию.
Январь — Начало лётных испытаний летающей лодки М-5
Д. П. Григоровича.
3 марта—В США осн. Нац. консультативный комитет по аэро-
навтике (с 1 окт 1958 — Национальное управление по аэронав-
тике и исследованию космического пространства — НАСА).
12 декабря—Первый полет цельнометаллич. свободнонесу-
щего моноплана Г. Юнкерса J.1.
1916
7 января 19(6 (2 5 декабря 1915)—Первый полёт ле-
тающей лодки М-9 Д. П Григоровича.
12 сентября—Первое испытание радиоуправляемого само-
лёта-снаряда «Хевит-Слерри» (США).
Ноябрь—Комиссия, созданная при Авиац. расчётно-испытат.
бюро Моск. техн, уч-ща (Н. Е. Жуковский — председатель,
А. Н. Туполев, А. А Архангельский, В. П. Ветчинкин, С. П. Ти-
мошенко и др.), рассмотрела вопросы, связанные с требова-
ниями к прочности самолета.
Осень — К. К. Арцеулов впервые в России преднамеренно ввёл
самолёт в штопор и доказал возможность выхода из него.
1917
10 ноября (2 8 октября)—Воен.-рев. комитет образовал
Бюро комиссаров авиации и воздухоплавания, к-рое приступило
к формированию первых красногвардейских авиаотрядов для
борьбы с войсками Керенского — Краснова под Петроградом. На-
чало зарождения возд. флота в Сов. России.
1918
2 января 1918 (2 0 декабря 1917)—Создана Всерос.
коллегия по управлению Возд. флотом Республики.
28(15) января—Декрет СНК об организации Рабоче-Кресть-
янской Красной Армии (РККА), в состав к-рой вошла и авиация
(24 мая образовано Гл. управление Рабоче-Крестьянского Крас-
ного Возд. Флота — Г лаввоздухофлот).
2 4 марта—На Моск, аэродроме организована «Летучая ла-
боратория» — лётный отдел Авиац. расчётно-испытвт- бюро МВТУ
(рук. бюро Н. Е. Жуковский).
2 0 июня — Вышел первый номер «Вестника воздушного фло-
та»— первого сов. авиац. журнала (с янв. 1962 наз. «Авиация
и космонавтика»).
2 8 июня—Декрет СНК о национализации осн. отраслей
пром-сти России (в т. ч* пр-тий по Произ-ву ЛА).
1 декабря—В Москве оси. Центральный аэрогидродинамиче-
ский институт — ЦАГИ, к-рый возглавил Н. Е. Жуковский.
Опубликована работа Н. Е. Жуковского «Исследования устойчи-
вости конструкции аэроплана», к-рая положила начало отечеств,
исследованиям в области строит- механики самолёта.
В работе В. П. Ветчинкина «Требования, которым должен удов-
летворять аэроплан с динамической и аэродинамической сто-
роны» сформулированы требования к устойчивости самолета.
1919
14— 15 июня— Первый беспосадочный перелёт через Сев. Ат-
лантику совершили Дж. У. Алкок и А. У. Браун на самолёте
Виккерс «Вими» (Великобритания).
2 — 6 июля—Первый перелёт через Атлантич. океан выполнен
на дирижабле R-34 (Великобритания).
2 5 августа — Открытие первой регулярной коммерч, между-
нар. авиалинии Лондон—Париж.
1920
16 сентября—В Москве организован Центр, ин-т труда,
ставший впоследствии иссл. орг-цией в области технологии авиа-
689
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
строения (с 1947 — Научно-исследовательский институт техноло-
гии и организации производства).
2 1 сентября—Приказом Реввоенсовета Республики при Гл.
управлении Рабоче-Крестьянского Красного Возд Флота создан
Опытный аэродром, предназначенный для проведения лётных
испытаний самолётов и др авиац. техники (в 1926 преобразован
в Науч.-испытат. ин-т ВВС РККА).
2 6 сентября—Приказом Реввоенсовета Республики Моск,
ввиатехникум реорганизован в Ин-т инженеров Красного Возд.
Флота им. Н. Е. Жуковского (впоследствии — Военно-воздушная
инженерная академия им. проф. Н. Е. Жуковского).
3 декабря—Декретом СНК установлена ежегодная премия
Н. Е. Жуковского за лучшие труды по математике и механике
и решено издать труды Н. Е. Жуковского.
1921
2 января—Первый полёт дирижабля «Красная звезда», пере-
строенного из дорев. Дирижабля «Астра».
1 7 января—Принят первый сов законодательный акт о возд.
транспорте — декрет «О воздушных передвижениях в воздушном
пространстве над территорией рСФСР и над ее территориаль-
ными водами».
1 мая — Открыта почтово-пасс авиалиния Москва—Орел —
Харьков (обслуживалась самолетами «Илья Муромец»).
1922
1 мая — Открылась первая в СССР междунар. авиалиния
Москва — Кенигсберг.
8 июля—В Москве на Ходынском аэродроме проведены пер-
вые в СССР опыты по опрыскиванию растений с самолёта ядо-
химикатами.
Август—Первая партия слитков нового отечеств, сплава —
кольчугалюминия получена на э-де в пос. Кольчугино Владимир-
ской обл.
Сентябрь — При ЦАГИ организовано самолетостроит КБ под
рук. А. Н. Туполева. Выделилось из ЦАГИ в 1936.
1923
10 января — Первый успешный полёт автожира X. де ла Сиер-
аы С-4-
9 февраля—Совет Труда и Обороны принял постановление
«О возложении технического надзора за воздушными линиями
на Главное управление воздушного флота и об организации
Совета по гражданской авиации» — офиц. дата создания гражд.
авиации СССР.
8 марта — В Москве состоялось учредит, собрание Общества
друзей воздушного флота — ОДВФ, к-рое оказало большую по-
мощь становлению возд флота.
9 июня — 8 И. Базаров подал в Комитет по делам изобретений
заявку на авиац. газотурбинный двигатель.
2 8 июня—ВВС США произвели первую успешную дозаправку
самолета топливом в полете
1 5 июля—Открыта регулярная возд. линия Москва—Нижний
Новгород.
1 — 18 ноября—В Крыму прошли первые Всесоюзные пла-
нёрные состязания.	-------—----
Построены истребитель И-1 и разведываг. самолет Р-1, разра-
батывавшиеся под рук. Н. Н. Поликарпова.
1924
16 января—П. Пескара (Испания) продержался в воздухе на
своём вертолете 8 мин 13,8 с, пролетев св. 1 км (30 янв. он за
10 мин 1 с описал окружность дл. 750 м).
8 февраля—Первый полёт первого сов пасс, самолета
АК-1.
6 апреля — 28 сентября—Первый кругосветный перелет
с посадками на двух самолётах Дуглас «Уорлд крузер» (США).
2 6 мая—Первый полет первого сов. цельнометаллнч самоле-
та АНТ-2.
Б И. Мера невский построил планер БИЧ-2 по схеме «летающее
крыло».
1925
1	апреля—Приказом Реввоенсовета в СССР сняты с вооруже-
ния истребители иностр- типов
2	6 июля — Начало заводских испытаний пасс, самолёта К-1.
16 июля—Первый полёт Дирижабля «Московский химик-ре-
зинщик» конструкции Н. В. Фомина.
1	сентября—Утверждены первые отечеств. «Нормы проч-
ности самолета» (в 1926 опубликованы а Трудах ЦАГИ под назв.
«Нормы прочности самолётов при статических испытаниях»).
2	6 ноября—Первый полёт цельнометаллнч. двухдвигат. бом-
бардировщика— свободнонесущвго моноплана ТБ-1 (АНТ-4).
В работе Я Аккерета (Швейцария) «О воздушных силах на
крыльях, которые движутся со скоростью, большей скорости
звука» изложена линеаризов. теория тонкого профиля в сверх-
звук. потоке.
1926
11 — 14 мая—Первый трансарктич. перелёт на дирижабле
«Норвегия» со Шпицбергена на Аляску через Сев полюс осуще-
ствлён экспедицией р. Амундсена и Л. Элсуорта (ком. кораб-
ля У. Нобиле).
Ноябрь — Завершено создание авиадвигателя возд. охлаждения
М-11, выпускавшегося серийно более 30 лет.
1927
1	8 января—Открылся Центр, авиахиммузей им. М. В. Фрунзе
(с 1948 — Центр, дом авиации и противовозд. обороны, с 1963 —
Центр дом авиации и космонавтики им. М. 6. Фрунзе ДОСААФ
СССР — ЦДАиК).
2	3 января—Образовано Об-во содействия обороне, авиац. и
хим. стр-ву — Осоавиахим (с 1951 —ДОСААФ СССР).
12 мая — Первый полёт спортивного самолёта АИР-1, на к-ром
установлены первые (неофиц.) сов. мировые рекорды (эту дату
принимают за начало деятельности КБ А. С. Яковлева).
2 0—21 мая—Первый беспосадочный трансатлантич. перелёт
в одиночку (Нью-Йорк — Париж) совершил Ч. Линдберг на само-
лете Райан NYP «Спирит оф Сент-Луис».
Июль—вышел первый номер сов. журнала «Техника воздуш-
ного флота».
Август—Опубликована статья А. С. Пышнова «Самовращение
и штопор самолетов», в к-рой впервые предложена теория
штопора.
1928
7 января—Первый полёт прототипа серийного уч самолёта
У-2.
11 июня — Полёт на ракетопланере с пороховым двигателем
выполнил Ф. Штамер (Германия).
6 октября—Начались гос. испытания самолета-разведчика
Р-5, признанного на междунар. конкурсе в Тегеране (1930) луч-
шим самолётом своего класса.
7 — 2 8 октября—СССР принял участие в междунар. авиац.
выставке в Берлине (экспонировались самолёты АНГ-3, У-2, К-4 и
ДР )
1929
Февраль—В журнале «Техника воздушного флота» (№ 2)
опубликована статья Б. С. Стечкина «Теория воздушного реактив-
ного двигателя».
5 мая — Первый полет цельнометаллнч. трехдвигат. пасс, само-
лёта АНТ-9.
8 — 29 августа—Первый кругосветный перелёт (с тремя оста-
новками в пути) на дирижабле «Граф Цеппелин» осуществлён
под рук. X. Эккенера.
23 августа — 2 ноября — Перелёт Москва — Нью-Йорк через
Сибирь и Аляску с посадками выполнен экипажем С. А. Шеста-
кова на самолете АНТ-4 «Страна Советов».
2 4 сентября—Дж. Дулитл (США) совершил демонстрац.
слепой полёт (взлёт, развороты над аэродромом и посадка)
с использованием только бортовых приборов и сигналов радио-
маяка (без визуальной ориентировки).
2 5 сентября—Первый полёт автожира КАСКР-1 — первого
сов. винтокрылого ЛА.
18 октября—Первый полёт пасс, самолёта К-5, широко ис-
пользовавшегося в 30-х гг.
1930
20 марта—На базе аэромеханич. ф-та МВТУ образовано Выс-
шее аэромеханнч. уч-ще (в этом же году переименовано в Мос-
ковский авиационный институт — МАИ).
Июль — Организовано первое уч. заведение Аэрофлота —
Ленингр- ин-т инженеров ГВФ.
Сентябрь—Начались полёты первого сов вертолёта
ЦАГИ 1-ЭА.
4 октября — Образован науч.-исследоват. ин-т гражд. возд.
флота — НИИ ГВФ (с авг- 1954 — Государственный научно-иссле-
довательский институт гражданской авиации — ГосНИИ ГА).
3 декабря—Образован ин-т авиац. моторов (с 1932 — Цент-
ральный институт авиационного моторостроения — ЦИАМ).
2 2 декабря—Первый полет четырёхдвигат бомбардировщи-
ка — свободно несущего моноплана ТБ-3 (АНТ-6).
1931
Март — В СССР проведены первые опыты по применению поро-
ховых ускорителей взлёта (два ускорителя устанавливались под
крыльями самолёта У-1).
690
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
16—21 мая—В ЦАГИ проведена первая Всесоюзная конфе-
ренция по аэродинамике.
27 мая—Полёт в стратосферу (15 781 м) на стратостате совер-
шили швейц, физики О. Пиккар и П. Кипфер
1 ноября—Завершены гос. испытания двигателя М-34 мощ-
ностью 58В кВт, положившего начало выпуску в СССР мощных
отечеств, авиадвигателей.
1932
27 апреля — Президиум ЦИК СССР утвердил первый Воздуш-
ный кодекс СССР.
3 мая—Первый полёт летающей лодки МБР-2 Г. М. Бериева
(в 1936 создана гражд. модификация МП-1).
28 июня—Создан Всесоюзный институт авиационных материа-
лов — ВИАМ.
8 октября—Первый полёт пасс, самолёта ХАИ-1, на к-ром
впервые в СССР применено убирающееся шасси.
1933
1 3 января—Начало деятельности ОКБ С. В. Ильюшина.
15 — 22 июля — Первый кругосветный перелёт в одиночку
(с посадками) совершил У. Пост иа самолёте Локхид «Вега».
3 0 сентября—Полёт в стратосферу совершили Г. А. Про-
кофьев, Э. К. Бирнбаум и К. Д. Годунов на стратостате
«СССР-1» с герметичной гондолой В. А. Чижевского Установлен
мировой рекорд высоты 18 800 м.
Октябрь — Начало лётных испытаний истребителя И-15.
3 0 декабря—Первый полёт истребителя-моноплана И-16.
1934
30 января — Рекордный полёт П. Ф Федосеенко, И. Д. Усыски-
на и А. Б. Васеико на стратостате «Осоавиахим-1», достигнута
выс. 22 000 м (при спуске стратостат потерпел катастрофу).
1 апреля—А. Д. Швецов назначен гл конструктором нового
двигателестроит. з-да (отд. ОКБ создано 11 дек. 1939).
13 апреля — Завершена крупномасштабная операция по спа-
сению сов. лётчиками экипажа и участников экспедиции парохода
«Челюскин» (16 апр. учреждено звание Герой Советского Союза.
Первыми этого звания 20 апр. удостоены лётчики—участники
челюскинской Эпопеи: А. В. Ляпидевский, С. А. Леваневский,
В. С. Молоков, Н. П. Каманин, М. Т. Слепнев, М. В. Водопьянов,
И. В. Доронин).
17 июня—Первый полёт самолёта-гиганта АНГ-20 («Максим
Горький»).
9 августа—Образовано конструкторское бюро мор самолё-
тостроения Г. М. Бериева.
2 октября—Начало лётных исследований флаттера в СССР:
С. Н. Анохин в глубоком пикировании преднамеренно довёл
планёр «Рот-Фронт» до разрушения и с выс. 1500 м спустился на
парашюте.
7 октября— Первый полёт скоростного бомбардировщика СБ
(АНТ-40).
Октябрь — При СНК СССР создана Центр, контора по изыскани-
ям и проектированию возд. линий и аэропортов Гл. управления
ГВФ (с окт. 1959 — Гос. проектно-изыскат. и научно-иссл. ин-т
гражд. авиации — «Аэропроект»).
16 ноября—2 декабря—На XIV междунар. авиац. выстав-
ке в Париже демонстрировались сов. самолеты «Сталь-2»,
Р-5, АИР-9, модель гондолы стратостата «СССР-1» и др экспонаты.
Под рук. В. В. Уварова создана газотурбинная установка ГТУ-1
(его турбовинтовой двигатель ГТУ-3 был построен и испытан в
1938—40).
1935
11 марта — Создан Центральный аэроклуб СССР (в сент. при-
нят в члены ФАИ).
Июль—Начало испытаний эксперим. самолёта ЦКБ-26 [его
развитием стали дальние бомбардировщики ДБ-3 и ДБ-ЗФ
(Ил-4)].
6—15 августа—Первый всесоюзный слёт парашютистов сос-
тоялся в Москве.
Август — Образовано двигателестроит. ОКБ В. Я. Климова
30 сентября — 6 октября—Конгресс в Италии по пробле-
мам авиации больших скоростей (А. Буземан предложил исполь-
зовать на скоростных самолётах стреловидные крылья).
17 декабря—Первый полёт самолёта Дуглас DC-З (США)
[выпускался в больших кол-вах (св. 13 000 экз.) в пасс, и (под
обозначением С-47) воен.-трансп. вариантах].
1936
2 7 декабря—Первый полёт высотного скоростного тяжёлого
бомбардировщика ТБ-7 (в 1940—44 строился серийно, с 1942 под
обозначением Пе-8).
44*
1937
1	2 апреля—Проведены стендовые испытания газотурбинного
двигателя Ф Уиттла.
2	1 мая—Первая посадка самолета в р-не Сев. полюса:
флагман арктической воздушной экспедиции самолёт АНТ-6 под
командованием М В. Водопьянова доставил на дрейфующую
льдину персонал и грузы для полярной станции «Северный по-
люс-1».
18 — 2 0 июня — Беспосадочный перелет из Москвы в США че-
рез Сев. полюс совершили В. П. Чкалов, Г. Ф. Байдуков и А. В.
Беляков на самолёте АНТ-25.
12 — 14 июля— Беспосадочный перелет Москва — Сев. по-
люс— Сан-Джасинто на самолете АНТ-25 совершили М. М. Гро-
мов, А. Б. Юмашев и С. А. Данилин. Первый зарегистрированный
ФАИ абсолютный мировой рекорд (дальности полёта), установ-
ленный сов. летчиками.
2 5 августа—Первый полет самолета АНТ-51 (его модифика-
ция— самолёты Су-2 использовались в Вел. Отечеств, войне в ка-
честве ближних бомбардировщиков и разведчиков).
29 сентября — 4 октября—Рекордный по продолжитель-
ности (130 ч 27 мин) полёт сов. дирижабля В-6 (пройдено
4800 км).
1938
24 — 25 сентября — Дальний перелёт по маршруту Москва —
пос. Керби (ныне пос. им. Полины Осипенко, Хабаровский край)
совершили В. С Гризодубова, П. Д. Осипенко, М. М. Раскова на
самолёте АНТ-37 «Родина».
2 7 сентября—Начало гос. испытаний истребителя И-153
«Чайка».
2 7 декабря — Учреждена высшая степень отличия в СССР за
заслуги в области хоз. и социально-культурного Стр-ва — Герой
Соц. Труда Среди первых, удостоенных этого звания, видные
конструкторы авиац. техники Н. Н. Поликарпов, А. С. Яковлев,
А. А. Микулин, В. Я. Климов.
1939
1 1 января—Образован Наркомат авиац. пром-сти — НКАП.
2 8 — 2 9 апреля—Беспосадочный перелет Москва — о. Миску
(США) по трансатлантич. маршруту совершили В. К. Коккимаки
и М. X. Гордиенко на самолете ЦКБ-30 «Москва».
Май—Образовано самолётостроит. ОКБ С. А. Лавочкина, В. П.
Горбунова и М. И. Гудкова.
20 июня — Первый полет первого реактивного (эксперим.)
самолёта Э. Хейнкеля Не. 176, оборудованного ЖРД.
2 7 августа—Первый полёт эксперим. самолёта Э. Хейнкеля
Не. 178 с ТРД.
2 октября—Первый полет опытного двухместного брониро-
ванного штурмовика ЦКБ-55 (БШ-2), прототипа штурмовика
Ил-2.
1 8 декабря — Образовано самолетостроит. ОКБ А. И. Микояна.
2 2 декабря—Первый полет самолёта «100» — прототипа се-
рийного пикирующего бомбардировщика Пе-2.
1940
13 января— Первый полёт самолёта И-26 — прототипа серий-
ного истребителя Як-1.
2 5 января—Продемонстрирован в полете самолёт И-15 с экс-
перим. комбиниров. силовой установкой — ПД и два ПВРД.
Январь — Решением сов. пр-ва рекомендован к серийному
произ-ву двигатель М-105П.
28 феврал я— Первый полет ракетойланёра РП-318-1 С. П. Ко-
ролёва с включением ЖРД на высоте (летчик В. П. Фё-
доров).
5 марта—Образовано самолётостроит. ОКБ П. О. Сухого.
28 марта— Первый полет опытногР истребителя И-301 (ЛаГГ-1).
Его модификация ЛаГГ-3 строилась серийно.
2 9 марта—Создана Военно-воздушная академия (с 1968 им.
Ю. А. Гагарина).
5 апреля — Первый полёт опытного истребителя И-200. В серию
был запущен под индексом МиГ-1 (позднее МиГ-3).
Апрель — Началась эксплуатация пасс самолёта Боинг 307
(США), оборудованного системой наддува для поддержания
необходимого избыточного давления в кабинах в высотном
полёте.
1941
29 января—Первый полёт опытного самолёта «103» — прото-
типа серийного фронтового пикирующего бомбардировщика
Гу-2.
8 марта—Организован Лётно-исследовательский институт —
ЛИИ.
2 2 апреля — На основе исследований, проводившихся с 1937,
А. М. Люлька представил заявку на изобретение двухконтур-
ного турбореактивного двигателя.
«91
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
15 мая— Первый полёт истребителя Глостер Е.28/39 — первого
(эксперим.) англ, самолета с ТРД.
2 5 августа — Завершены гос. испытания двигателя воэд. ох-
лаждения М-82.
Сентябрь — Создан истребитель Як-7.
1М2
1 3 января—Первый полёт вертолёта R-4 фирмы «Сикорский»
(поступившего в 1943 на вооружение ВМС США).
20 апреля — Первый полёт истребителя Ла-5.
15 мая—Первый полёт опытного ракетного истребителя-пе-
рехватчика БИ с ЖРД (летчик Г. Я. Бахчиванджи).
6 июля— Первый полёт самолёта Як-7ДИ — прототипа серийно-
го истребителя Як-9.
1 октября — Первый полёт самолёта Белл Р-59 А «Эракомет» —
первого (опытного) самолёта с ТРД, построенного в США.
Декабрь — Начало лётных испытаний нем. беспилотного само-
лёта-снаряда ФАУ-1 с ПуВРД (с июня 1944 они участвовали в
налётах на Великобританию).
1943
18 февраля—Образовано двигателестроит. ОКБ А. А. Ми-
ку лина.
28 февраля—Первый полёт самолета Як-1М — прототипа се-
рийного истребителя Як-3.
1944
30 января—Начало испытаний самолёта «Ла-5—эталон
1944» — прототипа серийного истребителя —Ла-7.
18 апреля — Первый полёт штурмовика Ил-10 (с октября Эти
самолёты стали поступать на фронт).
12 июля—На вооружение ВВС Великобритании поступили ре-
активные истребители Глостер «Метеор» {в этом же году реактив-
ные истребители применила в боевых действиях также Германия
(Мессершмитт Me 163В и Me 262)]
Декабрь — первые сов. самолёты-снаряды с ПуВРД В. Н. Че-
ломея прошли испытания на самолётах Пе-8 и Гу-2.
Декабрь—На междунар. конференции в Чикаго принято ре-
шение о создании Международной организации гражданской
авиации — ИКАО-
1945
Март— Прошёл испытания первый сов. эксперим. ТРД С-18 А. М.
Люльки.
5 мая — Образовано двигателестроит. ОКБ А. Г. Ивченко.
Август — Первое использование яДерного оружия в войне:
с амер, самолёта Боинг В-29 сброшены атомные бомбы на япон.
города Хиросиму (6 авг.) и Нагасаки (9 авг.).
15 августа — Первый полёт пасс, самолёта Ил-12.
1946
8 марта—В США получил сертификат лётной годности для
гражд. применения вертолет Белл 47.
3 0 марта — Образовано двигателестроит. ОКБ А. М. Люльки.
17 апреля — Образован опытный з-д. От к-рого берёт начало
двигателестроит. ОКБ Н. Д. Кузнецова.
2 4 апреля—Первые испытат. полёты реактивных истребите-
лей МиГ-9 и Як-15.
31 мая — Образовано самолётостроит. ОКБ О. К. Антонова.
1 8 августа—На возд. параде в Тушине наряду с реактивной и
др. авиац. техникой демонстрировались вертолёты «Омега-Il» и
Г-3 — конструкции И. П. Братухина.
1947
2 4 — 2 7 февраля—Успешно прошёл гос. испытания первый
Отечеств. ТРД ТР-1 А. М. Люльки (в мае и июле 1947 начались
испытвт. полеты самолётов Су-11 и Ил-22, на к-рых был приме-
нён ТР-1).
Июнь—Первый полёт эксперим. самолёта Ла-160—первого
сов. самолета со стреловидным крылом.
2 4 июля—Первое в СССР испытат. катапультирование с са-
молёта выполнил Г А. Кондрашов.
31 августа—Первый полёг с.-х. самолета СХА — прототи-
па многоцелевого самолёта Ан-2, Строившегося серийно ок. 40
лет.
14 октября—Первый полёт с превышением скорости звука
совершил Ч. Йигер на эксперим. самолёте Белл Х-1 с ЖРД,
запущенном с самолёта-носителя Боинг В-29 (США).
1 2 ноября—Первый полёт эксперим. вертолёта Ка-8 двухвин-
товой соосной схемы.
12 декабря— Образовано вертолётостроит. ОКБ М. Л. Миля.
30 декабря — Первый полёт самолёта И-310 — протОтипа пер-
вого сов. серийного истребителя МиГ-15 со стреловидным кры-
лом и катапультным креслом.
1948
2 июля — Первый полёт летающей лодки Бе-6.
8 июля—Первый полет реактивного фронтового бомбарди-
ровщика Ил-28.
16 июля — Первый полёт самолёта Виккерс «Вайкаунт» — пер-
вого турбовинтового пасс, самолёта (Великобритания).
2 8 сентября — Первый полёт вертолёта Ми-1, ставшего пер-
вым сов. серийным вертолётом.
7 октября—Образовано вертолётостроит. ОКБ Н. И. Камова.
2 6 декабря—Впервые в СССР достигнута скорость звука
на эксперим. самолёте Ла-176 (лётчик О. В. Соколовский).
1949
26 февраля — 2 марта — Первый беспосадочный кругосвет-
ный перелёт с четырьмя дозаправками топливом в полете вы-
полнен на самолёте Боинг В-50А (США).
27 и юля— Первый полёт самолёта Де Хэвилленд «Комета»1 —
первого реактивного пасс, самолёта (Великобритания).
1950
6 февраля—Впервые на серийном самолёте (истребитель
МиГ-17) превышена скорость звука в горизонтальном полёте
(лётчик И. Т. Иващенко).
1951
Начат серийный выпуск двигателя ВК-1Ф с тягой 33,1 кН —
первого в СССР ТРД с форсажной камерой.
1952
27 апреля—Первый полёт дальнего реактивного бомбарди-
ровщика Гу-16.
2 7 мая — Первый полёт самолета СМ-2 — прототипа первого
сов. серийного сверхзвук, истребителя МиГ-19.
19 июня — Первый полёт всепогодного перехватчика Як-25.
3 июля—Первый полет вертолета Як-24 двухвинтовой про-
дольной схемы.
1	1 ноября—Первый полёт стратегии, турбовинтового бомбар-
дировщика Гу-95.
Ноябрь — Завершены гос. испытания ТРД АМ-3 (РД-3) с тягой
85,3 кН (в те годы — самого мощного в мире).
1953
2	0 января—Первый полёт стратегии, реактивного бомбарди-
ровщика М-4.
14 апреля — Первый полёт многоцелевого вертолёта Ка-15—
первого серийного вертолёта ОКБ Н. И. Камова.
25 мая—Первый полёт истребителя Норт Американ F-100
«Супер сейбр» — первого серийного сверхзвук, самолёта США.
1954
1 августа—Совершил вертик. взлёт экслерим. турбовинтовой
самолёт Конвэр XFY-1 (США) — СВВП со взлётом и посадкой
при вертик. положении фюзеляжа.
Апрель — Запущен в серийное произ-во самый мощный в мире
ТВД НК-12 мощн 9200 кВт.
1 6 июня—Первый полёт эксперим. самолёта Е-4 с треуголь-
ным крылом, на базе к-рого создан истребитель МиГ-21.
17 июня— Первый полёт самолёта Гу-104 — первого сов. реак-
тивного пасс, самолета.
7 сентября — Начало заводских испытаний самолёта С-1 (про-
тотипа фронтового истребителя Су-7), в ходе к-рых впервые в
СССР была достигнута скорость (2170 км/ч), более чем в 2 раза
превышающая скорость звука.
1956
17 января—В Москве открыт Науч .-мемориальный музей
Н. Е. Жуковского.
20 июня — Первый полёт реактивного гидросамолёта — летаю-
щей лодки Бе-10.
1957
2 9 января—Образован Международный Совет по авиацион-
ным наукам — ИКАС.
7 марта—Первый полет пасс, турбовинтового самолёта Ан-10.
5 июня — Первый полёт вертолета Ми-6 — первого сов. верто-
лёта с ГТД.
4 и юл я — Первый полет пасс, турбовинтового самолёта Ил-18.
15 ноября — Первый полет межконтинентального турбовин-
тового пасс, самолета Гу-114.
1958
5 марта—Первый полет сверхзвук, многоцелевого самолёта
Як-28.
692
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1	4 августа — Указом Президиума ВС СССР введены почетные
звания «Заслуженный летчик-испытатель СССР» и «Заслуженный
штурман-испытатель СССР».
Сентябрь — На Всемирной выставке в Брюсселе присуждены
«Гран при» А. Н. Туполеву за Ту-114; золотые медали — С. В.
Ильюшину (Ил-18), О. К. Антонову (Ан-10 и Ан-12), М. Л. Милю
(Ми-4), Н. И. Камову (Ка-18)
Впервые число авиапассажиров через Сев. Атлантику превысило
число пассажиров, пользующихся мор. судами.
1959
2	4 апреля — Начало заводских испытаний истребителя-бомбар-
дировщика Су-7Б.
2	8 июня — Беспосадочный перелёт Москва — Нью-Йорк совер-
шил пасс, самолет Гу-114.
19 октября—Первый полёт винтокрыла Кв-22.
2 0 октября — Первый полёт пасс, турбовинтового самолёта
Ан-24 для авиалиний малой протяжённости.
Декабрь — Прошёл гос. испытания первый сов. двухконтурный
ТРД Д-20П (применялся на пасс, самолёте Ту-124).
1960
15 октября—Первый полет вертолета Ми-10, предназначен-
ного для транспортировки крупногабаритных грузов (в 1965 на
его базе создан вертолёт-кран Ми-1 ОК).
1961
12 апреля—Ю. А. Гагарин впервые в истории человечества
совершил полёт в космос на космич. корабле «Восток».
1962
2 февраля — Завершен перелет Москва—Антарктида—
Москва на самолетах Ан-12 и Ил-18 (начался 15 дек. 1961).
3 0 мая — Первый полет истребителя-перехватчика Су-15.
17 сентября — Первый полёт вертолёта Ми-8 в двухдвигат.
варианте.
1 ноября — Прыжки с парашютом из стратосферы совершили
П. И. Долгов и Е Н. Андреев.
1963
3 января—Первый полёт дальнего магистрального пасс, само-
лёта Ил-62.
2 9 июля—Первый полёт опытного самолёта Ту-1 24А—прото-
типа пасс самолета Ту-134.
2 3 августа — Эксперим. ракетоплан Норт Американ Х-15А
(США) достиг высоты 107 860 м (лётчик Дж. Уолкер).
1964
3 марта—Первый полёт истребителя МиГ-25 (на его модифи-
кации Е-266 установлен ряд мировых, в т. ч. абсолютных, ре-
кордов скорости и высоты полёта).
21 декабря — Первый полет истребителя Дженерал дайнемикс
F-111 —первого серийного самолёта с изменяемой в полёте
Стреловидностью крыла (США).	>
1965
27 февраля — Первый полет широкофюэеляжного турбовин-
тового трансп. самолёта Ан-22 «Антей» (в рекордных полётах
поднимал груз массой 100,444 т).
18 августа — Первый полёт многоцелевого вертолета Ка-26.
1966
2 августа—Первый полёт эксперим. самолёта С-22И П. О. Су-
хого — первого в СССР самолета с изменяемой в полёте стрело-
видностью крыла.
21 октября— Первый полёт пасс, реактивного самолёта Як-40
для коротких авиалиний.
1967
10 апреля—Первый полёт истребителя МиГ-23, ставшего пер-
вым серийным сов. самолётом с изменяемой в полёте стрело-
видностью крыла.
27 июня—Первый полёт эксперим. вертолёта В-12 (Ми-12);
в рекордных полетах поднимал груз массой св. 40 т.
9 июля — На возд. параде в Домодедове демонстрировалась
новая авиац. техника, в т. ч. первый сов. истребитель вертик.
взлета и посадки Як-36.
3 октября — Эксперим. ракетоплан Норт Американ Х-15А-2
развил скорость 7297 км/ч, в 6,72 раза превышающую ско-
рость звука (лётчик У. Дж. Найт).
1968
3 октября — Первый полёт пасс, самолёта Ту-154.
31 декабря — Первый полёт сверхзвук, пасс, самолёта Ту-144.
1969
9 февраля — Первый полёт широкофюзеляжного пасс, самоле-
та Боинг 747 (США).
2 марта—Первый полёт англо-франц, сверхзвук, пасс, само-
лёта «Конкорд»
Апрель — Вертикально взлетающий истребитель Хокер Сидли
«Харриер» принят на вооружение ВВС Великобритании
19 сентября— Первый полет транспортно-боевого вертолета
Ми-24.
1970
14 ноября — СССР вступил в Международную организацию
гражданской авиации — ИКАО.
1971
2 5 марта — Первый полёт реактивного трансп. самолета
Ил-76Т.
15 сентября — Ленингр. высшее авиац. уч-ще ГВФ преобра-
зовано в Академию гражданской авиации.
1972
2 2 августа — Первый полет эксперим. сверхзвук, самолёта
Т-4 («100») ОКБ П. О. Сухого; самолёт был оборудован элект-
родистанц. системой управления рулевыми поверхностями.
2 8 октября — первый полет широкофюзеляжного пасс, са-
молёта зап.-европ. консорциума Эрбас индастри А.300В.
1973
1	6 февраля — образованы Гос. комиссия по безопасности
полетов гражд. авиации СССР (Госавианадзор) и Гос. авиац. ре-
гистр (Госавиарегистр).
1974
Январь — Образован Научно-экспериментальный центр автома-
тизации управления воздушным движением — НЭЦ АУВД.
1975
2	2 февраля—Первый полёт прототипа штурмовика Су-25.
6 марта — Первый полет ближнемагистрального пасс, само-
лёта Як-42.
16 сентября — Первый полёт дальнего перехватчика МиГ-31.
1976
2 2 декабря — Первый полёт широкофюзеляжного пасс, само-
лёта Ил-86.
29 декабря — Аэрофлот перешагнул 100-миллионный рубеж по
отправке пассажиров за год.
1977
5 января — Первая отечеств. АСУ возд. движением «Старт»
введена в эксплуатацию в Пулковском аэропорту.
2 0 мая — Первый полёт эксперим. образца истребителя Су-27.
3 1 августа — Первый полет реактивного граней, самолёта
укороч. взлёта и посадки Ан-72.
6 октября — Первый полёт истребителя МиГ-29.
1978
21 февраля — Первый полёт тяжёлого трансп. вертолёта
Ми-26 грузоподъемностью 20 т-
1979
12 июня — Амер, велогонщик Б. Аллен перелетел через пролив
Па-де-Кале на самолете «Госсамер Альбатрос» с мускульным
(педальным) приводом возд* винта.
1980
1 1 января — Первый полет прототипа всепогодного многоце-
левого вертолёта Ка-32.
1981
1 2—1 4 апреля — Первый орбитальный полёт амер, многора-
зового возд.-космич. аппарата «Спейс шаттл».
7 июля — На самолёте «Солар челленджер» (амер, конструк-
тора П. Мак-Криди) с электрич. приводом возд. винта от солнеч-
ных батарей совершён перелёт Париж—Лондон.
18 декабря — Первый полёт многорежимного стратегии, бом-
бардировщика Ту-160
1982
I 7 июня — Первый полёт боевого вертолёта Ка-50.
1 — 30 сентября — Первый кругосветный перелёт на верто-
лете совершили амер, летчики Р. Перо и Дж. Кобурн (старто-
вав и финишировав в Далласе, они пролетели 39 837,6 км за
246,5 лётных ч).
693
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
21 декабря — Первый полет боевого вертолёта Ми-28.
2 4 декабря — Первый полёт тяжёлого транспортного широко-
фюзеляжного самолёта Ан-124 «Руслан» грузоподъёмностью
150 т-
1983
30 июля — На модифицир самолёте Норт Американ P-51D
«Мустанг» (США) достигнута скорость 832,12 км/ч — мировой
рекорд для самолёта с поршневыми двигателями.
2 9 сентября — Первый полет трансп. самолёта Ан-74, пред-
назнач. для применения в условиях Арктики и Антарктики.
1985
2 7 июля — Первый полет спортивно-пилотажного акробатнч.
самолёта Су-26М, в конструкции к-рого широко применены ком-
позиц. материалы.
10 ноября — Первый полёт самолёта-аналога орбит, корабля
«Буран».
1986
8 декабря — Первый полет самолета-амфибии «Альбатрос».
14 — 2 3 декабря — Первый беспосадочный кругосветный пе-
релёт без дозаправки топливом в полёте совершили на са-
молёте «Вояджер» проф пилот Д. Ру тан и планеристка Д. Йигер
(США).
1988
15 апреля — Начались лётные испытания эксперим. самолёта
Гу-155, способного использовать криогенные топлива (жидкий
водород, сжиженный природный газ).
2 8 сентября — Первый полёт дальнего магистрального ши-
рокофюзеляжного пасс, самолёта Ил-96-300.
1 5 ноября — Первый орбит, полёт крылатого орбит, корабля
многоразового использования «Буран» (в беспилотном варианте).
21 декабря — Первый полёт сверхтяжёлого трансп. широко-
фюзеляжного самолёта Ан-225 «Мрия» («Мечта») грузоподъём-
ностью 250 т-
1989
2 января — Первый полёт среднемагистрального пасс, самолё-
та Ту-204.
29 декабря — В ходе летных испытаний состоялся первый
вертик. взлет СВВП Як-141.
1990
2 9 марта — Первый полёт самолёта местных возд. линий
Ил114.
1991
2 8 ноября—Впервые в мире проведено лётное испытание
гиперзвукового ПВРД, разработанного в ЦИАМ.
Приложение И
АВИАЦИЯ В ИСТОРИЧЕСКОМ РАЗВИТИИ
В настоящем иллюстрированном приложении приведены изображения летательных аппа-
ратов, показывающие в хронологической последовательности процесс развития авиации
от первых проектов летательных аппаратов Леонардо да Винчи, положившего начало
научным подходам к решению проблем полёта, до современных самолётов и вертолётов.
Иллюстрации объединены в следующие группы.
Зарождение и начальный период развития авиации (таблицы I—V).
Авиация периода 1-й мировой войны 1914—1В (таблицы VI—IX).
Советская авиация периода 1920—30-х гг. (таблицы X—XIII).
Зарубежная авиация периода 1920—30-х гг. (таблицы XIV—XV).
Авиация периода 2-й мировой войны 1939—45 (таблицы XVI—XXII).
Советская авиация периода 1940—80-х гг. (таблицы XXIII—XXIX).
Зарубежная авиация периода 1940—80-х гг. (таблицы XXX—XXXVIII).
В таблицы включены летательные аппараты разнообразных аэродинамических и конст-
руктивных схем как выпускавшиеся для различного практического применения, так и
строившиеся в исследовательских целях для поиска новых путей и направлений развития
авиации. Хронологические даты отображают годы публикации проектов, выдачи патентов,
постройки летательных аппаратов (если они не летали) или их первых полётов. Иллюст-
рации ряда летательных аппаратов, не вошедших в приложение, приведены при статьях о
семействах советских самолётов и вертолётов и о зарубежных авиастроительных фирмах.
694
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Зарождение и начальный период развития авиации. I —3 — рисунки Леонардо да Винчи (1475 Италия) (| — парашют 2 — геликоптер,
3 - орнитоптер) 4 «аэродромическая машина» М В Ломоносова (1754 Россия) 5 — летающая модель Б Лонуа н Ж Бьенвеню
(1784, Франция), 6 — модель планера Дж Кейли (1804, Великобритания) 7 — проект самолёта У Хенсона (|842, Великобритания),
8 — самолёт братьев Дю Тампль (патент |857, постройка — |874, Франция) 9 — планер Ж М Ле Бри на буксировочной тележке
(1857 Франция), |0, 1| —проекты Н А Телешова (Россия) [10—• пассажирский 120 местный самолёт, 1864 (1 — вид сверху,
П — вид сбоку, 111 — вид с кормы — в увеличенном масштабе, как в рисунке из патента А — фюзеляж, В — паровая машина,
С — крыло, D — руль высоты, Е руль направления, Р — переставной балансировочный груз), 11 —самолет «Дельта» с треуголь
ным крылом и пульсирующим воздушно реактивным двигателем, |867|
695
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. II
Зарождение и начальный период развития авиации (продолжение); 1 —эскиз ракетного летательного аппарата Н. И. Кибальчича
с поворотной камерой сгорания (1881, Россия), 2 — самолёт А Ф. Можайского (1883, Россия), 3. 4 — самолёты К Адера (Франция);
[3 — «Эол» (1890). 4 — «Авьон» III (1897)], 5, 6—планеры О Лилиенталя (1891—94, Германия) (5 — моноплан, 6 — биплан),
7 — самолет X Максима (1893, Великобритания), 8—проект цельнометаллического самолёта К Э Циолковского (1894, Россия);
9 — планер О Шанюта (1896, США), 10 — самолёт «Аэродром» С. Ленгли (1903, США)
696
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. Hi
Зарождение н начальный период развития авиации (продолжение, 1903—09): 1 — биплан «Флайер 1» братьев Райт (США); 2 —
биплан № 14bis А. Сантоса-Дюмона (Франция); 3 — биплан Г. Вуазена (Франция); 4 — мультиплан Г. Филипса (Великобритания);
5 — моноплан «Антуанетт» IV (Франция); 6—вертолёт П. Корню (Франция); 7 — моноплан Блерио VII (Франция); 8 — авиетка.
«Демуазель» (Франция); 9 — биплан «Фарман 111» (Франция).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! 697
Табл IV
Зарождение и начальный период развития авиации (продолжение, 1909—11) I — биплан «Бреге I» (Франция), 2 —триплан «Ро II»
(Великобритания), 3—моноплан REP2bis Р Эно Пельтри (Франция), 4 — сфероплан А Г Уфимцева (Россия), 5 — «бесхвостка»
D5 Л Данна (Великобритания) 6—гидросамолет А Фабра (Франция), 7 — бицлаи «Кудашев I» А С Кудашева (Россия),
8 — биплан «Гаккель III» Я М Гаккеля (Россия) 9—двухмоторный самолёт Шорт «Тандем твин» (Великобритания), 10—гидро
самолёт Кертисс А 1 (США)
698
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. V
Зарождение и начальный период разнитня апнации (продолжение, 1912—15). 1 — подкосный моноплан «Гаккель-IX» Я М Гаккеля
(Россия), 2— биплан И И Стеглау (Россия), 3 — гоночный самолёт «Депердюссен монокок» (Франция), 4— модель одновинтового
вертолёта Б Н Юрьева (Россия), 5 — цельнометаллический самолёт «Тюбавион» (Франция) 6—моноплан В Н Хиони (Россия),
7 — четырёхмоторный самолёт «Русский витязь» И И Сикорского (Россия), 8 — двухвостка А А Пороховщикова (Россия), 9 —
цельнометаллический свободноиесущий моноплан J I Г Юикерса (Германия) 10 —большегрузный самолет «Святогор» В А Слеса
рева (Россия)
699
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл VI
Авиация периода 1-й мировой войны 1914—18 1 —разведчик Блерио XI (Франция) 2 разведчик «Таубе» (Германия), 3 —
разведчик Авро 504 (Великобритания) 4 — разведчик истребитель Моран Сольнье L (Франция) 5 — бомбардировщик «Илья Муромец»
И И Сикорского (Россия) 6 — разведчик фарман F 20 (Франция) 7 - истребитель Виккерс F В 5 (Великобритания) 8— истребитель
РБВЗ С 16 И И Сикорского (Россия) 9, |0 — летающие лодки Д П Григоровича (Россия) (9 — М 5 10— М 9)
700
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Авиация периода 1-й мировой войны 1914 —18 (продолжение) 1 — истребитель разведчик Бристоль «Скаут D» (Великобритания)
2 — истребитель Фоккер Е 111 (Германия) 3 — бомбардировщик Кодрон G IV (Франция), 4 — разведчик Авиатик В 11 (Австрия)
5 — истребитель Ныопор 17 (Франция) 6 — разведчик «Лебедь XII» В А Лебедева (Россия), 7 — разведчик «Аиатра Д»
А А Аиатра (Россия) 8 истребитель Гальберштадт D 11 (Германия), 9 — бомбардировщик «Вуазеи VIII» (Франция) 10 —
истребитель Бристоль F 2В (Великобритания)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! 701
Табл VIII
Авиация периода 1-й мировой войны 1914 —18 (продолжение) I — бомбардировщик «Шорт» (Великобритания) 2 — бомбардировщик
Бреге Вге 14 (Франции) 3— истребитель Сопвич «Трайплейн» (Великобритания) 4— истребитель Сопвич «Кэмел» (Великобритания),
5 — бомбардировщик Эрко DH4 (Великобритании), 6—истребитель Фоккер Dr 1 (Германии), 7 — бомбардировщик Гота GV
(Германия) 8 — истребитель RAF SE 5а (Великобритания) 9—истребитель СПАД S Х111 (Франция), 10 — истребитель Пфальц
D 111 (Германия)
'02
**	www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл IX
Авиация периода 1-й мировой войны 1914 — 18 (продолжение) 1 —истребитель Альбатрос Dili (Германия), 2—бомбардировщик
Фридрихсгафен G 111 (Германии) 3-—бомбардировщик Хэндли Пейдж 0/400 (Великобритания), 4-—бомбардировщик Цеппели^
«Стаакеи» (Германия), 5 — бомбардировщик Виккерс «Внми* (Великобритания) 6 — бомбардировщик Блэкберн «Кенгуру* (Великобрн
таиии) 7— истребитель Фоккер D VII (Германия), 8— бомбардировщик Капронн Са 42 (Италия) 9 — бомбардировщик Хаидлн
Пейдж V/I500 (Великобритания), 10 — летающая лодка Кертисс NC 4 (США)
703
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. X
Советская авиация периода 1920—30-х гг. (1922—27);1 — экспериментальный самолёт «КОМТА»; 2. 3 — самолёты Н. Н. Поликарпова
(2 — истребитель И-1? 3 — разведчик Р-1); 4 — пассажирский самолёт АК-1 В. Л. Александрова и В. В. Калинина; 5, 6, 8, 9 —
самолёты А. Н. Туполева (5 — пассажирский цельнометаллический самолёт АНТ-2; 6 — разведчик Р-3; 8 — бомбардировщик
ТБ-1; 9 — истребитель И-4); 7 — истребитель И-2бис Д. П. Григоровича; 10 — экспериментальный самолёт БИЧ 3 Б. И. Черановского.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! .
Табл. XI
Советская авиация периода 1920—-30-х гг. (продолжение, 1927—31): I —спортивный самолёт АИР-1 А С Яковлева, 2, 5 — самолёты
Н Н Поликарпова (2 — истребитель И 3. 5— разведчик Р-5), 3, 8 — самолёты А Н Туполева (3 — пассажирский самолёт АНТ-9,
8— пассажирский самолёт АНТ 14 «Правда»), 4 — самолёт-амфибия Ш 2 В Б Шаврова, 6— экспериментальный автожир КАСКР 1
Н И Камова и Н К Скржииского, 7 — пассажирский самолёт К-5 К А Калинина, 9 — экспериментальный вертолёт ЦАГИ1 ЭА, 10 —
истребитель И 5 Н Н Поликарпова и Д П Григоровича
705
45 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. XII
Советская авиация периода 1920—30-х гг (продолжение, 1931—34). 1 — пассажирский самолёт «Сталь-2» А И Путилова, 2 —
«Звено» № 1 В С Вахмистрова (самолёт-носитель ТБ 1 и два истребителя И 4), 3 — пассажирский самолёт ХАИ I И Г Немала,
4, 5, 6, 8 — самолёты А Н Туполева (4 — разведчик Р 6, 5 — рекордный самолёт АНТ 25, 6 — истребитель И 14, 8 — пассажирский
самолёт АНТ 20 «Максим Горький»), 7 — экспериментальный самолёт «Сталь 6» Р Л Бартини, 9 — автожир А-7 Н И Камова, 10 —
экспериментальный бомбардировщик К 7 К А Калинина
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Советская авиация периода 1920 — 30-х гг (продолжение, 1935—40)- 1 — учебный самолёт УТ 2 А С Яковлева, 2 — экспериментальный
самолёт БОК 5 В А Чижевского, 3, 6 — самолёты А Н Туполева (3 — пассажирский самолёт ПС 35, 6 — рекордный самолёт
АНТ 37бнс «Родина»), 4 — экспериментальный самолёт РК (раздвижное крыло) Г И Бакшаева, 5 — экспериментальный самолёт
«Стрела» А С Москалева, 7 — экспериментальный самолёт «Тандем МАИ» П Д Грушнна, 8 — экспериментальный самолёт И-15
с ПВРД ускорителями И А Меркулова. 9 — экспериментальный ракетопланёр РП 318 1 С П Королёва, 10 — экспериментальный бом-
бардировщик ДБ-ЛК В Н Беляева
707
45:
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. XIV
Зарубежная авиация периода 1920—30-х гг. (1919—29): I — пассажирский самолет Фарман «Голиаф» (Франция), 2 — бомбардировщик
Капрони Са90 (Италия), 3 — пассажирский самолёт Юнкере F13 (Германия), 4 — автожир С 4 X Сиервы (Испания), 5 — пассажирский
самолёт Фоккер F Vll-Зт (Нидерланды), 6 — пассажирский самолёт Локхид «Вега» (США), 7 — рекордный самолёт Райан NYP (США),
8 — гоночный гидросамолёт СупермаринЗ 5 (Великобритания); 9 — пассажирский самолёт ЮнкереG 38 (Германия), )0 — многоцелевой
самолёт Де Хэвилленд D Н 80 «Пус Мое» (Великобритания) *
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. XV
Зарубежная авиация периода 1920—30-х гг. (продолжение, 1929—40): 1 — летающая лодка Дорнье DoX (Германия). 2—пассажир-
ский самолёт Хэндли Пейдж Н Р42 (Великобритания), 3— пассажирский самолёт Дуглас DC-З (США), 4 — пассажирский самолёт
Боинг 247 (США). 5 — пассажирский самолёт Боинг 307 (США), 6, 7 — экспериментальные реактивные самолёты Э Хейнкеля (Герма-
ния) (6— Не 176. 7 — Не.178), 8 — экспериментальный реактивный самолёт Капрони Кампини N1 (Италия), 9— экспериментальный
вертолёт Фокке-Вульф FW 61 (Германия), 10— экспериментальный вертолет Сикорский VS 300 (США)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
709
й
Табл. XVI
Авиация периода 2-й мировой войны 1939—45. Самолёты СССР. 1, 2, 4 — самолёты А Н Туполева (1 — бомбардировщик ТБ-3, 2 —
бомбардировщик СБ. 4 — летающая лодка МТБ 2), 3 — летающая лодка МБР-2 Г М Бериева, 5, 7, 9 — истребители Н Н Поликарпова
(5 — И 16, 7 — И |5бис, 9 — И 153 «Чайка»), 6 — летающая лодка МДР 6 И В Четверикова, 8 — бомбардировщик ДБ ЗФ С В Илью
шина, 10— бомбардировщик ТБ-7 В М Петлякова
710	www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл XVII
Авиация периода 2-й мировой войны 1939—45 Самолёты СССР (продолжение) I —бомбардировщик Як 4, 2—многоцелевой
самолет Су 2, 3 — бомбардировщик Ар 2 4 — бомбардировщик Ер 2 5 — бомбардировщик Пе 2 6 — истребитель ЛаГГ 3 7— истре
битель Як 1,8 — истребитель МиГ 1 9— истребитель МиГ 3, 10 — штурмовик Ил 2
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
711
Табл. XVIII
Авиация периода 2-й мировой войны 1939—45. Самолёты СССР (продолжение). 1 —корабельный самолёт Бе 4, 2 — истребитель
Як 7Б, 3 — ночной бомбардировщик По 2, 4 — экспериментальный реактивный истребитель перехватчик БИ, 5 — бомбардировщик
Ту 2, 6 — истребитель Л-5, 7 — истребитель Як-9, 8 — штурмовик Ил 10, 9— истребитель Ла 7, 10— истребитель Як-3
712	www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. XIX
Авиация периода 2-й мировой войны 1939—45 (продолжение): 1 — истребитель ПЗЛ Р 24 (Польша), 2—10 — самолёты Великобритании
(2—истребитель Супермарин «Спнтфайр», 3 — истребитель Хокер «Харрикейн», 4-—летающая лодка Шорт «Сандерленд», 5 —
бомбардировщик Виккерс «Веллингтон», 6 — многоцелевой самолет Бристоль «Бофайтер», 7 — бомбардировщик Хэндли Пейдж
«Галифакс», 8 — бомбардировщик Де Хэвилленд «Москито», 9 — реактивный истребитель Глостер «Метеор», Ю — бомбардировщик
Авро «Ланкастер»)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
713
Табл. XX
Авиация периода 2-й мировой войны 1939—45 (продолжение) Самолёты США I —летающая лодка Коисолидейтед «Каталина»,
2 — истребитель Белл Р 39 «Эракобра», 3 — истребитель Кертисс Р 40 «Уорхоук», 4 — бомбардировщик Коисолидейтед В 24 «Лнберей
тор», 5 — бомбардировщик Боинг В 17 «Флайинг фортресс», 6 — истребитель Локхид Р 38 «Лайтнинг», 7 — бомбардировщик Дуглас
А-20, 8— истребитель Грумман F6F «Хелкэт» 9 — истребитель Воут F4U «Корсар», 10 — истребитель Рипаблик Р 47 «Тандерболт»
714
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл XXI
Авиация периода 2-й мировой войны 1939—45 (продолжение) 1 2 — самолеты США (1 — бомбардировщик Боинг В 29 «Суперфортресс»
2 — истребитель Норт Американ Р 51 «Мустанг») 3 4 — самолеты Франции (3 - истребитель Блок М В 152 4 — истребитель Моран
Сольиье М S 406) 5 10 — самолеты Германии (5 — разведчик Фоккс Вульф FW189 6—истребитель Мессершмитт Ме109 7 —
бомбардировщик Юнкере Ju88 8 — бомбардировщик Дориье Do217 9 — бомбардировщик Хейнкель Helll 10 — бомбардировщик
Юнкере Ju87)
715
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл XXII
Авиация периода 2-й мировой войны 1939—45 (продолжение) I—4—самолеты Германии (I —истребитель Фокке Вульф FW190,
2 — самолет снаряд ФАУ 1 3 — реактивный истребитель Мессершмитт Ме163 4 — реактивный истребитель Мессершмитт Ме262)
5 6 — самолеты Италии (5 — бомбардировщик Пьяджо Р 108 6 — истребитель ФИАТ G 55) 7—10 — самолеты Японии (7— бомбарди
ровщик Мицубиси К> 21 8 — истребитель Накадзима Kj 43 9 — летающая лодка Каваннси Н8К2 10 — истребитель Мицубиси А6М
«Зеро»)
716
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл XXIII
Советская авиация периода 1940—80-х гг. (1945—47) I — истребитель МиГ 9 2 — пассажирский самолёт Ил 12, 3 - истребитель
Як 15 4 — опытный вертолет «Омега 11» И П Братухина 5 — учебно спортивный самолет Як 18 6 — опытный истребитель Су 9
7 — экспериментальный вертолет А С Яковлева 8 — опытный бомбардировщик Ту 12 9 — экспериментальный истребитель Ла 160,
10 — экспериментальный бомбардировщик Ил 22
717
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл XXIV
Советская авиация периода 1940—80-х гг (продолжение, 1947—50) 1 — многоцелевой самолет Ан 2 2 — многоцелевой самолет
Як 12А 3 — истребитель МиГ 15 4 — экспериментальный вертолет Ка 8 5 — бомбардировщик Ил 28 6 — многоцелевой вертолёт Ми 1
7 — летающая лодка Бе 6 8 — истребитель МиГ 17 9 — экспериментальный истребитель Ла 176 10 — пассажирский самолет Ил 14
^18	www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. XXV
Советская авиация нернода 1040—80-х гг. (продолжение, 1052—56)- 1 —бомбардировщик Ту 16, 2 — многоцелевой вертолёт Ми 4,
3 — транспортный вертолёт Як-24, 4 — истребитель Як 25, 5 — многоцелевой вертолёт Кд-15, 6 — бомбардировщик М 4 В М Мясищева,
7 — истребитель МиГ 19, 8 — пассажирский самолёт Ту 104, 9 — истребитель Су-7, 10 — летающая лодка Бе 10
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
719
Табл XXVI
Советская авиация периода 1940—80-х гг (продолжение, 1956—59) 1 — транспортным самолет Ан 8 2 — транспортный вертолёт
Мн 6 3 — экспериментальный «турболет* А Н Рафаэлянца 4 — пассажирским самолет Ан 10 5 — истребитель МиГ 21 6 — пас
сажирский самолет Ил 18 7 — пассажирский самолет Ту 114 8 — многоцелевой самолет Як 28 9—пассажирский самолет Ан 14
«Пчелка* 10— пассажирский самолет Ан 24
720
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
9	•	Ю
Табл. XXVII
Советская авиация периода 1940—80-х гг. (продолжение, 1959—63): 1—пассажирский самолёт Ту-124, 2 — транспортный вертолёт
Ми-10, 3 — учебно-треинровочиый самолёт Як-30, 4 — экспериментальный бомбардировщик М-50 В М Мясищева, 5 — эксперименталь-
ный винтокрыл Ка-22. 6 — истребитель МиГ-25. 7 — многоцелевой вертолёт Ми-8, 8 — самолёт-амфибия Бе 12 «Чайка», 9 — многоцелевой
вертолёт Ми-2, 10— пассажирский самолёт Ил-62
721
46 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл XXVI11
Советская авиация периода 1940—80-х гг (продолжение. 1963—68) 1 — пассажирский самолёт Ту 134, 2— вертолёт-кран Ми ЮК,
3 — транспортный самолет Ан 22 «Антей» 4 — пассажирский самолёт Як 40 5 — многоцелевой вертолёт Ка 26, 6 — пассажирский
самолет Ту 154 7 — противолодочный вертолёт Ка 25 8 — истребитель МиГ 23 9 — самолет вертикального взлета и посадки Як 36
10 — экспериментальный вертолет В 12 (Ми 12)
722
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл XXIX
Советская авиация периода 1940—80-х гг (продолжение, 1968—82) 1 — сверхзвуковой пассажирский самолёт Ту 144, 2 — транспортный
самолёт Ил 76Т 3— пассажирский самолет Ан 28, 4 — транспортный самолет укороченного взлета н посадки Ан 72, 5 — пассажирский
самолёт Як 42, 6 — транспортный самолёт Ан 124 «Руслан», 7 — транспортный вертолёт Ми 26 8—пассажирский самолёт Ил 86
9— многоцелевой вертолёт Ка 32, 10— экспериментальный самолет Т 4 П О Сухого
46*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
723
Табл. XXX
Зарубежная авиация периода 1940—80-х гг (1943—49): 1 — истребитель Де Хэвнлленд «Вампир» (Великобритания), 2 — истребитель
Рипаблик F-84 «Тандерджет» (США), 3— экспериментальный самолёт Белл X 1 (США), 4 — экспериментальный бомбардировщик
Нортроп ХВ-35 (США), 5 — истребитель Норт Американ F 86 «Сейбр» (США), 6 — пассажирский самолёт Виккерс «Вайкауит»
(Великобритания), 7 — пассажирский самолёт Де Хэвилленд «Комета 1» (Великобритания), 8— экспериментальный самолёт «Ледюк»
010 (Франция) на самолёте носителе, 9 — многоцелевой вертолёт Белл 47 (США), 10 — транспортный самолёт Фэрчайлд С 119
«флайннг бокскар» (США)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ю
Табл. XXXI
Зарубежная авиация периода 1940—80-х гг. (продолжение, 1851—54)- 1 —бомбардировщик Боинг В 52 «Стратофортресс» (США),
2 — бомбардировщик Авро «Вулкан» (Великобритании), 3 — истребитель Хокер «Ха и тер» (Великобритания). 4 — истребитель Глостер
«Джовлин» (Великобритания), 5 — истребитель Норт Американ F-100 «Супер сейбр» (США), 6 — истребитель Локхид F 104 «Старфай
тер» (США), 7 — истребитель Дассо «Мистер» IVA (Франция), 8—экспериментальный самолёт вертикального взлёта и посадки
Конвэр XFY-1 (США), 9 — транспортный самолёт Локхид С-130 «Геркулес» (США), 10— истребитель Инглиш электрик «Лайтиинг»
(Великобритания)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
72S
1
Табл. XXXII
Зарубежная авиация периода 1940—80-х гг (продолжение, 1955—58): 1 —многоцелевой вертолёт Сюд авиасьон SE 313 «Алуэт» 11
(Франция). 2 — пассажирский самолёт Сюд авиасьон «Каравелла» (Франция), 3 — разведчик Локхид U-2 (США), 4 — пассажирский
самолёт Фоккер F 27 «Френдшип» (Нидерланды), 5 - многоцелевой вертолёт Соидерс Ро «Скаут» (Великобритания), 6 — бомбар
дировщик К°ивэр В 58 «Хаслер» (США). 7 — истребитель Дассо «Мираж» 111 (Франция). 8 — пассажирский самолёт Боинг 707 (США).
9— многоцелевой вертолёт Белл UH 1 «Ирокез» (США). 10— истребитель Макдоннелл-Дуглас F-4 «Фантом» 11 (США)
726
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. XXXIJI
Зарубежная авиация периода 1940—80-х гг. (продолжение, 1959—63); 1 — противолодочный вертолёт Сикорский SH-3A «Си книг»
(США); 2 — транспортный вертолёт Сикорский СН-54 «Скай крейи» (США); 3 — экспериментальный самолёт Норт Американ Х-15
(США); 4 — транспортный вертолёт Боинг вертол СН-47 «Чинук» (США); 5—многоцелевой самолёт ПЗЛ 104 «Вилга» (Польша);
6 — учебио-тренировочный самолёт ПЗЛ TS 11 «Искра» (Польша); 7 — самолёт дальнего радиолокационного обнаружений Грумман
Е-2 «Хоукай» (США); 8— пассажирский самолёт Хокер Сидли «Трайдент» (Великобритания); 9— пассажирский самолёт Боинг 727
(США); 10— пассажирский самолёт Виккерс VC-10 (Великобритания)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Зарубежная авиация периода 1040—80-х гг (продолжение, 1963—67) 1 — пассажирский самолет Бритиш эркрафт корпорейшен
ВАК 111 (Великобритания) 2 — пассажирский самолет Макдоннелл Дуглас DC 9 (США) 3 — разведчик Локхид SR 71 (США)
4 — боевой вертолет Белл АН 1 «Хьюи кобра» (США) 5—истребитель бомбардировщик Дженерал дайнемикс F 111 (США) 6 —
штурмовик Воут А 7 «Корсар» II (США) 7 — экспериментальный бомбардировщик Норт Америкаи ХВ 70 «Валькирия» (США)
8— истребитель СААБ «Виггеи» (Швеция) 9— самолет вертикального взлета н посадки Хокер Сидли «Харриер» (Великобритания)
10— многоцелевой вертолет Мессершмитт Бельков Блом Во 105 (ФРГ)
728
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Зарубежная авиация периода 1940—80-х гг (продолжение, 1967—70) 1 — учебный самолёт Аэро L 39 «Альбатрос» (Чехословакия),
2 — летающая лодка Сии Мейва PS 1 (Япония) 3 — сверхзвуковой пассажирский самолёт БАК—Аэроспасьяль «Конкорд» (Великобри
тання—Франция) 4 — пассажирский самолет Боинг 737 (США) 5 — пассажирский самолет Лет L 410 (Чехословакия) 6 — пас
сажирскнй самолет Боинг 747 (США) 7 — истребитель Грумман F 14 «Томкэт» (США) 8 — транспортный самолет Локхид С 5А
«Галакси» (США), 9 — пассажирский самолет Локхид L 1011 «Трайстар» (США) 10 — пассажирский самолет Макдоннелл Дуглас
DC 10 (США)
729
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. XXXVI
Зарубежная авиация периода 1940—80-х гг. (продолжение, 1971 — 75): [ — многоцелевой вертолёт Уэстленд WG 13 «Линкс» (Великобри-
тания), 2— истребитель Макдоннелл-Дуглас F-15 «Игл» (США), 3 — штурмовик Фэрчайлд рипаблик А 10 «Тандерболт» 111 (США),
4 — пассажирский самолёт консорциума «Эрбас нндастри» А 300, 5 — экспериментальный аппарат с несущим корпусом Мартин
Мариетта Х-24В (США), 6 — истребитель Дженерал дайнемикс F 16 «Файтинг фолкон» (США), 7—истребитель концерциума
«Панавна» «Торнадо», 8—транспортный вертолёт Сикорский CH 53Е «Супер сталлион» (США), 9— боевой вертолёт Хьюз АН 64
«Апач» (США), 10 — многоцелевой вертолет Сикорский 1JH-60A «Блэк хоук» (США)
730
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл. XXXVII
Зарубежная авиация периода 1940-80-х гг. (продолжение, 1975-79): 1 - самолёт дальнего радиолокационного обнаружения Боинг
Еяи „» пне ЛгА)’ 2 — истребитель Макдоннелл Дуглас F 18 «Хорнит» (США), 3 - пассажирский самолёт Де Хэвилленд оф
LL w к/лпм Т'* 4 - истРеб_итель Да«о-Бреге «Мираж» 2000 (Франция), 5 - экспериментальный преобразуемый аппарат
Ьелл XV 15 (США) 6 — многоцелевой вертолёт Аэроспасьяль «Супер пума» (Франция), 7 — истребитель J 5 (КНР), 8 — истребитель-
SAM365N*«^o^eH ^(Ф* а₽аИО)Э> ~ С0К° JAR 93/J 22 «°Рао» (Румыния, Югославия), 9 — многоцелевой вертолёт Аэроспасьяль
731
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
4
Табл. XXXVIII
Зарубежная авиация периода 1940—80-х гг. (продолжение, 1980—88). 1 —пассажирский самолёт Бритиш аэроспейс ВАе 146 (Велико
британия), 2 —самолёт «Солар Челленджер» с силовой установкой из солнечных батарей (США), 3 — рекордный самолёт «Вояджер»
(США), 4—пассажирский самолёт консорциума «Эрбас индастри» АЗ 10 300, 5 — бомбардировщик Рокуэлл В-1В (США) , 6—пас-
сажирский самолёт Боинг 767 (США), 7 — противотанковый вертолёт Агуста А129 «Мангуста» (Италия), 8 — пассажирский самолёт
консорциума «Эрбас индастри» А32О, 9 — орбитальная ступень воздушно-космического аппарата «Снейс шаттл» (США)
732
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Приложение III
Числовые значения ряда параметров Международной стандартной атмосферы
Величины в функции геометрической высоты
Геометри- ческая высота Н,	Температура Т, К	Давление р, Па	Плотность р, кг/м3	Р/Рс	е/йс	Скорость звука а, м/с	Кинематическая вязкость v, м2/с
0	288,150	1,01325+5	1,22500	1,00000	1,00000	340,294	1,4607—5
250	286,525	9,83576+4	1,19587	9,70714—1	9,76220—1	339,333	1,4897
500	284,900	9,54613	1,16727	9,42130	9,52876	338,370	1,5195
750	283,276	9,26346	1,13921	9,14232	9,29964	337,403	1.5500
1000	281,651	8,98763	1,11166	8,87010	9,07477	336,435	1,5813
1500	278,402	8,45597	1,05810	8,34539	8,63759	334,489	1,6463
2000	275,154	7,95014	1,00655	7,84618	8,21676	332,532	1,7147
2500	271,906	7,46917	9,56954—1	7,37150	7,81187	330,563	1,7868
3000	268,659	7,01212	9,09254	6,92042	7,42248	328,584	1,8628
3500	265,413	6,57804	8,63402	6,49202	7,04818	326,592	1,9429
4000	262,166	6,16604	8,19347	6,08541	6,68854	324,589	2,0275
4500	258,921	5,77526	7,77038	5,69973	6,34317	322,573	2,1167
5000	255,676	5,40483	7,36429	5,33415	6,01166	320,545	2,2110
5500	252,431	5,05398	6,97469	4,98784	5,69362	318,505	2,3107
6000	249,187	4,72176	6,60111	4,66002	5,38866	316,452	2,4162
6500	245,943	4,40755	6,24310	4,34991	5,09641	314,385	2,5278
7000	242,700	4,11053	5,90018	4,05677	4,81648	312,306	2,6461
7500	239,457	3,82997	5,57192	3,77988	4,54850	310,212	2,7714
8000	236,215	3,56516	5,25786	3,51854	4,29213	308,105	2,9044
8500	232,974	3,31542	4,95757	3,27206	4,04700	305,984	3,0457
9000	229,733	3,08007	4,67063	3,03979	3,81276	303,848	3,1957
9500	226,492	2,85847	4,39661	2,82109	3,58907	301,697	3,3553
10000	223,252	2,64999	4,13510	2,61533	3,37559	299,532	3,5251
10500	220,013	2,45402	3,88570	2,42193	3,17200	297,351	3,7060
11000	216,774	2,26999	3,64801	2,24031	2,97797	295,154	3,8988
11500	216,650	2,09847	3,37429	2,07103	2,75453	295,069	4,2131
12000	216,650	1,93994	3,11937	1,91457	2,54643	295,069	4,5574
12500	216,650	1,79340	2,88375	1,76995	2,35408	295,069	4,9297
13000	216,650	1,65796	2,66595	1,63628	2,17629	295,069	5,3325
13500	216,650	1,53276	2,46464	1,51272	2,01195	295,069	5,7680
14000	216,650	1,41703	2,27855	1,39850	1,86004	295,069	6,2391
14500	216,650	1,31006	2,10654	1,29293	1,71963	295,069	6,7486
15000	216,650	1,21118	1,94755	1,19534	1,58983	295,069	7.2995
15500	216,650	1,11977	1.80057	1,10513	1,46985	295,069	7,8954
16000	216,650	1,03528	1,66470	1,02174	1,35894	295,069	8,5397
16500	216,650	9,57173+3	1,53911	9,44657—2	1,25642	295,069	9,2366
17000	216,650	8,84970	1,42301	8,73398	1.16164	295,069	9,9902
17500	216,650	8,18224	1,31568	8,07524	1,07403	295,069	1,0805—4
18000	216,650	7,56521	1,21647	7,46628	9,93034—2	295,069	1,1686
18500	216,650	6,99480	1,12475	6,90333	9,18160	295,069	1,2639
19000	216,650	6,46747	1,03995	6,38290	8,48942	295,069	1,3670
19500	216,650	5,97997	9,61565—2	5,90178	7,84951	295,069	1,4784
20000	216,650	5,52929	8,89097	5,45699	7,25793	295,069	1.5989
21000	217,581	4,72892	7.57146	4,66708	6,18078	295,703	1,8843
22000	218,574	4,04748	6,45096	3,99456	5,26609	296,377	2,2201
23000	219,567	3,46685	5,50055	3,42152	4,49025	297,049	2,6136
24000	220,560	2,97174	4,69377	2,93287	3,83165	297,720	3,0743
25000	221,552	2,54921	4,00837	2,51588	3,27214	298,389	3,6135
26000	222,544	2,18837	3,42565	2,15975	2,79645	299,056	4,2439
27000	223,536	1,87997	2,92982	1,85538	2,39169	299,722	4,9805
28000	224,527	1,61619	2,50762	1,59506	2,04704	300,386	5,8405
29000	225,518	1,39042	2,14783	1,37223	1,75333	301,048	6,8438
30000	226,509	1,19703	1,84101	1,18137	1,50286	301,709.	8,0134
35000	236,513	5,74592+2	8,46334—3	5,67078—3	6,90885—3	308,299	1,8063—3
40000	250,350	2,87143	3,99566	2,83388	3,26176	317,189	4,0067
45000	264,164	1,49101	1,96627	1,47151	1,60512	325,823	8,4996
50000	270,650	7,97787+ 1	1,02687	7,87354—4	8,38264—4	329,799	1,6591—2
Примечание. Значения параметров взяты из ГОСТ 4401—81 Атмосфера стандартная, соответствующего международному
стандарту ИСО 2533; геометрическая высота Н отсчитывается от Среднего уровня моря; рс, qc — соответственно значения давления и плот-
ности на среднем уровне моря (Н—0); число со знаком плюс или минус, стоящее после значения параметра, является показателем степени
десяти — сомножителя данного параметра, например 1,01325-1-5 означает 1,01325-10s.
733
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В ПОДГОТОВКЕ ЭНЦИКЛОПЕДИИ ПРИНИМАЛИ УЧАСТИЕ
РЕДАКТОРЫ-КОНСУЛЬТАНТЫ
В.А. БАШКИН, С.С. ГАЙГЕРОВ, А.И. ГОЛУБИНСКИЙ, В.С. ГРЯЗНОВ,
А.А. ГЮРДЖИАН, Б.Х. ДАВИДСОН, В.В. ЛАЗАРЕВ, Ю.Н. МАЛЕЕВ,
А.Д. МИРОНОВ, Л.Х. РАЙТБАРГ, В.А. СОСУНОВ, В.Н. СУЧКОВ,
В.М. ЧИЖОВ, В.М. ШЕЙНИН, А.А. ШИЛОВ, Ю.Я. ШИЛОВ.
РЕДАКЦИЯ ПРОМЫШЛЕННОСТИ И ТРАНСПОРТА
Зав. редакцией В.А. ДУБРОВСКИЙ,
ведущие редакторы О.С. ВОРОБЬЕВА, Ю.А. ЗАРЯНКИН,
Л.П. ЧАРНОЦКАЯ, И.К. ШУВАЛОВ, научные редакторы С.И. ВЕНЕЦКИЙ,
Н.А. ГОЛОВАНОВА, Г.А. НАЗАРОВ, С.Н. ПОПОВА, Е.Л. ШИНИНА,
редакторы Т.Ф. КОЗЛОВА, И.Е. НИКИТИНА.
ДРУГИЕ РЕДАКЦИИ И ОТДЕЛЫ
Редакция государства и права — зав. редакцией
Н.Л. ТУМАНОВА, научный редактор И.К. ГОРОДЕЦКАЯ, редактор
Л.В- ЗОНТОВА.
Редакция картографии — зав.редакцией И В. КУРСАКО-
ВА, редактор Н.Н. КОВАЛЁВА.
Литературно-контрольная редакция — зав. редак-
цией Г.И. ЗАМАНИ, редактор Н.Г. РУДНИЦКАЯ.
Редакция иллюстраций — гл. художник А. В. АКИМОВ, ху-
дожественный редактор Л.П. МУШТАКОВА.
Группа библиографии — редактор В.Н. СЕЛЕЗНЁВА.
Группа проверки и сопоставления фактов—руко-
водитель группы И.Н. ПЕТИ НОВ, редакторы М.В. ГОРДОВА,
И.С. РЯХОВСКАЯ, Г.А. САДОВА, Г.Ф. СЕРПОВА.
Группа транскрипции и этимологии — руководитель
группы Е.Л. рИФ, научный редактор М.С. ЭПИТАШВИЛИ.
Отдел перепечатки рукописей — зав. отделом
Л.А. МАЛЬЦИНА.
Отдел считки и изготовления наборного ориги-
нала — зав. отделом Н.В. ШЕВЕРДИНСКАЯ, ст. корректоры
Т.Б. САБЛИНА, И.Т. САМСОНОВА, Е.Е. ТРУБИЦЫНА.
Т ех ни чес кая редакция —зав. редакцией Р.Т. НИКИШИНА,
технический редактор В.В. ЛУН ЯШИНА.
Корректорская —зав. корректорской Ж. А. ЕРМОЛАЕВА, ст.
корректоры С.Н. БУТЮГИНА, В.Н. ИВЛЕВА, Н.М. КАТОЛИКОВА,
Л.А. СЕЛЕЗНЁВА.
Издательско-компьютерный отдел — нач. отдела
И.Н. КОНОВАЛОВА, гл. специалист Н.Н. БЕЛЯЕВ, ведущий
инженер Л.А. РОМАНЕНКО, инженер И.А. МИНАЕВА, нач.
наборного участка Л.А. РУСАНОВА, операторы ЭВМ
М.Н. ЖУКОВА, Т.В. ХОМКОЛОВА.
Копировально-множительная лаборатория — зав.
лабораторией Ю.В. ЕПИФАНОВ, операторы В.И. АНПИЛОГОВА,
Л.Ф. ДОЛГОПОЛОВА, З.Я. ЕПИФАНОВА, В.И. КЛИМОВА, ГВ. МЕ-
ЩАНИНОВА.
Производственный отдел — зам. зав. отделом
В.Н. МАРКИНА, гл. технолог И.А. ВЕТРОВА, ведущий инженер-
технолог Г.Н. РОМАНОВА.
Отдел книжной торговли, рекламы и марке-
тинга — зав. отделом И.Б. ТАРШИС.
Отдел коммерческих поставок и операций — зав.
отделом Т.В. РАТЬКОВСКАЯ.
Художественное оформление энциклопедии Б.К. МИРОШИНА,
иллюстрации Р.И. МАЛАНИЧЕВА, В.А. ВАРЬЯША, К.П. ЗАКАМОЛ-
ДИНА, В.Я. ЛУКЬЯНЦЕВА.
Зам. директора пр производству Н.С. АРТЁМОВ,
зам. директора по материально-техническому
снабжению Ю.И. ЗАВЕДЕЦКИЙ.	,. ,	.	„
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
АВТОРЫ СТАТЕЙ ЭНЦИКЛОПЕДИИ «АВИАЦИЯ:
М М АБДУЛГАМИДОВ, В. X АБИАНЦ, Г Н АБРАМОВИЧ, А Л. АВАЕВ,
3. П. АВГЕЕВА, В С. АВдУЕВСКИЙ. Н А АВРАМЕНКО, В. П АГАФОНОВ,
Н В. АДАМОВИЧ-ИОДКО, А.Н. АЖАЕВ. В. И АККУРАТОВ, А. Ф АКСЕНОВ.
В Н. АЛЕКСАНДРОВ, Г В. АЛЕКСАНДРОВ, М А. АЛЕКСЕЕВ, С М. АЛЕК-
СЕЕВ, В И АЛЕКСЕЕНКО, А К АЛтЬ|НБАЕВ, А. С АЛЬБАЦ, М. Б. АЛЬТМАН,
Б. Н. АМЕЛИН, Г. А. АМИРЬЯНЦ, В. М АНДРИЕНКО, В. Н АНДРИ ЯКА,
Т. г- АНОДИНА, Н Ф АНОШКИН, Г Д- АНТОНЕНКО, Л. И. АРАЛОВ,
А. М АРТЕМЬЕВ, И Г- АРХИПОВ, Е П. АСТАХОВ, В. Г АФАНАСЬЕВ,
А. Я. АШИЕВИЦ. А И БАБУШКИН, А. С. БАБУШКИНА. А. Н БАГДАСАРОВ,
А А. БАДЯГИН, А. В БАЖЕНОВ, В В. БАЖУКОВ, С И. ЬАЗАЗЯНЦ,
В. А. БАЙКУЛОВ, В. И. БАКУЛЕВ. О С БАЛАХОВСКАЯ. Б. Ф. БАЛАШОВ.
В. В. БАЛАШОВ, А Н БАрАНОВ. И. И БАРАНОВ, Н. Б. БАрАНОВСКАЯ,
В Э. БАСКИН, В П. БАтИЗАт. А М БАТКОВ, О П. БАХОВ. А. 3 БАШИНД-
ЖОГИАН, В. А БАШКИН. А В БАШКИРОВА. В Я БЕЗМЕНОВ, В. И. БЕЛКИН,
А. ф. БЕЛОВ. С Л. БЕЛОГОРОДСКИЙ, А. А БЕЛОУС. Ю. А БЕЛОУСОВ,
С М БЕЛОЦЕРКОВСКИЙ, В. В БЕЛЯЕВ, Р А БЕЛЯКОВ, П. Н БЕЛЯНИН,
Л. М БЕРЕСТОВ, В Е. БЕрСУДСКИЙ, А. Ф. БЕСФАМИЛЬНЫЙ. Ю. Г БЕХЛИ,
И А. БИРГЕР, В. И. БИРЮК, В И БОГАЙЧУК, В. В БОГДАНОВ, В. А. БОГУ-
СЛАЕВ, В. А БОДРОВ, В Д БОКСЕР, В. Д БОКША, О В- БОЛХОВИТИНОВ.
Б. И. БОНДАРЕВ, Л. М. БОНДАРЕНКО, А. Р БОНИН, В О. БОрОВИК.
В Я. БОРОВОЙ. М Я БОРОДИН, Ю. П БОрОдИН, И. П БОСЕНКО.
В. Я. БОЧАРОВ, А С. БРАВЕРМАН. В Н БРАЖКО, О. А. БРУК, Б. П БУГАЕВ,
В М. БУЗУЛУкОВ. Н А. БУЛАНОВ. А. В БУЛАНОВСКИЙ, Е. Г БУЛГАКОВ,
Н. Г БУНЬКОВ. В. Н БУТОРИН, В Н БЫЧКОВ, Г. С. БЮШГЕНС, р А ВАРТ-
БАрОНОВ. Ю М ВАСИЛЕНКО, Л Е. ВАСИЛЬЕВ, М И ВАСИЛЬЕВ,
Н. И. ВАСИЛЬЕВ, Ю Н. ВАСИЛЬЕВ, Б И ВАСИЛЬЧЕНКО. К. К. ВАСИЛЬ-
ЧЕНКО, А С ВАСИН. К. П. ВАШКЕВИЧ. О В. ВИНОГРАДОВ, Ю. А ВИНО-
КУР, Н И ВЛАДИМИРОВ, Е. С. ВОЖДАЕВ, Л Н ВОЛОВИК, В. Г ВОЛОВИЧ,
А. 3. ВОРОБЬЕВ, В Г ВОРОБЬЁВ, В Н. ВОРОБЬЕВ, В ф. ВОРОБЬЁВ,
Р И. ВОРСИН. Э. Б БУЛГАКОВ, В М. БУЛЬ, С. А. ВЬЮНОВ, Л Д ГАВРИЛО-
ВА, В. М. ГАДЕЦКИЙ. С. С. ГАЙГЕРОВ, В С. ГАЛКИН. С И ГАЛКИН,
М. Л. ГАЛЛАЙ, Ю А. ГАРАЩЕНКО, Л. М ГАЦУЦ, ф Ш. ГЕЛЬМЕДОВ.
И. Г. ГЕНКИН, А. Ш. ГИНЕВСКИЙ, Ю А. ГЛАДКОВ. С. Г ГЛАЗУНОВ.
Е. Б. ГЛОТОВ. И Л. ГЛУШКОВ, Н. Н ГЛУШКОВ, В. С. ГОЗДЕК. Г С ГОЛОВ-
КИН, В. В. ГОЛУБЕВ, В. Н. ГОЛУБКИН, Е. П. ГОЛУБКОВ. Г И. ГОЛЫШЕВ,
М. Г. ГОМАН. Б. К ГОНЧАРОВ. В. Н ГОНЧАРОВ, А А ГОРБАТКО,
Г. Н. ГОРБУНОВ. Н Т ГОРДЮКОВ, А. И ГОРОХОВ. В А. ГОРЯЧЕВ,
В В. ГОРЯЧЕВ. Л П ГРИМАК, К. В ГРИБОВСКИЙ. В Г ГРИГОРЬЕВ,
Е. А ГРИЦЕНКО, Г. И ГРИШАЕВА, В. И. ГРИШИН. В. К ГРИШИН,
Б. Д. ГРУБИЙ, В. Е ГРУШКО. В П ГРЯЗЕВ. В С. ГРЯЗНОВ, О. И. ГУБАРЕВ,
М М. ГУДИМОВ, Г М. ГУНЯЕВ, А Я. ГУрВИч, Л. Я. ГУРЕВИЧ.
В. Г- ГУРЫЛЁВ, В. Н. ГУСЕВ, Ю. И ГУСЕВ, Н Н. ГУСЕВА, М. А. ГУСЕНКОВА.
А. С. ГУСЬКОВ, А А ГЮРДИЖАН, Г. И. ДАВИДЕНКО, Б X. ДАВИДСОН,
Ю В. ДАВЫДОВ, В. И. ДАНИЛОВА, В Т. ДЕДЕШ, П П. ДЕМЕНТЬЕВ.
В П. ДЕМЕНЧЁНОК, А К. ДЕНЕЛЬ, В. Е. ДЕНИСОВ, В Н. ДЕНИСОВ.
И. А ДЕНИСОВА. В. М. ДМИТРИЕВ. В. И. ДОБАТКИН, А П. ДОБРОЛЮБОВ.
И Л. ДОБРОЛЮБОВА. Н. Н ДОЛЖЕНКО, Ю П ДОРОФЕЕВ, В Е ДОРО-
ШЕНКО. М Е ДРИЦ, Я Н ДРУЖИНИН. А А ДУБ, Ю Б ДУБОВ,
Н. Ф. ДУБОВКИН. А. С. ЕВИНГОВА. В. С ЕГЕР. В. А ЕГОРЦЕВ, В И. ЕЛАГИН,
Е. Н. ЕЛИЗАРОВ, С. Н. ЕМЕЛЬЯНОВ. С А. ЕРМАКОВ. В Ф ЕРОШИН,
М А. ЕРУСАЛИМСКИЙ, Ю. И ЕРШОВ, А. Н. ЕФИМОВ, Л С ЕФИМОВА,
Б. М ЕФИМЦОВ, В. М. ЖАРИКОВ, Ю. Г ЖИВОВ, А. Ф. ЖИГАЧ, Ю Л ЖИ-
ЛИН, В И. ЖУЛЕВ, А П. ЖУрАВЛЕВ, В. А ЖУРАВЛЁВ, Г. И ЗАГАЙНОВ,
А И. ЗАГОРСКИЙ, В. Е ЗАДОрОЖНИЙ, А. Г ЗАЙЦЕВ, С. Л ЗАК,
Г И ЗАЛЬЦМАН, Г Н. ЗАМУЛА, Ю К ЗАНИБОРЩ. Г. В ЗАПОРОЖЕЦ,
А. И. ЗАрУБИН, Ю В. ЗАСЫПКИН. К. В ЗАХАРОВ, А. Г. ЗАЦЕПИН,
В. Г. ЗДАНЕВИЧ, П. М ЗЕЛИНСКИЙ. В Л ЗИМОНт. А М ЗНАМЕНСКАЯ,
Е В. ЗОРИН, А Б ИВАНОВ, А В ИВАНОВ, А Н ИВАНОВ, Б. В ИВАНОВ,
В. Н. ИВАНОВ. В П ИВАНОВ. Ю. И ИВАНОВ, Е. И ИВАНОВА.
К. М. ИЕРУСАЛИМСКИЙ. Ю. В. ИЛЬИН, Ю. С. ИЛЬИН. Р Д. ИРОДОВ,
А С ИСАЕВ, П В. ИСАЕВ. П. К ИСАКОВ, р Д ИСКАНДАРОВ. А Л. ИСКРА.
В. Е. ИШЕВСКИЙ, О К КАВЕРИН. В Б. КАЗАКОВ. А. И КАЛИНИН.
Д. А КАЛИНИН, Ю Л КАРПОВ, Г. В. КАРСАНОВ. А. А КАрЧЕВСКИЙ,
В А. КАСЬЯНИКОВ. Б М КАЦ, В Е. КВИТКА. А. Н. КЕССЕНИХ, А. И КИСЕ-
ЛЁВ, Б А КИСЕЛЕВ. С. т КИШКИН, В С КИЯШКО, Ю М. КЛЕСТОВ,
А. В. КЛИМИН, Р. П КЛЮЕВ, Л. А КЛЯЧКО. В В КНИГИН, В. И. КОБЗЕВ,
А Г КОВАЛЁВ. В А КОВАЛЕВ, Г. И КОВАЛЕВ. Г И КОВАЛЕВ.
М. Н КОГАН, Ю. В КОЖЕВНИКОВ. A. T КОЗЛОВ, И. Т КОЗЛОВ.
М. В КОЗЮТЁНКО, П. В. КОЙФМАН, А П. КОЛЯДИН, А А КОМАРОВ.
Э. К КОНДРАШОВ. В. Г. КОНОНЕНКО, А Д. КОНОПАТОВ, Н М КОПТЕЛО-
ВА, И А КОПЧИКОВ, М. Н КОПЫЛОВ. Л А КОРНЕВ, Н Н КОРЧЕМКИН,
А. В КОРШУНОВ, Н. И. КОРЯГИН. К Ю КОСМИНКОВ, Ю А КОСТЕВ,
В. В- КОСТЕЛЬЦЕВ, В В. КОСтОЧКИН, Г. В КОСТЫРЧЕНКО. в А. КОТЕРЕВ,
Н. И. КОТЕРОВ, А. К КОТИКОВ, Л Ш. КОТКИН, А И КОтОВ,
В Д КОФМАН, Ю. Е. КОЧУРОВ, Ю. И КРАСНОЩЕКОВ. А А КРАСОВ-
СКИЙ, С. Ю. КРАШЕНИННИКОВ. С А. КРЕСтОВ. Г. С. КРиВОНОГОВ,
в в кронштадтов, н г круглов, ю. в. Крылов, в. в крымов,
В Н КРЫСИН, С П. КУВШИННИКОВ. В. П. КУЗНЕЦОВ, Г А КУЗНЕЦОВ.
Е. В. КУЗНЕЦОВ, Н Д. КУЗНЕЦОВ, О А. КУЗНЕЦОВ, Е. Е КУЗЬМИН,
Р Д КУЗЬМИНСКИЙ. Ю. А КУЗЬМИНСКИЙ. Ю В КУКИН, М. г КУЛЬ-
ЧАК, В А. КУРАШВИЛИ. Р И КУРЗИНЕР, В С. КУРИНОВ. Л А. КУРОЧКИН.
В. В. КУСТОВ, В. Ф КУТЬИНОВ. в я КУ ШЕЛЬМ АН, В. И ЛАВрЕНЕЦ-
СЕМЕНЮК. В В. ЛАЗАРЕВ. Б. Ш ЛАНДА. Э. В ЛАПАЕВ, M. П ЛАПИК,
Б В. ЛЕБЕДЕВ, В П. ЛЕБЕДЕВ, Б. С. ЛЕВИН, В. Р. ЛЕВИН, М. А ЛЕВИН,
В. Г. ЛЕЙБОВ, В. Ф ЛЕВИТИН. А М. ЛЕПИЛКИН. П. Е ЛИСИЦКИЙ.
М С. ЛИСТОВ, Ю. А ЛИТВИНОВ, В. В. ЛИТОВЧЕНКО. Э. И. ЛОБАЧЁВ,
г В ЛОГВИНОВИЧ. М. П ЛОГИНОВ, Б А ЛОГУНОВ, С С ЛОГУНОВ,
Г. Е. ЛОЗИНО-ЛОЗИНСКИЙ, В. В. ЛОЗОВСКИЙ. В А ЛОтАРЕВ, б е. лу-
ЖАНСКИЙ. В П ЛУКАЧЕВ. А П. ЛУКОШКИН, К. М ЛУЧАНСКИЙ,
М 3. ЛЬВИН, М Б ЛЬВОВА, М Я ЛЬВОВСКИЙ, О. В. ЛЫЖИН, А. М, ЛЮЛЬ-
КА, С В ЛЯПУНОВ, А А. ЛЯХОВ. И А ЛЯХОВЕНКО. Р. Р МАВЛЮТОВ,
М. И. МАЗУРСКИЙ, Г И МАЙКАПАР, К Н. МАКАРОВ, Ю- В. МАКАРОВ,
В А МАКСИМОВ, Е. Н МАЛАХОВ, Ю Н МАЛЕЕВ, И Д МАЛИНИН.
Р. П МАЛЫГИНА. А. Л МАМАЕВ, Л И МАМОНТОВА, А А. МАНУЧАРОВ,
А А. МАРЕНКОВ, Б Е МАРКАНСКИЙ, В. М. МАСЛОВ. Б. И МАТВЕЕВ,
Н. 3. МАтЮК, Г В. МАХОТКИН, К Н. МАШКОВСКАЯ, А В МЕДВЕДЕВ.
И О МЕЛЬЦ, В Г. МИКЕЛ АД ЗЕ. А. В МИКЕРОВ, В М МИКИРтИЧАН.
Е. М МИЛОСЛАВСКИЙ, А. Ф. МИНАЕВ, Е. М. МИНДЛИН, А Д МИРОНОВ,
В С МИРОНОВ. Б. М МИТИН. Б С МИТИН, В. Т МИТРОХИН, м. И митя-
ШИН, Б А. МИХАЙЛОВ. В В МИХАЙЛОВ, В. Р МИХЕЕВ, С И. МОГИЛЕВ-
ЧИК, Е В МОИСЕЕВ, В Т- МОНАХОВ, Н И МОСКВИтЕЛЕВ, В ф МОХОВ,
Р. В. МУБАРАКШИ, а г МУ НИН. А. М. МУрАШКЕВИЧ, Е В МУХОРДЫХ.
Г И МУШЕНКО, Л В. МЫШКИН, Ю. А МЯГКОВ, А. С МЯКОЧИН,
В. г. НАБАТОВ, Ю. А. НАгАЕВ, К. Г НАЖМУТДИНОВ, А. Ш. НАЗАРОВ,
В А НАЗАРОВ, г- А. НАЗАРОВ, Т. А. НАЗАРОВА, Б. П. НАЛЁТОВ.
Э. Г- НАМСАРАЕВ, Г И. НЕВ ДАХИН. В. Я. НЕЙЛ АНД, А И НЕЛЮБОВ,
Г. И. НЕСТЕРЕНКО. А К. НЕУСЫПИН, В П. НЕФЕДОВ, А. И. НИКИТИН,
В А НИКИТИН, А В. НИКОЛАЕВ. В. А. НИКОЛАЕВ. В. И НИКОЛЬСКИЙ,
Е А НИКОНОВ, В Н. НИКУЩЕНКО. А. А НОВАД. А С НОВИКОВ,
Ю. Ф. НОВИКОВ. Г В НОВОЖИЛОВ, Л П. НОВОЧАДОВ, И. Ф ОБРАЗЦОВ.
К В. СБРОСОВ, А. Г. ОБРУБОВ, Б В ОВСЯННИКОВ. А А. ОВЧАРОВ.
Г. т ОВЧАРОВ. Л Е ОЛЬШтЕЙН, П. В. ОЛЯНЮК, В. Ф ОРЛОВ. В П ОСИ-
ПОВ. Г. И ОСИПОВ, Н Н ОСТРОУМОВ, В. Ф ПАВЛЕНКО, А Ф ПАВЛОВ.
Е. А. ПАВЛОВ, С. А. ПАВЛОВ, С. В. ПАВЛОВ. С Н. ПАВЛОВ. А. И ПАНКРА-
ТОВ, В. С ПАРЛСИНОВ, Н. М ПАРХОМЕНКО, А- Л ПАРХОМОВ, Я. М. ПАР-
ХОМОВСКИЙ. Ю. С. ПАХОМОВА, А. М ПАШЕСТЮК, А Г ПАШКОВ,
И М ПАШКОВСКИЙ, А А. ПЕРЕДУНОВ, В. С ПЕРМИНОВ, Б В ПЕРОВ,
А. Ф ПЕТРАКОВ, В В ПЕТРЕНКО, С А. ПЕТРЕНКО. А В ПЕТРОВ.
А. В- ПЕТРОВ, А М ПЕТРОВ. Д А ПЕТРОВ, К П. ПЕТРОВ. Н 3. ПИНУС.
В. П ПЛОХИХ, А. А ПОГОДАЕВ, X. П. ПОГОСЯН, В. Г ПОДКОЛ ЗИН,
Б. Л ПОКРОВСКИЙ. Ю И ПОЛЕТАЕВ, А А ПОЛЬСКИХ, Г- П. ПОЛЯКОВ.
Н. Г ПОЛЯКОВА. О. Ю ПОЛЯНСКИЙ. В М ПОМОЛОВ, Б А ПОНОМА-
РЕВ, И г. ПОПОВ, к м. попов, Л С. ПОПОВ. Ю. А. постников,
В В. ПрИВЕЗЕНЦЕВ, М. ф. ПРИТУЛО, Д. П. ПУЦЫН. В, И. ПЯтАХИН,
р. В ПЯТЫШЕВ. Е И РАЗУВАЕВ. Л X рАЙТБАРГ, В Л РАЙХЕР. Ю. Е РАС-
КИН. В К РАХИЛИН. В Д. РЕВО. В В РЕЛЯХОВ, О Н РЕУТОВ. С Д рЕ-
ШЕДЬКО. В В. РИТТЕР, Е Л РИФ, И. А РОДИОНОВ, В. В РОДЧЕНКО,
Б. Л. РОЖДЕСТВЕНСКИЙ, В. М. РОЗЕНБЕРГ, М В РОЗЕНБЛАт, В Ю. РОЗИН,
А Г. РОМАНОВ, Л Г РОМАШИН, А. И. рУБАН. С С РУДЕНКО, В. Е РУД-
НЕВ, Я А РУДНИЦКИЙ, В. Ф. РУМ, Г И. РУМЯНЦЕВ, В Ю РУТКОВСКИЙ,
В Г РУХАДЗЕ, О С. РЫЖОВ, Ю А РЫЖОВ, Б П. РЫКОВСКИЙ, Л. С. РЫ-
СИН, А М САВЕЛЬЕВ, В. С. САВИН. А. Ю САВИНОВ. Р В САКАЧ,
735
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Л. А. САМОЙЛОВ, В. Л. САНДРАЦКИИ. М. Б. САУККЕ, Ю. В. САЮТИН,
И. Л. СВЕТЛОВ, Н. А. СВИРИДОВ. Г. П. СВИЩЕВ, Н. Г. СВИщЕВА, Р. Г. СЕКА-
ЧЕВ, М. П. СЕЛИВАНОВ, Н. М. СЕЛИВАНОВА, А. Ф. СЕЛИХОВ, Н. М. СЕ-
МЕНОВА, Л. И. СЕМЕРНЯК, В. М.СЕНЧИЛО. Н. П. СЕРБУЛ, Я. М. СЕРЕБРИЙ-
СКИЙ, В. В. СИДОРЕНКО. С. С. СИЛИН, В. В. СИЛОВ, В. И. С ИЛ ЮК,
А. С. СИНИЦЫН. В. С. СИНЯВСКИЙ, Г. В. СКВОРЦОВ, В. В. С КИПЕНко,
Ф. И.СКЛЯНСКИЙ. Н. М. СКЛЯРОВ, И. М. СКОМОРОХОВ. А. Д. СМИРНОВ,
А. М. СМИРНОВ, Г. А. СМИРНОВ. М. Н. СМОЛЬКОВ, А. А. СМОЛЯР,
В. М. СМУШКОВИЧ, В. И. СМЫСЛОВ, Н. Н. СМЫСЛОВА, Е. И. СОБОЛЕВ.
В. Б. СОКОЛОВ, В. Ф. СОКОЛОВ, Е. Н. СОКОЛОВСКАЯ, С. С. СОЛНЦЕВ,
Е. И. СОЛНЦЕВА, Б. Г. СОЛОВЬЕВ, Е. Е. СОЛОДКиН, П. А. СОЛОМОНОВ,
В. И. СОЛОНИН, Л. И. СОРКИН, В. А. СОСУНОВ, В. И. СОТНИКОВ,
С. Д. СПИВАКОВСКИЙ, Г. Ю. СТЕПАНОВ, В. В. СТЕРНИН. Г. И. СТОЛЯРОВ,
Г. Б. СТРОГАНОВ, В. В. СУЛИМЕНКОВ, И. Г. СУЛТАНОВ, К. Л. СУЛОНЬКО,
Н. Н. СУРКОВ, И. П. СУХАРЕВ, М. В. СУХАНОВ, Ю. Л. СУХОРОСОВ,
В. Н. СУЧКОВ, В. А. СЫрОВАтСКИЙ, В. В. СЫЧЕВ, В. В. СЫЧЕВ,
Г. М. тАВЛИНЦЕВ, М. И. тАРАКАНОВСКИЙ. И. б. ТАРХАНОВ, Р. а. ТЕЙМУ-
РАЗОВ, Р. X. ТЕНИШЕВ, А. М. ТЕР-МАРКАРЯН/А. Г. ТЕР-СИМОНЯН,
В. В. ТИМОФЕЕВ, А. Н. ТИМОШИН, И. Н. ТИТОВСКИЙ, А. И. ТИХОНОВ,
А. М. ТИХОНОВ. М. Н. ТИЩЕНКО, Ю. Г. ТКАЧЕВ, В. К. ТОКАРЕВ.
Э. В. ТОКАРЕВ, В. И. ТОЛМАЧЕВ, О. К. ТРУНОВ, А. А. ТУПОЛЕВ, П. Г. ТУР-
БИН. К. Д. ТУРКИН. В. А. ТУРЬЯН, Б. П. ТУЧИН, А. Ф. ТЫрСИН, Н. А. ТЯПКИН,
Г. В. УКРАИНЦЕВ, М. Е. УЛАНОВ, Ю. А. УЛЬЯНИН, В. А. УСТИНОВ,
О. Н. ФАВОРСКИЙ, И. X. ФАХРУТДИНОВ, О. X. ФАТКУЛЛИН, В. Ф. ФЕ-
ДОРЕНКО, Е. П. ФЕДОРОВ, Е. А. ФЕДОСОВ, А. Д. ФИЛИППОВ, В. В. ФИ-
ЛИППОВ, В. М. ФОМИН, Г. А. ФОМИН, Г. М. ФОМИН, Г. В. ФОМИЧЕВ,
А. В. ФОРАПОНТОВ, Э. Б. ФРЕНКЕЛЬ, И. Н. ФрИдЛЯНдЕР, Б. П. ФРОЛИ-
КОВ, В. М. ФРОЛОВ. В. И. ФУРЛЕТОВ, Е. Г. ХАРИН, А. И. ХАРИТОНОВ.
С. И. ХАРЛАМОВ, А. М. ХВАТАН, Ю. И. ХЛОПКОВ, 3. Е. ХОРОШИЛОВ,
Н. В. ХРУЛЕВ, М. И. ЦАПЛИН. М. М. ЦХОВрЕБОВ, В. М. ЦЫГАНОВ,
Г. А. ЧЕРЕМУХИН, А. Я. ЧЕРКЕЗ, А. А. ЧЕРНИКОВ, Г. Г. ЧЕРНЫЙ, В. И. ЧЕР-
НЫШЕВ, С. Л. ЧЕРНЫШЕВ. А. С. ЧЕРНЯВСКИЙ, И. Н. ЧЕРНЯКОВ, В. И. ЧЕС-
НОКОВ, В. М. ЧИЖОВ, К. Н. ЧИКИНА. А. В. ЧИРИХИН, В. М. ЧУБАРОВ,
Ю. М. ЧУДНЫЙ, В. С. ЧУЙКО, П. И. ЧУШКИН, Р. Е. ШАЛИН, Ю. 3. ШАТИН,'
Е. А. ШАХАТУНИ, И. Л. ШЕВАЛЕВ, В. М. ШЕЙНИН, И. И. ШЕЛЕСТ,
Ю. Ф.ШЕЛЮХИН, В. П. ШЕНКИН, А. А. ШИЛОВ, Ю. Я. ШИЛОВ, И. В. ШИПИ-
ЛОВ, Р. А. ШИПОВ. А. Г. ШИПУНОВ, Л. М. ШКАдОВ, С. М. ШЛЯХтЕНКО,
Я. А. ШНЕЙДЕРМАН, Б. Ф. ШОРР, К. М. ШПИЛЕВ, Д. С. ШРАЙБЕР,
И. К. ШУВАЛОВ, Ф. В. ШУХОВ, В. П. ЩЕЛКИН, В. И. ЩЕРБАКОВ, В. И. ЩИТ-
НИКОВ, Я. Б. ЭНТИС, О. К. ЮГОВ, В. М. ЮДИН, Г. А. ЮДИН, М. И. ЮРО-
ВИЦКИЙ, В. Д. ЮСтОВА, И. И. ЮШКОВ, И. С. ЯБЛОНСКИЙ, В. А. ЯКОВЛЕВ,
м. И. ЯКУШИН. В. А. ЯРОШЕВСКИЙ.
Тираж книги изготовлен при участии
Государственного предприятия «Аэрокон»
Авиация: Энциклопедия /Гл. ред, Г. П. Свищёв. —
А20	М.: Большая Российская энциклопедия, 1994.—
736 с.: ил.
ISBN 5-85270-086-Х
Энциклопедия представляет собой первое в стране многоплановое научно-
справочное издание, в котором систематизированы сведения по обширному кругу
вопросов, относящихся к авиации и воздухоплаванию. В энциклопедии более
2600 статей пО фундаментальным научным основам авиации, по устройству н
характеристикам отечественных и зарубежных летательных аппаратов, по их
созданию н эксплуатации, по воздушному праву, авиационной медицине, по авиа-
ционным видам спорта, о ведущих авиастроительных предприятиях и авиатранс-
портных компаниях мира и по многим Другим вопросам. Значительное внимание
уделено истории авиации и воздухоплавания, в книге более 600 биографий
пионеров авиации, видных учёных, конструкторов, лётчиков и воздухоплавате-
лей, испытателей авиационной техники. Энциклопедия ботвтс иллюстрирована:
в ней содержится более 2О0О иллюстраций, большинство нз которых — цветные.
Книга рассчитана как на специалистов, непосредственно связанных с авиа-
цией и воздухоплаванием, так н на широкий круг читателей.
д 2705140400—10
007(01)—94
629.7[03[
ИБ№228
Лицензия № 010144 от 24.12.91. Сдано в набор 27.05.91. Подписано в печать 09.03.93. Формат издания 84 х 108 1/:в- Бумага офсетная № 1. Гарнитура
Литературная. Печать офсетная. Объём издания 77,28 усл. печ. л. Ус л. кр .-отт. 309,12. Уч.-изд. л. 159,1 Тираж 25000 экз. Заказ 2185.С9.
Научное издательство «Большая Российская энциклопедия*. 109817, г. Москва, Покровский бульвар, д. 8.
Набор и фотоформы изготовлены в 12ЦТ. 121019,г. Москва, ул. Маркса—Энгельса, д. 17.
АООТ «Тверской полиграфический комбинат». 170024, г. Тверь, проспект Ленина^Докь_1а spbjru _ Самолёт своими руками?!