АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ИНСТИТУТ КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ
МОСКВА

ИНСТИТУТ КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОЕ1НИЙ
АКАДЕМИЯ НАУК СССР
Л.Н.Лупкчев, Г .М «Москаленко« В.К.Ходарев
ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ В АТМОСФЕРЕ
ВЕНЕРЫ
1971

Рассматриваются летательные аппараты (ЛА) в ат¬
мосфере Венеры. Найдены схемы ЛА и приведена их
классификация. Определены характеристики и дано срав¬
нение схем ЛА по различным параметрам, в том числе
по грузоподъемности, дальности, скорости и высоте по¬
лета. Указаны экстремальные веса ЛА и зависимости
от некоторых весовых компонент. Произведен выбор пер¬
спективных схем для Венеры, обладающих одновременно
характеристиками авиационных, воздухоплавательных и
глубоководных средств.

Изучение средств передвижения в атмосфере Венеры показы¬
вает, что задача определения общей технической концепции ле¬
тательных аппаратов (ЛА) для этой планеты является весьма
сложной. Это обуславливается прежде всего тем, что условия
полета в атмосфере Венеры связаны с высокими значениями
плотности ( р = 63 + 94 кг/м3), давления ( р = 97 ♦. 159кг/см^)
и температуры ( t = 495 - 574°С) (результаты "Венеры-5” и
"Венеры-б"). Венерианские ЛА по существу должны обладать ком¬
плексом сложных летно-технических данных, характерных для
авиационных, воздухоплавательных и глубоководных аппаратов.
Кроме того, существуют определенные трудности в анализе
энергосиловых систем, связанные с очень малым процентом
содержания окислителя (кислорода) в атмосфере Венеры.
Как будет показано ниже, для большей части венерианских ЛА
характерны большие размеры. Это, в свою очередь, вызывает
необходимость решения ряда не ставившихся ранее инженерных
проблем по обеспечению ракетной транспортабельности вплоть
до предъявления специальных требований к конструкции самих
ракет-носителей (РН).
Изучение модели атмосферы показывает, что средства перед¬
вижения в атмосфере Венеры могут быть разделены на три

4
различные по характеру действия и назначению группы (рис.1):
I - базовые ЛА;
П - глубинные ЛА;
Ш - экскурсионно-десантные ЛА.
Базовые ЛА предназначены для длительного пребывания в
атмосфере Венеры в рекиме дрейфа ( свободно плавающего аэро¬
стата) или управляемого полета (по типу дирижабля) на больших
высотах ( Н = 50 ♦ 60 км), где условия полета по параметрам
плотности ( р ), давления (Р) и температуры ( Т ) близки к
земным на уровне моря.
Базовые ЛА обладают малой маневренностью (по курсу и вы¬
соте полета) и являются тяжелыми носителями многочисленных
систем и грузов, в том числе и десантно-экскурсионных ЛА.
Глубинные ЛА предназначены для передвижения (в режиме па¬
рения или маршевого полета) вблизи поверхности Венеры, а также
осуществления посадки на ее поверхность. Глубинные ЛА могут
обладать определенной маневренностью по аналогии с глубоко¬
водными земными аппаратами типа батискаф, батиплан или
мезоскаф.
Десантно-экскурсионные ЛА (ЭДЛА) предназначены для зондиро¬
вания различных слоев атмосферы Венеры, достижения ее поверх¬
ности, осуществления связи между базовыми и глубинными ЛА,
маневрирования в районах интересующих объектов и возвращения
(если система многоразового действия) на борт базового ЛА. По
конструкции и механике полета ЭДЛА составляют наиболее обширную
многогранную по техническим возможностям группу венерианских
ЛА.

5
Остановимся на рассмотрении различных схем ЛА с целью
сравнения их между собой и изучения наиболее вероятных путей
развития венерианских летательных средств.
Сравнительные характеристики ЛА
В таблице приведены схемы ЛА и их характеристики по наиболее
важным параметрам.
Таблица содержит аэродинамические характеристики (коэффи¬
циенты подъемной силы С у ♦ сопротивления С х » аэродинамичес-
кого качества ), необходимые для расчетов траекторий
движения на гиперзвуке и дозвуке. Приведены скорости, даль¬
ности и времена полета для режимов, характерных для сравнивае¬
мых ЛА. Весовым анализом определены сравнительные данные по
полезной нагрузке (оборудованию и научной аппаратуре), пред¬
ставленные в виде весовой отдачи по полезному грузу (	)
( Az - вес полезного груза, GM- вес ЛА). Веса отдель¬
ных систем (например, систем спасения) приведены в сравнитель¬
ном плане для условий полета в атмосферах Венеры и Земли.
Нагрузки от веса ЛА на единицу характерной площади ( О/ХЛ/$ )
приведены на базе статистических данных и пересчитаны для
Венеры по параметру плотности р . Сравнение по безразмерно¬
му времени реализации представляет возможным внести опреде¬
ленные коррективы на оценку прогнозируемых ЛА.
Как видно из таблицы, ЛА типа "аэростат" имеют наибольшую
весовую отдачу по полезному грузу (мы опускаем парашютные
и им подобные системы, не являющиеся, по существу, летатель¬
ными аппаратами и характеристики их приведены в таблице для
общей полноты представленных в ней данных).

б
Находясь в режиме дрейфа, аэростаты не нуждаются в бортовых
двигательных установках большой модности. Большое время сущест¬
вования, ПРОСТОМ КОНСТРУКЦИИ И МИНИМаЛЬНОе Время рАалжиАц—
ставят в препумеотвенное положение эти 21. В дальнейшем мы
остановимся на рассмотрен» некоторых схем аэростатических
И как аамболее перспективных для Венеры.
11 чисто авиационного типа (тяжелее воздуха) могут бМтв
определены для Венеда по аналоги с земными, как в вариантах
одноразового (цдамруюкне, авторотирующие), так и в вариантах
многоразового (саислоты, вертолеты) действия.
Категория ракетопланов (ракетопланеров) не может быть отне¬
сена к чисто венерианским 11, поскольку ам категория , как
а в зекжмх условиях, предназначена для ременяя ограниченных
задач •входа® в плотные слои атмосферы и не может конкуриро¬
вать по дашостн, грузоподъемности и времени полета с
аэроотапчесиихв 11.
Остановит иха на некоторкх вопросах, связанных с даль-
Hetsai изучением вемерканснкх 11.
Предельные веса жестких аэростатических И
Под жесткими аэростатическими Л1 (111) следует понимать
такие, конструкция которых, не допускает при транспортировке
изменения максимального габарита. Такие 11 не могут быть
выполнены вне геометрических форм и объем», определяемых
Габаритноетъю РН, в частности, обтекателя» головных частей
(их диаметрами по мхцелю Т>).
Рассмотрим гипотетическую схему 111, выполненную в виде
сферы без каких-^шбо других конструктивных дополнений. Зная
7
объем АЛА и учитывая условия аэростатического равновесия
для экспоненциального закона изменения плотности среды,
легко получить
где:	^ог - удельные веса атмосферного и несущего
газов на условной высоте отсчета Н«Н0
("уровне моря"),
Н - высота полета,
jb - показатель экспоненты,
Q - вес АЛА без несущего газа.
АЛА
Формула (I) вырахает предельные веса АЛА в функции диаметра
( D ) и высоты полета ( Н ). Кривые ^ала'^адд^/^) » построен¬
ные по данным модели атмосферы Венеры [2] , представлены на
графике (рис.2). Как видно из графика, головные части РН ,
располагающие, например, габаритом (по миделю) последних сту¬
пеней порядка 6 метров, могут быть снабжены АЛА весом до
6,5 т, обладающими всего лишь нулевой высотностью. Увеличение
высотности еще более снижает вес GAAA. Например, для реали¬
зации АЛА с высотностью Н = 15 км при D = 6 м лимит
веса составил бы всего £ала= 3 т.
Таким образом, в случае использования малых РН, можно
реализовать ЛА только типа легких базовых аэростатов (кон¬
струкция которых мало связана с габаритами РН) или малопод¬
вижные глубинные батискафы.
АЛА с изменяемой геометрией
Схемы АЛА с изменяемой геометрией можно представить, как
показано на рис.З. Составляющими звеньями таких ЛА являются
8
аэростатические дископланы, форма которых в зависимости от
давления среды может меняться от дисковой (эллипсоида враще¬
ния) до шаровой и цилиндрической. На старте они: могут
быть уложены в головной части РН, представляя собой как бы
пакет дископланов.
При большом погружении в атмосфере Венеры в развернутом
виде дископланы (будучи аэродинамически обтекаемыми) смогут
обладать (помимо аэростатической) и аэродинамической подъем¬
ной силой, представляя таким образом возможность широкого
маневра АЛА. Как легко убедиться (рис.2),грузоподъемность
АЛА с переменной геометрией значительно возрастает.
Важным преимуществом АЛА с изменяемой геометрией является
также хорошая компонуемость с крупногабаритными энергосиловы¬
ми установками, специфика работы которых в условиях Венеры
потребует открытого (частично или полностью) расположения на
борту ЛА.
Разновидностью АЛА могут явиться также аппараты, у кото¬
рых часть веса уравновешивается тягой двигательной установ¬
ки либо аэродинамической подъемной силой, возникающей при
обтекании несущих поверхностей. Такие гравистатические лета¬
тельные аппараты (ГЛА), в силу малой парусности и значи¬
тельной перегрузки по неуравновешенному весу, будут обладать
еще большей маневренностью, чем АЛА.
Изучение возможных других схем экскурсионно-десантных
АЛА и ГЛА (с подогревом несущего газа, аэродинамической меха¬
низацией корпуса, применением бортовых энергоустройств, двига¬
телей и движителей, управляемо деформированных оболочек с
использованием волнового эффекта и т.д.) показывает, что
венерианские ЛА мог/т обладать комплексом летно-технических
9
данных, характерных для высокоманевренных дозвуковых самолетов,
малоподвижных дирижаблей, свободно плавающих аэростатов и
глубинных мезоскафов.
Остановимся далее на некоторых следствиях весового анализа,
обуславливавших определенные категории (критерии) яри сравне¬
нии отдельных схем 1А.
Экстремальная ’грузоподъемность ИА
Рассмотрим простейшую схему АЛА, весовой состав которой
( GAAj) определяется весами оболочки ( G^), каркасом ( G^)
и гондолой ( Gr).
Если принять форму несущей части АЛА в виде эллипсоида
вращения с работающим продольно-поперечным набором, то весовое
уравнение, составленное на базе зависимостей весового анализа,
может быть представлено в следующем виде:
Сдал + Р>кар G алл + G г •	№
В этом уравнении параметры оболочки d^ и каркаса j6KAp
являются функциями большого числа величин, характеризующих
прочность, аэростатику и геометрию АЛА. Сюда относятся: удель¬
ная прочность ( 7! ) (6Ъ - допускаемое напряженно, /м -
о и
удельный вес материала конструкции), удельный весовой измери¬
тель оболочки С|,о$ (вес единицы поверхности), объемная
аэростатическая сила ( уа-уг), удлинение оболочки Л и т.д.
О грузоподъемности АЛА можно судить по параметру весовой
г
отдачи ( —£ ) ( Gr - вес гондолы), выражение для которой
Gaaa •
на основании (2) принимает вид

10
(3)
Легко видеть, что зависимость (3) имеет экстремальное реше¬
ние. При этом
(бддА)тах = (-Р^р )^2	(*)
Выражение (4) показывает, что АЛА обладают граничной грузо¬
подъемностью, которая не может быть превзойдена увеличением
объема аэростатической части.
Кривые, иллюстрирующие зависимости (3) и (4) , представлены
на графике (рис.4). Там по горизонтали отложены безразмер¬
ные веса Одла* отнесенные к весу исходного варианта в нача¬
ле координат.
Как видно из графика, для "высотных" АЛА (малые значения
(	характерны большие полетные веса а , для "низко¬
летящих" АЛА - большие весовые отдачи по полазному грузу Сг .
Можно показать, что при учете работы оболочки от дей¬
ствия аэростатических подъемных сил ( $а~$г) весовая отдача
( -^)АЛА будет следовать закону
15>
где параметр о(р имеет такое хе происхождение, как и па¬
раметры £х'о5 и £иар.
Таким образом, для АЛА с нагруженной оболочкой фактор
масштабности (увеличение полетного веса Сдаа ) вызывает
непрерывное уменьшение весовой отдачи ( ~ ).
v АЛА
Однако количественное сравнение зависимостей (3) и (5)
по параметру (	) показывает, что в диапазоне весов,
Сала

II
т » N » L » J » V - количество одинаковых весовых
компонент, зависящих функционально от веса топлива GT,
конечного веса Ск , начального веса Go, ( L » j ) и тяги
двигателя Т , соответственно,

12
- весовые коэффициенты (статистического и аналитического
происхождения) (
П.Х—- тяговооруженность.
0 Со
Легко видеть, что относительный вес элементов конструкции,
определяемых вторым членом зависимости (6), является возрастаю¬
щей функцией параметра Go , в то время как относительный
вес постоянных грузов к х является убывающей функцией того
хе параметра Со . Указанные противоположно действующие фак¬
торы определяют экстремум, лежащий в точке
(&.)»<>,-(*	(W)
Выражение (10) указывает на вес 0о , которому соответ¬
ствует максимальное значение весовой отдачи по топливу
( L” /*к ). Этот вес является в то же время максимально
допустимым весом, поскольку дальнейшее его увеличение приво¬
дит но к увеличению запаса топлива, а наоборот, к уменьше¬
нию этого запаса. Очевидно, что при прочих равных условиях
(удельных расходах топлива, весовых характеристик элементов
конструкции, аэродинамических характеристик и т.д.) это
означает ограничение дальности полета ЭДДА в соответствии
с граничным весом, определяемым выражением (10).
Кривые, иллюстрирующие зависимости (6) и (10), представ¬
лены на графиках (рис.5) и (рис.6). Там вместо размерных
весов Со ■ приняты,как и ранее (рис.4), их безразмер¬
ные величины Со и Дх , а вместо весовой отдачи JUK при¬
нят параметр Ц - 4; (число Циолковского). Как видно из
графиков, увеличение полезного груза Д^ вызывает умень¬
шение числа Ц , несмотря на увеличение при этом веса

13
Обращаясь к исходной зависимости (6), необходимо заметить,
что большая грузоподъемность ЭДЛА не может быть достигнута
при малых значениях параметра JUk (больших дальностях поле¬
та). Это указывает на целесообразность применения их в
качестве разведывательных средств (при малых весах полезных
грузов) с приемлемым радиусом полета от базового ЛА.

14

15

16
Оптимальность высоты дрейфа АЛА обуславливается различным
характером функциональной зависимости веса различных элемен¬
тов конструкции от параметра Н • Так, вследствие изменения
барометрического давления, вес герметической части гондолы
следует закону С“^н , в то время как вес аэростатической
части следует закону e w^H (где со - коэффициент,
определяемые эсовым анализом). В результате действия проткво-
полокных факторов для каждой конкретной конструкции сг ству-
17
тур нагрева.
Кривые безразмерных весов (	» построен¬
ные по уравнение* (20) для различных значений параметра (|0$,
приведены на графике (рис.9). Как видно из графика, указанные
кривые имеют явно выраженный минимум, смешащийся в сторону
малых высот при увеличении параметра (утяжелении оболоч¬
ки). На том же графике приведена пунктирная кривая, построен-

18

19
Потолок любого АЛА (с постоянным запасом подъемного газа)
определяется внешним давлением среды, при котором несущая
оболочка достигает максимального наполнения.
Экскурсионно-десантные ЛА рассчитаны на достижение опре¬
деленных глубин (включая поверхность Венеры) и, как мы уже
говорили, возвращения на борт базовых ЛА. Очевидно, что в
такого рода "челночных" операциях вес гондолы (гермети¬
ческой части) будет постоянным и определен из условий
максимальной глубины погружения. Из этого следует, что в
формуле (23) можно положить 6ге ^-Gr-const (вес гон¬
долы) и затем получить
где

20
Q =	(27)
Ош
Параметр GA является характеристикой грузоподъемности
АЛА (весовой отдачей) по полезному грузу и другим весам,
находящимся на борту АЛА,
Влияние параметра А0Б (характеризующего вес оболочки)
на ".потолок" АЛА при различных значениях весовой отдачи
Од , определяемое формулой (27), показано на графике (рис.11).
Как видно из графика, увеличение весовой отдачи и
утяхеление (по параметру А0Б ) аэростатической части
существенно влияют на "понижении" потолка АЛА. Верхняя
кривая на графике ( Сл-0 ) характеризует высотность АЛА, не
имеющего гондолы.
Сравнительный анализ
Обсуждение схем ЛА имеет целью определение (в меру
адекватности методов перспективных изысканий) вероятных
путей развития летательных аппаратов в атмосфере Венеры.
Ранее мы показали, что среди базовых свободноплавающих
ЛА наиболее близким к реализации является дрейфующий зонд-
аэростат. Американская фирма " Martin ■ предлагает такой
ЛА в сочетании со сбрасываемыми (с борта аэростата) аэроло¬
гическими бомбами минимальных весов (и размеров), что, как
видно из таблицы, повышает весовую отдачу по полезному грузу
(научной аппаратуре), а следовательно, и общую информатив¬
ность эксперимента.

Базовые ЛА являются средством освоения Венеры (ее воздуш¬
ного пространства) "сверху", средн которых могут быть
названы "тяжелые" аэростаты, дрейфующие платформы (одиночные
и составные), а такие зондирующие ЛА типа "Лифт".
К перспективным схемам базовых управляемых ЛА следует
отнести схемы типа маршевого дирижабля, высокоманевренного
дирижабля-дископлана (эллипсоид вращения), а также специаль¬
ные ЛА типа "торшахта". Последние могут явиться носителями
ракетных систем, обеспечивающих доставку венерианских контей¬
неров (с научной информацией) на Землю.
Глубинные ЛА являются представителями средств изучения
(освоения) Венеры "снизу" (пограничного слоя). Сюда отно¬
сятся малоподвижные батискафы, гравистатические батипланы и
низколетающие мезоскафы. Работоспособность таких ЛА (надеж¬
ность, ресурс, информативность и т.д.) составляет большую
научно-техническую проблему, решение которой ухе начато созда¬
нием советских автоматических станций типа "Венера".
ЭДЛА представляют наиболее обширный (по конструкции,
аэродинамическим формам и динамике полета) класс венерианских
ЛА.
Они, также как и земные ЛА, могут быть о двигателями (воз¬
вращаемые) и без них (невозвращаемые), обладая при этом слож¬
ным комплексом летно-технических данных.
Возвращаемые ЭДЛА, после базовых и глубинных ЛА, могут
быть отнесены к третьему поколению венерианских аппаратов.
Сюда относятся ЛА типа самолет, вертолет, устройства верти¬
кального взлета и посадки. Главной сложностью в их реализа¬
ции явится создание силовых (двигательных) установок,
способных длительное время работать в бескислородной и высоко¬
температурной атмосфере Венеры.

22
Невозвращаемые ЭДЛА не содержат проблемных трудностей в
реализации и могут быть использованы наряду с аэрологичес¬
кими контейнерами в качестве малогабаритных бортовых десан¬
тирующих средств. К ним относятся ЛА типа планер, автороти¬
рующая капсула, пограничный шар-зонд и другие.
Особую группу ЭДЛА составляют АЛА и ГЛА типа плавающих
батипланов (моно- или полипланов). В силу высокой маневрен¬
ности (центра масс и вокруг центра масс), многорежимности
(маршевый полет, баражирование, зависание на месте), а также
различных зон действия (высотные, глубинные), такие ЛА
будут обладать характеристиками авиационных, воздухоплава¬
тельных и глубоководных аппаратов.

23
ЛИТЕРАТУРА
I.	К.Э. Циолковский. Собрание сочинений, т.Ш. Изд-во АН СССР,
М., 1959.
2.	"Космические исследования", 1969, т.УП, вып.2 (март-апрель).
3.	Венера раскрывает тайны. М., изд-во "иашиностроение",1969.
4.	У.Лох. Динамика и термодинамика спуска в атмосфере планет.
М., изд-во "Мир”, 1966.
5.	Итоги науки и техники. Ракетостроение 1963-1965 гг.,
Крылатые космические корабли. М., 1966.
6.	Миеле А. Механика полета, т.1. М., изд-во "Наука".
Гл.ред. физико-математической литературы, 1965.
7,	J.J. Barzda. Rotors for Recovery, Journal of Spacecraft
and Rockets, 1966, v. 5, N 1.

веьраме/шый вес С-/лл
Рис. 4. Влияние веса на грузоподъемность АЛА

Рис.5. Типовой характер "весового барьера"

величину переносимого веса для
самолетных ЛА

Рис. 7. Зависимость веса планера
dt площади крыла
Рис. 8. Зависимость нагрузки
от площади крыла

Влияние высоты полета на.
величину параметра(
Л£
Дримеч. Материал гондолы - титан
Г ’ ^.5 7Ч s, £ • 1.4о * ***/4м*.

Рис. 10. Влияние параметра гондолы ( ) на
оптимальную высоту дрейфа АЛА при
различных значениях параметра оболочки

Рис. II. Влияние, параметра оболочки и весо¬
вой отдачи на максимальную высоту
подъема

Таблица Сммштмпк хлглктегипики U в лям#сФемх Земли к (енегы
№
Ув
И мм ЛЛ
трденто-
р и л
1 др лме тры	|
’(MUM
■влепл
ДНИЛниТПАН.
источник
энергии
наел,
время
РПАН-
иуни
irUMMlHW, RK0HW-
4АЦИМ, ГЛАВНЫ! 8РИ-
чины отклонены я'
ПРУЛНВ)
ЯАМГЯЛИЮ
16ДУЙ вид
С< С, Си
Vc.
Ф?
нюнею имей *%«
ВЫСОТА
редей Jr
BP’H5 SOAtlA
ЧАС, И
дшшп ПМТА.кн
% веся
,осгеМ>
сядсе-
и ия
%
НАУЧ И.
АМА<».
v<a
OQ
y<a
v>a
НАШИ.
Нонгчи. i
у< а
v>a
2
У
А
5
6
7
a
9
10
11
12
15
14
>5
16
17
18
и
20
21
-4
п
А
р
я
II
ю
1
вгостейиин
0,3-1,6
—
8
1
и -20
230
7,5
60-0
32 н
в
0
№•13
А
475
ЯАРАШ№-
тмромме
нем
1
Реализуется и ДА
тиил.Феиирм*. '
2
ОРАЩАЮЦЧиСЯ
1
1
IH<
?c
230
I
i
60-1
52«
в
0
5-6
А
1.8?
«лтип-
ГВ1АИК с
5ГА*еммеи
мен
1
МлАое вгеия
t уцестювдымф
•з
ПЛАНиЬНЩИК
| С,«»7-0,В
I 4’»,5-».1
—
о
СЧ
1
•о
-
3-25
w
I94
6.3
60-0
K36h
120
6-8
А
t.us
ПЛАНИ¬
РОВАН»
нега
4.
Иллое дэрЛм-
мднлнесюе кмствв
4
Ьлллистическми
(с МРНЛДЧ.)
ПАРАКОН
—
Q0.S5
0
15
*
Ш-25
80
НА




6.3
1^_^_
60-0
X8 R
30
13
7.2
С55
(ААлиетп
сенеги-
ни ин*.
нем
1
ПЛюе А9РоЗмИА-
иическве кмество
5
ЙАРАПЛЛн
ДОЗВУКОВОМ
с «оч
—
мыАо
j.j-V
i»W«.
3
—
10-25
80
260
«5
w-o
2ч.Ч2м
260
-
22
«Л
0,93
ШИПИМ-
мне
нет
2
Трудность овеспече-
няя переменного
Здвления ^нпв чепе
снижения ЛА.
6
гипеоэвуковоя
(«1,9
с<=’,а
—
i
A
кннло
s,t
1,4
25
80
(gOO
8.5
100-0
2м. 55м
260
10100
22
Т.З
0,93
ОААНИРВ-
। а к не
КЙТВФВР
2
7
* .
Ги б кое
КРЫЛО
ДОЗВУКОВОЙ
• —
J,7-5
»-«
80
250
7
60-0
2ч.9м
200
I6
6,4 J
V
шнт-
влнме
нет
2
Треьмется Злдьнеипее
«учение нонпонускК- .
тм и иеялникк ию-
гсрехчмного полем
8
гнпеозвуковои
—
2,7-S
0,58
Ю-4О
SO
(800
7
wo-о
2м.12 м
2W
10000
22
м
0,95
ПЛАНИ?»-
ВАНИР
«СН1И-
МТРР
2
। 9
Вертолет
с ингдтелем
—
A
—
15- MO
50
! 0
I
50110
рдвно ре¬
сурсу ДУ
we)-c>
РК1К0М
ЛУ
—
i2-h
0,8
нлраггнй
QT ОСН.
Ь«Н г.
—
1Л ЗдАеиои «каетм
10
нт» нот дозвук.
ИТРЫОТ.ГИМ'РЯХК.
01,2
*4
t.=o,n
3.2
l.fe-5
—
0Л
25-75
60
52 ■
i о
60-0
60-0
1 ч. 55 М
1м. 55и
190
190
—
10
А
1,-5
1,75
AATJPJTAIAKH
ШОРПАУИЯ
г но ГД
от
?СТд?Л
3
5
С сохни 9кепеРинентАдь-
но )озо)очние ншы
м
Дирижабль
л« 3,5-4 .
мягкий
(„-1025- «015
-
0
-
-
30
i
5 5 310
о п геЗ.
ШАГОМ
ТОПЛИВ.®
И FKYPC5H 11
определяется
ЗАПАСОМ 70»-
АИВА Н ре¬
сурсом 1У
18.
5,0
МА?е'»ЗЫЙ
5 ■
IA
9?
X
7
1 Высокий % НАУЧИ.
ЛПЯАГ4ТГРА1 вл
Счет ТмСШИ* ГДВА-	'
г имев о вгХтшем
пшжкткмй
°
-
-
AO
-
53 3 10
21 •
! 2.5
1
нарврбый
—
! 12
жесткий
Х»В-6
-
ьо
-
5
45
-
5 3 t 10
57*
1 2.0
И APUfMW
—
‘3
СЬО Б ОДНО-
ПАА ВЛ ЮПИ
°АЭРОСЛАТ ।
К	\
в« вевгиК;
идмев вл
t-»5
—
—
РАВНА
CXO PBCTU
3 p e и ф a
' 60
неогРАНмч.
не ОГРАНИМ.
I
1 -
1
J 17
Д
Р
е
и
ф
(1АИеЧНИР PATAPfU
2
Может »мть веАдызовлн
( ГАУВЙНЫМ
мАкеврвм
—
—
—
60-0-60
-
i
50 ?
I V?
2
Б^льйой вес гонЗоаи
; 18
С починны¬
ми имьдмы
i
—
—
—
—
60
1.8
2
Шет шт» РЕАЛМЗОВАН
: ‘б
шиишш
(•»,«-»i
i
1
(0-40) .
(60-3).
♦
—
52.
50?
1
1 0.71
скшжпше
2
Боаьвои вес гЫрлы
17
тепловой I
C....S j
1
—
—
FAM*
CKO PBCTU
3 p e и ф a
-70
НССГРДНИЧ. И А
солнечном сто?-
i
—
1 г
i
| дрейф
2
।
Сучестпет нствстсиносп
ГАРАНТИЙНОГО IKHCHH ся|«л.

1
.. . 1. _т..

2
з • "
1 5 .
6
7
в
9
1О
г^~—
11
7—-	1—:
( 12_
” S3
14
15
16
17
18
19
20
21
22
18
-
лифт
>= п-5
Сч,»5
—
—
—
РАВНА
СКОРОСТИ
■Оге йфд
60 •
иеогрднмчено
—
It-Б?
14
1.67
дрейф
—
Мажет шп реААиво-
1АНЧЛСЛНМР 1 (т)гвеи
*19
п
л
А
И
е
р
Л ИСКОВЛАН
НЛЬТОНО Й
—
—
4
w-25
80
г.э
%
60-0
2ч.МОм
260
—
Z2
«Л
0,93
1ЛАИИР0-
J АНИ?
WHTM-
ЛАТОР
2
То же,что и 1 П5-6
20
ДИСКО ПЛАН
|о5ВУКоВ0И
(/4,6
С/»Й
—
S
—
60
160
l"Q
6,5
10-0
5 ч. 20 и
Mto
*.
* —
0,95
ПААНИР»-
0 АНИС
ННТМЛЯПОР
3
lAHAf КОНЛОНУ-
21
Л И С КОШ н
гмпсрзоукое.
<»=0,6
С<=Р,т
с;»м
6
1,3
60
300
шо
10
100-0
5ц. 2м.
360
13100
—
1.0
ВЛАКйРр-
IA НИС
3
емосп ил нкитсде
22
дозвуковой
с большим А
С-1,5
V
С»’**
—
21
од I
(контейнер) 1
15
15
25
2.9
tO-0
ЧОч.
IZ6O
—
—
0.9
шмнго-
» а ине
ИИТМЛ1ТО
3
й малом ккяек~
. ТИН! 8»и>у о}нвм-
ЗОМСГИ ИОШбХХАНИК
и hciATMHOH KMCTP.CJMN
25
с верхзоуковои
С НАЛИМ А
** 1
—
5
0.5
(юитейнег)
120
300
40 0
15
W-0
1ч.5бм
300
—
—
0.9
(UAM0-
1 д ние
MMimilW
3
iA
г иперууковой
(/0 3
С=115
У '
35-45
t •
1,2
120-21(5
Зоо
ысоо
10
ICO-0
4 ч. 20 н
420
нООО
—
1,0
ИААНЙГО-
6 лине
1СНТИАК
3
Тоже ,110 и 8422-25
25
ВИНТОПААНер
—
—
6
1,2
М5
300
6100
5
юо-о
5 м.
660
I5I8O
S
2
0,95
ПАДНИРР-
» ДНИ(
ЮТО Г
3
Болбаой ЦИКА АПМ>-
-WbtMHlIX ГАВОТ
26
САМолет
Н А^увмой
С = 0.5
У 1
С/1,15
—
10
25
25
35
—
601.10
определяется запасом
Ш0П.ЛИРЛ и ресурсом ДУ
он гуляется зя п Асо И
гоПАИвл И Ресурсом Д*
—
—
0,6
Г0РЧ5ОН-
ТААЬНЫЦ
откн.
ъ«иг.
10
Horn вить глеенот-
геми повторно ПРИ
НААИЧ1М ДУ КНИЖИЩ.
27
•жесткий
—
-
10
30
50
35
—
60-10
—
•
0 5
1
НАБОР 8Ы-
(РТК,ПЛ1'
НИРООАИИ
it оси-
>1ИГ.
10
26
аэ волемическим
—
-
4.5
2.0
245
300
400
vv,
200-60
яееУ ре-
счес ОМ
АУ
—
0.М5
МНОГО К'
ЖИНКНЙ
IT осн-
1 1 ИГ,
10
Ц Ьллекой «pmwhom
29
вертик.взлетА
Ы ПОСАДКИ
—
—
&
-
200
300
45
—
60-50
—
—
0,5
ГРРЦЗРМ -
ШШЫЙ,
ВРРТИК.
tJACTU
предал
от осн.
В «иг.
10
МоГУШ БЫТЬ РАССмот-
рены повторно (РИ
наличии ДЪИижига.
5»>
КОНВРРТОЯЛАН
—
—
6
-
(5-М)
500
45
60-50
—
—
0(ч
IT осн.
Di иг.
10
31
Глуьиниыи
• АА
| 6ШСМ4>
—
1
0
-
0
0,1-0
опгеЬмпся запасом
ТОПЛИВА И PfCyHOM ДУ
о преЬлд ется i Л Л асом
топлива и ресурсом ду
—
0+
О
чО
I
О
к»
0,93
Перемеще¬
ние »ЬаиК
mewkiu
PT PCH.
А 6 иг.
7
Перспективные ЛА .
Подле^слт кестоРМ-
иену изучению.
Возможны многочис¬
ленные компонот¬
ные ЗАРИ А Ц1Ы
32
' „ЛТИГШН
-
5
-
-0
о
04
1-0
—
0.9
ПАДНИР09А-
Нне на *А-
АЫХ ЫКОЦЧ
• Т ОСН.
0 АИГ,
7
33
1
• кезосклФ
1
Су-0-0,6 1
Су-15-1,М
		:	.
-
(-7.5
-
B-G
(
1
ю
о"
60-0
. —
О,Т5
ВЫСОКО-
нанс в ген¬
ный
»т осн.
3 1 иг.
7
34
нА метиной
; nob уш к е
—
—
—
1
1 ~
1
~ 0
—
0.5
перемеще¬
ние 5TAXJM
инглнхти
от ICH.
В В иг.
7

Отпечатано на ротапринте в ИКИ АН СССР
№98	Подписано к печати 2.10. 70
Заказ U2G
Тираж 75
Объем 1,7 уч.-изд.л.