авиа ц и я
ЭНЦИКЛОПЕДИЯ
Главный редактор
Г.П. СВИЩЁВ
Г
РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ
А.Ф. БЕЛОВ, Р.А. БЕЛЯКОВ, П.Н. БЕЛЯНИН, А.Г. БРАТУХИН,
Г.С. БЮШГЕНС, К.К. ВАСИЛЬЧЕНКО, В.В. ГОРЕЛОВ,
П.С. ДЕЙНЕКИН, В.А. ДУБРОВСКИЙ (заместитель
главного редактора), А Н. ЕФИМОВ, Г.И. ЗАГАЙНОВ,
С.Т. КИШКИН, Н.Д. КУЗНЕЦОВ, Г.В. НОВОЖИЛОВ,
И.Ф. ОБРАЗЦОВ, Д.А. ОГОРОДНИКОВ, Р.В. САКАЧ,
А.Ф. СЕЛИХОВ, В В. СЫЧЕВ, Е.А. ФЕДОСОВ, В.П ШЕНКИН,
Л.М. ШКАДОВ (заместитель главного редактора),
С.М. ШЛЯХТЕНКО, И.К. ШУВАЛОВ (ответственный секретарь)
НАУЧНОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
«БОЛЬШАЯ РОССИЙСКАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ»
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ
ИМЕНИ ПРОФЕССОРА Н.Е. ЖУКОВСКОГО
МОСКВА 1994
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
629 7(03)
А20
Председатель Научно-редакционного совета
издательства «Большая Российская энциклопедия»
AM ПРОХОРОВ
Первый заместитель председателя,
директор издательства
В Г ПАНОВ
Главный редактор
АП ГОРКИН
Заместители главного редактора
В И БОРОДУЛИН
А А ГУСЕВ
Н М ЛАНДА
Федеральная целевая программа книгоиздания России
д 2705140400-010
А	007(01)—94
ISBN 5-85270-085-Х
© Научное издательство
«Большая Российская энциклопедия» 1994
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ПРЕДИСЛОВИЕ
Стремление проложить дорогу в небо было, пожалуй,
самой заветной, сокровенной мечтой человечества, восходя
щей своими истоками в далекое прошлое Ею пронизаны
и прекрасный, но в то же время трагичный миф о Дедале
и Икаре, и пророческие научно технические фантазии
Ж Верна, и засвидетельствованные в летописях дерзно-
венные попытки людей обрести искусственные крылья и,
уподобившись птицам, воспарить над землей, и непоколе-
бимая вера в успех своего дела первых творцов и испыта-
телей летательных устройств и аппаратов Многотруден и
тернист был путь к покорению заоблачных высот, но велики
оказались радость побед, одержанных над могущественны-
ми силами земного притяжения, и упрочение веры в тор-
жество человеческого разума
Современные летательные аппараты (ЛА) достигли вы-
сокой степени совершенства, далеко превзойдя давнюю
мечту человека о полетах Развитие ЛА, способных совер-
шать полеты в атмосфере Земли, происходило по двум
направлениям — создание аппаратов легче и тяжелее воз-
духа, составляющих основу воздухоплавания и авиации
Первые из них — воздухоплавательные ЛА — используют
аэростатическую подъемную силу, механизм образования
которой был открыт Архимедом ещё в 3 в до н э Однако
прошло более 2 тысяч лет, прежде чем аэростатический
принцип поддержания ЛА в воздухе позволил человеку
подняться ввысь 21 ноября 1783 г в Париже на построен-
ном братьями Ж и Э Монгольфье воздушном шаре (аэро-
стате), наполненном тёплым воздухом, совершили сво-
бодный полёт первые аэронавты — Ж Пилатр де Ро
зье и Ф д’Арланд В том же году французский ученый
Ж Шарль разработал аэростат, наполняемый более лег-
ким газом — водородом, и поднялся на нем в воздух вместе
с механиком М Робером В дальнейшем свободные и
привязные аэростаты нашли применение в научных и воен
ных целях, а управляемые аэростаты (дирижабли) ис-
пользовались, кроме того, и для воздушных пассажирских
перевозок
Более результативным оказалось второе направление,
связанное с созданием аппаратов тяжелее воздуха, посколь-
ку нх лётные характеристики и эксплуатационные качества
неизмеримо расширяли возможности практического освое-
ния воздушного пространства В поисках наилучшнх реше-
ний это направление, основанное на динамических способах
образования подъёмной силы, ориентировалось в своём
развитии и на подражание полету птиц — применение ис-
кусственных крыльев (ЛА такого принципа получили наз
вание орнитоптеров, или махолетов), и на использование
вращающейся несущей системы в виде воздушных винтов
(геликоптеры, или вертолёты), и на оказавшуюся наиболее
плодотворной идею «опереться» в воздухе на неподвижную
несущую поверхность — крыло (планёры и аэропланы, или
самолёты)
Над осуществлением идеи динамического полета рабо-
тали многие ученые н изобретатели На основе исследова
ний Леонардо да Винчи в 1475 г появились его эскизы
летательных машин с мускульным приводом, одна из кото-
рых имела вращающиеся винтовые поверхности, другая —
машущие крылья М В Ломоносов в 1754 г построил
«аэродромическую машину» — действующую модель вер
толёта с пружинным приводом двух несущих винтов про-
тивоположного вращения Английский ученый Дж Кейли
в 1799 г предложил схему ЛА с неподвижным крылом,
затем строил планеры, на которых состоялись первые под-
леты с человеком на борту В России А Ф Можайский
построил в 1883 г самолёт с паровой машиной для при-
вода воздушных винтов, однако ни его самолет, ни самоле-
ты К Адера (1890 и 1897 гг., Франция) и X Максима
(1894 г , Великобритания) с аналогичной силовой установ-
кой не смогли тогда еще в полной мере продемонстриро-
вать реальность моторного полета В то же время немец-
кий инженер О Лилиенталь совершил в 1891—96 гг около
2000 полетов (многие из них были довольно успешными)
на безмоторных крылатых ЛА — планёрах
В 17—19 вв получила развитие гидродинамика — наука,
которая помогла впоследствии объяснить многие явления,
сопровождающие движение тел (в том числе ЛА) в воз-
душной среде Среди её основоположников были И Ньютон,
Д Бернулли, Л Эйлер, Ж Лагранж, Дж Стокс, Г Гельм-
гольц, Г Кирхгоф и другие крупные ученые тех времен
в разных странах
После того как появились автомобили с поршневыми
двигателями внутреннего сгорания, были предприняты по-
пытки использовать такой двигатель и на самолёте И вот
17 декабря 1903 г в пустынной местности Китти-Хок на
Атлантическом побережье США братья О и У Райт пооче-
редно совершили четыре, хотя и скоротечных (продолжи-
тельностью от 12 до 59 с и дальностью от 36,5 до 260 м),
но устойчивых и управляемых полета на самолёте «Флай-
ер I» собственной конструкции Так через 120 лет после
первого полёта людей на аэростате было положено начало
освоению полётов на ЛА с аэродинамическим принципом
создания подъемной силы, оснащенных бензомоторной си-
ловой установкой
Вскоре центр развития авиации переместился в Запад-
ную Европу, где пионерами ее стали А Сантос Дюмон,
Г Вуазен, Л Блерио, А Фарман, Э Ньюпор во Франции,
А Ро, Дж Де Хэвилленд, Ф Хэндли Пейдж в Великобри-
тании, А Фоккер в Германии, Дж Капрони в Италии и
многие другие конструкторы и пилоты Авиация стреми-
тельно вошла в жизнь людей, приковав к себе внимание
показательными полетами, состязаниями пилотов, быстрым
ростом рекордных достижений, которые стали регистри-
роваться Международной авиационной федерацией Уже в
1910 г скорость рекордных самолетов достигла 80 км/ч,
высота полета 3000 м, дальность 600 км, продолжитель-
ность полёта 8 ч Шел интенсивный поиск наилучших
аэродинамических и конструктивных схем Самолёты строи-
лись в виде монопланов и бипланов, с передним и задним
расположением оперения и органов управления, с открытой
ферменной конструкцией и закрытым фюзеляжем, с тол-
кающими и тянущими воздушными винтами, с колёсным
шасси и в виде гидросамолётов, взлетающих и садящихся
на водной поверхности Силовая конструкция самолётов
была деревянной, обтяжка крыльев — матерчатой
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3
В 1907 г во Франции были продемонстрированы подъёмы
на небольшую высоту ЛА другого типа — вертолетов (один
из них построили братья Л и Ж Бреге, другой — П Кор
ню), однако эра вертолетов наступит только 40 лет спустя
Набиравшее темпы совершенствование самолётов способ
ствовало ускоренному переходу авиации от первой — пока
зательно спортивной стадии своего развития в практическое
русло В первое десятилетие 20 в зародилась авиацион
ная промышленность, в армии многих государств составной
частью начала входить военная авиация
Процесс распространения авиации охватил и Россию
В 1908 г был основан Всероссийский аэроклуб В 1909 г
проведены демонстрации полетов на самолетах иностранных
марок а в 1910 г состоялись первые полеты самолетов
отечественных конструкторов — АС Кудашева, И И Си
корского, Я М Гаккеля Проводились выставки авиацион
ной техники и праздники воздухоплавания (так на протя
жении многих лет называли полеты на ЛА всех типов, в
том числе и на ЛА тяжелее воздуха) Большую роль в
популяризации авиации в России сыграли показательные
полёты и успешные выступления в авиационных состяза
ниях первых русских летчиков — МН Ефимова, Н Е По
пова С И Уточкина А А Васильева Г В Алехновича
н многих других
Практические запросы авиации стимулировали развитие
новой науки — аэродинамики, и здесь русская научная
мысль добилась значительных достижений, воплотившихся,
в частности в трудах Н Е Жуковского и С А Чаплыгина
В 1909—11 гг образованы первые в России авиастрои
тельные предприятия В 1911 г авиация была применена
на маневрах в русской армии и начали формироваться
первые авиационные отряды На вооружение поступали
преимущественно самолёты иностранных моделей, однако
в разработке некоторых видов авиационной техники Россия
находилась на передовых позициях Был создан первый в
мире 4 моторный самолет «Илья Муромец» конструкции
И И Сикорского, ставший затем родоначальником бом
бардировочной авиации а основу отечественной гидроавиа
ции составили тогда летающие лодки Д П Григоровича,
отличавшиеся высокими летными и мореходными качест
вами
Широкими масштабами применения авиации была отме
чена I я мировая война 1914—18 гг В начале ее воюющие
стороны располагали в общей сложности примерно 800 са
молетами, а в ходе войны их было построено свыше 200
тысяч Авиация использовалась для разведки, связи нане
сения бомбовых ударов с воздуха, а также для борьбы с
воздушным противником — самолетами, привязными аэро
статами наблюдения, дирижаблями Дирижабли применяли
Германия Италия, Великобритания, Франция, Россия
В число возлагавшихся на них задач входили разведка,
бомбометание, конвоирование судов, борьба с подводными
лодками Во время войны было построено более 400 дири
жаблей Однако их уязвимость, с одной стороны, и неуклон
ное повышение лётно технических характеристик самолётов,
с другой явились первопричинами вытеснения дирижаблей
авиацией из многих областей боевого применения К концу
войны скорость самолетов возросла до 200—220 км/ч,
потолок до 6000—7000 м Наиболее распространённым ти
пом самолета был биплан На основе практического опыта
получила дальнейшее развитие и совершенствование такти
ка боевого применения авиации В воздушных сражениях
беззаветный героизм и высокое мастерство проявили рус
ские военные летчики П Н Нестеров, Е Н Крутень
К К Арцеулов и многие другие
После окончания 1 й мировой войны в западноевропей
ских странах появились первые авиатранспортные компа
4
нии начавшие практиковать перевозки по воздуху пасса
жиров и почты Совершенствование летных качеств и повы
шение надежности самолетов существенно расширили воз
можности авиации, что было наглядно продемонстриро
вано во многих дальних перелётах, в числе которых были
беспосадочные трансатлантические перелеты англичан
Дж Алкока и А Брауна в 1919 г и американца Ч Линд
берга в 1927 г , кругосветный (с посадками) перелет двух
американских самолетов Дуглас «Уорлд крузер» в 1924 г,
транстихоокеанский (также с посадками) перелет из США
в Австралию Ч Кингсфорд Смита с экипажем в 1928 г ,
полеты американского полярного исследователя и пилота
Р Бэрда к Северному полюсу в 1926 гик Южному по
люсу в 1929 г
Молодая советская республика после тяжёлого периода
экономического упадка вызванного Гражданской войной и
военной интервенцией, вынуждена была практически заново
восстанавливать авиационную промышленность и воздуш
ный флот В короткие сроки было освоено серийное произ
водство самолётов отечественной разработки, в том числе
цельнометаллической конструкции В 1922—23 гг были
открыты первые авиалинии, что положило начало раз
витию воздушного транспорта в стране Важную роль в
становлении советской авиации сыграли добровольные об
щества (Общество друзей воздушного флота Авиахим,
Осоавиахим), которые пропагандировали успехи авиации,
оказывали материальную поддержку строительству воздуш
ного флота, приобщали молодежь к занятиям лётным
делом В 20 е гг были созданы истребитель И 2бис
Д П Григоровича разведчик Р 3 и бомбардировщик ТБ 1
А Н Туполева разведчик Р 5 и учебный самолет У 2
Н Н Поликарпова и другие самолеты Отечественная
авиационная техника успешно прошла проверку в дальних
перелетах Москва — Улан Батор — Пекин (самолеты Р 1
Р 2, Ак 1, 1925 г ), Москва — Токио и обратно (АНТ 3,
1927 г ), Москва — Нью Йорк через Сибирь и Аляску
(АНТ 4, 1929 г ), скоростных облетах европейских столиц
на самолётах АНТ 3 (1926 г ) и АНТ 9 (1929 г ) Высокое
мастерство продемонстрировали в перелетах М М Громов,
М А Волковойнов, А Н Екатов, А И Томашевский,
С А Шестаков и другие советские летчики
Отличительная особенность развития мировой авиации в
30 е гг — дальнейшее улучшение лётных характеристик
самолетов и в первую очередь увеличение скорости полета
что было достигнуто главным образом посредством аэроди
намического совершенствования самолетов (снижения их
лобового сопротивления) благодаря широкому применению
монопланной схемы убирающегося шасси, о&гекаемых
капотов двигателей, закрытых кабин Важное значение для
улучшения летно технических характеристик и эксплуата
ционных качеств самолетов имело внедрение воздушных
винтов с изменяемым в полете шагом, нагнетателей для
наддува и поддержания мощности двигателей на высоте,
радиотехнических средств, автопилотов и других техниче
ских новшеств
Эти годы были периодом бурного развития авиации в
СССР В стране развёртывалась широкая сеть аэроклубов,
в которых тысячи молодых людей становились планериста
ми, парашютистами, пилотами самолетов Советские люди
с большим энтузиазмом встречали успехи отечественной
авиации, в числе которых можно назвать героическую
эпопею по спасению челюскинцев (участвовавшие в ней лет
чики А В Ляпидевский, С А Леваневский, В С Молоков,
Н П Каманин М Т Слепнев, М В Водопьянов И В До
ронин первыми были удостоены звания Героя Советского
Союза), высадку первой научной экспедиции на Север
ном полюсе (здесь отличились экипажи М В Водопьянова,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В С Молокова, А Д Алексеева, И П Мазурука,
П Г Головина), беспосадочные перелеты из СССР в США
В П Чкалова с Г Ф Байдуковым и А В Беляковым,
М. М Громова с А Б Юмашевым и С А Данилиным
через Северный полюс и В К Коккинаки с М X Гордиенко
через Атлантический океан, рекордный по дальности пере-
лет Москва — посёлок Керби женского экипажа в составе
В С Гризодубовой, П Д Осипенко, М М Расковой
и другие достижения Непрерывно наращивался вы-
пуск самолетов Первоочередной задачей в то время явля
лось укрепление обороноспособности страны, и с этой целью
было организовано крупномасштабное производство истре-
бителей И 15, И-16, И-153, бомбардировщиков ТБ 3, ДБ-3,
СБ я других военных самолетов Парк пассажирских са-
молётов был невелик, но промышленность непрерывно по-
полняла его новыми машинами К-5, ПС-9, «Сталь 2» и
«Сталь-3», ХАИ-1, ПС-35, ПС-84 и другими В преддверии
надвигавшейся войны в СССР был запущен в серийное
производство ряд более совершенных боевых самолетов,
созданных в новых конструкторских бюро под руководством
С В Ильюшина, П О Сухого, В М Петлякова, А С Яков
лева, С А Лавочкина, В П Горбунова и М И Гудкова,
А И Микояна и М И Гуревича Значительных успехов
добились двигателестроительные конструкторские бюро,
возглавляемые А А Ми кулин ым, В Я Климовым,
А Д Швецовым и др
В 20—30-е гг интенсивно продолжало развиваться и
воздухоплавание Поскольку дирижабли в качестве бое-
вого средства не могли конкурировать с более скорост
ными и маневренными самолетами, которые к тому же
оказались существенно дешевле и проще в эксплуатации,
дальнейшие разработки дирижаблей были ориентированы
на реализацию таких их преимуществ, как большие
грузоподъемность и дальность полета За рубежом были
построены дирижабли R-100 и R-101 (Великобритания),
LZ-127 «Граф Цеппелин», LZ-129 «Гинденбург» и LZ 130
«Граф Цеппелин» II (Германия), предназначенные для
межконтинентальных пассажирских перевозок, а также
дирижабли авианосцы ZRS 4 «Акрон» и ZRS-5 «Мейкон»
(США) для патрулирования отдаленных океанских аква
торий Объём этих гигантских воздушных кораблей до
стиг 100—200 тысяч м3, длина 200—250 м, диаметр 30—
Ю м, полезная нагрузка 50—120 т Дирижабль LZ 127
в 1928—37 гг эксплуатировался на регулярных пас
сажирских воздушных линиях, связывавших Европу с
Северной и Южной Америкой
В СССР первые дирижабли — «Красная звезда», «VI
Октябрь» «Московский химик резинщик», «Комсомольская
правда»— были построены в 20-х гг В 30 х гг разработ-
кой и производством дирижаблей занималась специали
зированная организация «Дирижаблестрой» Ряд создан-
ных здесь дирижаблей — В-2, В 3, В 6 и другие — по
своему техническому уровню не уступали зарубежным об
разцам такого же класса
Плодотворный период развития воздухоплавательной
техники в 20—30 е гг сопровождался многими зна-
менательными достижениями воздухоплавателей В 1919
г на английском дирижабле R-34 совершен первый бес-
посадочный перелет через Атлантический океан, а в 1929 г
на дирижабле «Граф Цеппелин» осуществлено кругосвет
ное путешествие (с тремя остановками в пути) Под
руководством итальянского дирижаблестроителя У Но-
биле в 1926 г на дирижабле «Норвегия» совершен пере-
лёт со Шпицбергена на Аляску через Северный полюс
Мировой рекорд продолжительности полёта (137 ч 27 мин)
был установлен в 1937 г на советском дирижабле В 6
Для осуществления полётов с научными целями на боль-
шие высоты стали создаваться стратостаты, оборудован-
ные герметичной гондолой для экипажа В 1931 и 1932 гг
при полетах в стратосферу швейцарец О Пиккар достиг
высоты свыше 16 000 м В 1933 г на стратостате
«СССР-1» Г А Прокофьев, К Д Годунов и Э К Бирн-
баум поднялись на 19 000 м В 1934 г П Ф Федо-
сеенко, А Б Васенко и 14 Д Усыскин на стратостате
«Осоавиахим 1» достигли 22 000 м, однако этот полет
окончился трагически, при спуске воздухоплаватели по-
гибли
Несколько тяжелых катастроф дирижаблей, в том числе
гигантских R-101, «Акрон», «Мейкон», «Гинденбург»,
явились одной из причин свертывания строительства и
применения дирижаблей в 30-е гг Другая причина состоя-
ла в том, что у самолетов, уже превосходивших ди-
рижабли по потолку и скорости полёта, возрастала и
дальность полета, все более приближаясь к межконти-
нентальной Практически только США сохранили на воору-
жении некоторое количество дирижаблей, а в ходе 2 й ми-
ровой войны вновь возобновили их производство с целью
использования для противолодочной обороны, спасатель-
ных операций, поиска мин и т п
2 я мировая война 1939—45 гг оказалась новым испы-
танием для военной авиации и подтвердила ту важную
роль, которая отводилась ей как средству вооружённой
борьбы Авиация широко использовалась для бомбардиров
ки тыловых и прифронтовых объектов и коммуникаций
противника, для нанесения штурмовых ударов по его
передовым рубежам на суше, по кораблям и транспортам
на море, для защиты от воздушных нападений и завое-
вания господства в воздухе, для проведения воздуш-
ной разведки и воздушно-транспортных операций и т д.
За годы войны общее производство самолетов в вою-
ющих государствах составило более 750 тысяч Улучши-
лись их летно технические характеристики скорость истре-
бителей достигла 650—720 км/ч, дальность полета стра-
тегических бомбардировщиков превысила 6500 км Появи-
лись первые реактивные самолеты
Советские военно-воздушные силы внесли большой вклад
в победу над фашистской Германией в Велнкой Отече
ственной  войне 2420 авиаторам было присвоено зва-
ние Героя Советского Союза, 65 летчиков удостоены
этого звания дважды, а А И Покрышкин и И Н Коже-
дуб — трижды Советская авиационная промышленность,
несмотря на массовое перебазирование заводов в на-
чальный период войны в тыловые районы страны, обес-
печила резкое увеличение производства авиационной тех-
ники В Iоды войны было выпущено 125 655 самолётов,
из них более 108 тысяч боевых В военных действиях при-
нимали участие штурмовики Ил-2 и Ил-10, истребители
Як-1, Як-7, Як-9, Я« 3, ЛаГГ-1, Ла 5, Ла-7, МиГ-1, МиГ-3,
бомбардировщики Ил 4, Пе 2, Пе-8, Ту 2 и другие само-
леты
Послевоенный период развития мировой авиации озна-
меновался расширением производства реактивных боевых
самолетов, созданием скоростных пассажирских самолетов
с газотурбинными (турбовинтовыми и турбореактивными)
двигателями
В 20—30-х гг во многих странах (в том числе е
СССР) велись работы по винтокрылым аппаратам (авто
жирам и вертолетам) с постройкой опытных образцоЕ
и последовательным улучшением их летных характеристик
а в послевоенный период вертолет уверенно вошел е
авиацию и значительно расширил ее возможности бла
годаря способности вертикально взлетать и садиться е
зависать в воздухе Начали серийно выпускаться вер
толеты различных конструктивных схем (одновинтовые
5
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
двухвинтовые продольной и соосной схем и другие) и
назначений (транспортные, краново монтажные поисково
спасательные и т д )
В начале 50 х гг созданы первые серийные сверх
звуковые боевые самолёты, и через несколько лет их
скорость вдвое превысила скорость звука Самолеты
стали оснащать ракетным вооружением и радиолока-
ционными прицельными станциями Последующие годы
ознаменовались созданием ряда ЛА новых типов Зада
ча обеспечения высокой аэродинамической эффективности
многорежимных самолетов на дозвуковых и сверхзву-
ковых скоростях была решена в конструкциях само
лётов с изменяемой в полете стреловидностью крыла
Возможности базирования боевой и транспортной авиации
расширились с появлением самолетов вертикального или
короткого взлета и посадки, у которых для создания
подъемной силы используется в той или иной мере сило
вая установка ЛА Производительность и рентабель
ность воздушных перевозок существенно возросли после
внедрения широкофюзеляжных самолетов большой пас
сажировместимости и грузоподъемности Для военного
применения (например, для разведки) разработаны дистан-
ционно пилотируемые ЛА управляемые с командных пунк
тов по каналам радиосвязи На воздушном транспорте
были апробированы первые образцы сверхзвуковых
пассажирских самолетов
Важную роль в развитии советской авиации сыграли
разработанные во 2 й половине 40 х и в 50 е гг пасса-
жирские поршневые самолеты Ил-12 и Ил-14, реактив
ный Ту 104, турбовинтовые Ил 18, Ан 10 и Ту 114, много
целевой самолёт Ан-2, турбовинтовые транспортные само
леты Ан 8 и Ан 12, легкие многоцелевые вертолеты Ми 1,
Ка-15 и Ка-18 и транспортные Ми-4 и Ми-6, летающая
лодка Бе-6, дозвуковые реактивные истребители МиГ 9,
Як-15, МиГ 15, МиГ-17, Як 23 и Як 25 и сверхзвуковые
МиГ 19, Су-7, МиГ-21, Су 9 и Як-28, бомбардировщики —
фронтовой реактивный Ил-28, стратегический турбовинто-
вой Ту-95, реактивные дальние и стратегические Ту-16,
М-4 и ЗМ В числе ЛА 60-х гг были магистральные
пассажирские самолеты Ту 124, Ту-134, Ил 62 и Ту-154
и самолёты местных воздушных линий Ан 24 и Як-40,
родоначальник тяжелых транспортных самолетов Ан-22
«Антей», вертолеты — многоцелевые Ми 2, Ка 26 и Ми 8,
корабельный Ка 25, вертолёт кран Ми ЮК, турбовинтовой
самолёт-амфибия Бе-12, экспериментальный самолет верти-
кального взлёта и посадки Як 36, истребители МиГ-23 (с
крылом изменяемой стреловидности), МиГ 25 и Су-15,
сверхзвуковой бомбардировщик Ту 22 и другие самолеты и
вертолёты В 70—80 е гг были созданы магистральный
1 пассажирский самолет Як-42 и аэробус Ил 86 на 350
пассажирских мест, целая гамма транспортных само-
летов — Ил 76Т, Ан-72 (с укороченными взлетом и по
садкой) ВМ Т «Атлант», большегрузные широкофюзеляж-
ные самолеты Ан 124 «Руслан» и Ан-225 «Мрия», высот
ные самолеты «Стратосфера» и «Геофизика», вертоле
ты — тяжелый транспортный Ми-26 боевые Ми 24, Ка 27
и Ми 28, многоцелевой Ка 32, высокоманевренные истре-
бители МиГ 29, Су 27 и дальний перехватчик МиГ-31,
армейский штурмовик Су-25, истребители-бомбардировщи
ки МиГ-27 и Су 17 корабельный самолет вертикального
взлета и посадки Як-38, фронтовой сверхзвуковой бом-
бардировщик Су-24, многорежимный стратегический бом-
бардировщик Ту 160 В конце 80-х гг проводились лет-
ные испытания и одновременно осваивалось серийное
производство пассажирских самолетов нового поколения,
отличающихся более высокой топливной эффективностью,—
Ил 96 300, Ту 204, Ил 114
Авиация всегда находилась на передовых рубежах науч-
но-технического прогресса впитывая в себя новейшие до-
стижения из различных областей знаний а также раз-
рабатывая в недрах своей отрасли новые идеи и техни-
ческие решения, создавая конструкционные материалы
и технологические процессы, многие из которых находи-
ли широкое применение и в других отраслях науки, тех-
ники и производства Современный ЛА насыщен множест-
вом функциональных систем с широким использованием
средств автоматики, радиотехники, электроники и вычис-
лительной техники, эргономически увязанных с экипажем
как звеном в контуре управления В эксперименталь-
ном плане ведутся работы над системами бортового обо-
рудования, которые выполняют свои функции или ока-
зывают помощь экипажу на основе заложенных в них
принципов искусственного интеллекта Состоялись первые
опыты по использованию солнечной энергии в качестве
источника мощности для полета ЛА
Авиация начала 90 х гг способна решать весьма
широкий круг народнохозяйственных и военных задач
Первоочередной задачей гражданской авиации остается
удовлетворение всё возрастающих потребностей в пере-
возках по воздуху пассажиров и грузов Воздушный транс-
порт охватывает своими маршрутами все уголки земного
шара В конце 80-х гг авиатранспортные предприятия
стран—участниц Международной организации граждан-
ской авиации перевозили более 1 млрд пассажиров в
год, а мировой парк насчитывал свыше 11 500 маги-
стральных пассажирских самолетов Во многих странах
(особенно в США) получила распространение так назы-
ваемая авиация общего назначения (АОН), включающая
личные, служебные, вспомогательные и другие легкие само-
леты и вертолеты Мировой парк АОН превышает 300
тысяч ЛА Гражданская авиация проводит авиационно-
химические работы в сельском хозяйстве, ведет аэро-
фотосъемку, оказывает срочную медицинскую помощь в
труднодоступных районах, обеспечивает различные виды
воздушного патрулирования, занимается тушением лесных
пожаров, ледовой разведкой и т д В военной авиации
наряду с её традиционными видами (родами)— истре-
бительной, бомбардировочной, военно-транспортной, раз-
ведывательной — получает развитие специальная авиация,
в задачи которой входят дальнее радиолокационное об
наружение и наведение, радиоэлектронная борьба, управ-
ление боевыми действиями и т п
Современная авиация располагает широким спектром
образцов — от сверхлегких ЛА любительской постройки
до тяжелых и сверхтяжелых самолетов, способных пере-
возить более 500 пассажиров или 150—250 т грузов, от
парящих спортивных планеров до истребителей-перехват-
чиков со скоростью полета, втрое превышающей ско-
рость звука На самолёте стало возможным облететь
земной шар без посадки и дозаправки топливом в полете
Достижения авиационной техники во многом способство-
вали созданию первых космических аппаратов, а в 80-х гг
трассы на околоземные орбиты проложили крылатые
воздушно-космические аппараты многоразового использо-
вания «Спейс шаттл» (США) и «Буран» (СССР), сочетаю-
щие достоинства авиационной и космической техники
* *
*
Авиационная тематика занимает довольно большое ме-
сто в научно-технической, документальной, общественно
политической, мемуарной литературе В то же время по
данной области знаний издается относительно мало спра-
6
'www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
вочной литературы, особенно комплексного характера
Настоящая энциклопедия ставит своей целью восполнить
в какой-то степени этот Пробел Она является по су
ществу первым в стране многоплановым научно справоч-
ным изданием, в котором предпринята попытка систе-
матизировать сведения по большому кругу вопросов, отно-
сящихся к авиации В энциклопедии содержится свыше
2600 взаимоувязанных между собой статей как по от-
дельным тематическим направлениям, так и общего ха-
рактера
Круг освещаемых вопросов достаточно обширен В ря-
ду научных основ авиации главенствующая роль по
праву принадлежит аэродинамике Ей, как и ее
предшественнице — гидродинамике, в теоретической части
энциклопедии уделено основное внимание Большинство
материалов этого раздела посвящено раскрытию слож-
ной картины обтекания ЛА воздушным потоком, в том
числе объяснению природы аэродинамического сопро-
тивления и механизма образования подъемной силы За
метное место в разделе отведено аэродинамическому
эксперименту В сходном и также очень важном разделе,
связанном с теорией двигателей, рассматриваются
реализующиеся в авиационных силовых установках термо-
и газодинамические процессы
ЛА как подвижные объекты имеют свою специфику,
и вопросы их движения рассматривает другая дис-
циплина авиационной науки — динамика полета
В цйкле статей, посвященных этой теме, главные ак-
центы направлены на проблемы обеспечения устойчивости
движения ЛА и его управляемости Рассматриваются
методы и средства управления и стабилизации ЛА, авто-
матизации этих процессов
Конструкция ЛА при минимально возможной массе
должна надёжно противостоять действующим на нее на-
грузкам — аэродинамическим, инерционным, от неспокой-
ной атмосферы и др Особенностью конструкции ЛА яв
ляется также ее упругое взаимодействие с воздушной
средой (аэроупругость) Этими вопросами занимается
наука о прочности авиационных конструкций,
которой в энциклопедии посвящена совокупность соот
ветствующих статей В них рассматриваются статическая
и динамическая прочность, выносливость и живучесть
конструкции А, виды испытаний, подтверждающих вы-
полнение предъявляемых к ней требований, и др
Близок к этому разделу цикл статей об авиацион-
ных материалах, характеристики которых во многом
определяют прочность и весовое совершенство ЛА Авиа-
строению принадлежат большие заслуги в освоении мно
гих новых (для своего времени) материалов — алюми-
ниевых сплавов, титана, жаропрочных и жаростойких
сплавов, композиционных материалов и т д Результа
ты этих работ всегда оказывались весьма ценными и для
других отраслей промышленности
Большое место в энциклопедии, естественно, отведено
летательным аппаратам — самолётам, планёрам,
винтокрылым ЛА, аэрокосмическим ЛА и т д Представ-
лены статьи, в которых содержатся сведения об их класси-
фикации, конструктивном исполнении, определены их основ-
ные характеристики Поскольку авиация и воздухоплавание
на определенных этапах своего развития тесно перепле-
тались между собой, в энциклопедии рассмотрены и воз
духоплавательные ЛА, а также основные положения
аэростатики При этом учитывалось, что в 70—80-х гг
наблюдалось определенное возрождение интереса к дири
жаблям
Аналогичные данные (классификация, устройство и
принципы действия, характеристики) приводятся в цикле
статей об авиационных двигателях В статьях
энциклопедии содержатся материалы о современных авиа-
ционных топливах и о тех источниках энергии, которые
могут прийти им на смену
Осуществление управляемого полета ЛА, решение воз-
ложенных на него задач, поддержание необходимых
условий для нормальной жизнедеятельности экипажа и
пассажиров обеспечиваются бортовым оборудова-
нием, описанию которого также отведён цикл статей
В разделе авиационного вооружения рассмот-
рены отдельные его виды (стрелковое, бомбардировоч-
ное, ракетное), системы управления вооружением, неко-
торые вопросы боевого Применения ЛА
Необходимость обеспечения высокого уровня безопас-
ности полетов, надежности ЛА и его систем вносила свою
специфику в процесс создания авиационной техники Это
касается, в частности, процедур испытаний и серти-
фикации ЛА, его силовых установок и бортового
оборудования В статьях энциклопедии раскрыты основ-
ные положения, регламентирующие проведение этой завер-
шающей стадии разработки ЛА О более ранней стадии
разработки знакомит читателя цикл статей об авто-
матизированном проектировании авиационной
техники Авиастроение как за рубежом, так и в нашей
стране было в числе родоначальников создания и при-
менения систем автоматизированного проектирования
Цикл статей посвящен технологии авиастрое-
ния, которая имеет свои особенности, обусловленные,
в частности, необходимостью обеспечения минимальной
массы конструкции, точных аэродинамических обводов
поверхности ЛА, надёжного контроля качества продук-
ции и т п Многие технологические процессы, зародив-
шиеся в авиастроении, стали достоянием других отрас-
лей машиностроения
Круг вопросов, рассматриваемых в разделе эксплуа-
тации летательных аппаратов, относится к аэро-
дромам и аэропортам, техническому обслуживанию ЛА,
управлению воздушным движением, безопасности полётов
Развитие авиации сопровождалось появлением соответ-
ствующих направлений в самых разных областях науки
и практики, *и это нашло отражение в статьях энцикло-
педии Здесь представлены основные сведения об эколо-
гических проблемах (шум, звуковой удар, эмиссия
вредных веществ, разрушение озонового слоя), об авиа-
ционной метеорологии (о метеоусловиях, влияю-
щих на эксплуатацию ЛА, метеорологическом обеспе-
чении полетов и т п), авиационной медицине
(в том числе о влиянии на организм человека раз-
личных факторов полёта и медицинском контроле авиа-
ционного персонала) Важное значение приобрела (с на-
ступлением эры реактивной авиации) авиационная
акустика в связи с возросшим влиянием на конструк-
цию ЛА акустических нагрузок и вследствие экологи-
ческих требований к ЛА как одному из источников шума
в густонаселённых районах В разделе воздушного
права изложены основные Юридические положения, свя-
занные с использованием воздушного пространства, взаимо-
отношениями между авиаперевозчиками и пассажирами
(грузоотправителями) и т п
Статьи обзорного характера посвящены различным ви-
дам авиационного спорта (авиамодельному, пара-
шютному, планерному и дельтапланерному, вертолётно
му и самолётному) Приводятся краткие сведения об
основных фигурах пилотажа
Важной составной частью энциклопедии являются
биографические статьи Их насчитывается около
600 Даны краткие биографии пионеров авиации, видных
7
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
конструкторов, учёных в области авиационной науки,
лётчиков н воздухоплавателей, испытателей авиационной
техники, руководителей авиационной промышленности и
гражданской авиации СССР, советских авиационных воена-
чальников
Наконец, следует отметить большую группу статей,
которые можно условно отнести к общему разделу
Это обзорные статьи по авиации (в том числе по отдель-
ным ее видам) и авиационной промышленности, статьи
о ведущих отечественных авиастроительных предприятиях
(заводах и конструкторских бюро) и о семействах самолё-
тов, вертолетов и авиационных двигателей, созданных под
руководством известных советских конструкторов, о зару-
бежных авиастроительных фирмах и их ЛА, а также об
авиатранспортных компаниях мира, о научно-исследова-
тельских учреждениях и высших учебных заведениях
авиационного профиля, о знаменательных перелётах и
авиационных рекордах и т д
При работе над энциклопедией большое внимание об-
ращалось на освещение истории авиации и воздухо-
плавания Многие статьи включают историческую справ-
ку по рассматриваемому вопросу Истории посвящены
также два приложения — хронологическое, включа-
ющее даты памятных событий и фактов из истории воздухо-
плавания и авиации, относящихся к периоду от появле-
ния первых проектов ЛА до наших дней, и иллюстра-
тивное, воспроизводящее облик ЛА, оставивших замет-
ный след в истории развития авиационной техники (см
таблицы 1—XXXVIII) Изображения многих ЛА помеще-
ны непосредственно в тексте статей, в которых они упоми-
наются
В статьях энциклопедии даты при названиях Л А соот-
ветствуют для проектов — году опубликования, регистра-
ции ит п, для нелетавших ЛА — году постройки,
для остальных — году первого полёта (если нет особых
оговорок) В тексте статей о советских и зарубежных
предприятиях год первого полета ЛА указывается для ба-
зовой модели, а в таблицах к этим статьям, содержащим
основные данные ЛА,— для приведённых там модифи-
каций Мощность и тяга двигателей даются, как правило,
на взлётном режиме Характеристики ЛА в таблицах
относятся к модели (варианту) с указанными двигате-
лями и взлётной массой Расхождения в значениях мощ-
ности (тяги) двигателя или других показателей какого-
либо ЛА, упоминаемого в нескольких статьях, объяс-
няются тем, что в них могут приводиться данные о раз-
ных модификациях этого ЛА
В приложении III приведены некоторые числовые зна-
чения ряда параметров Международной стандартной ат-
мосферы
События и факты, географические названия, а также
названия предприятий, организаций, учебных заведений н
т п приведены в основном по состоянию иа 1991 г, когда
рукопись энциклопедии сдавалась в набор
В подготовке энциклопедии принял участие большой
коллектив авторов во главе с ведущими учёными и
конструкторами в области авиационной науки и техники
Редакционная коллегия издания надеется, что энциклопе-
дия будет интересна и полезна как специалистам, так и
самому широкому кругу читателей
Замечания и предложения просим направлять по адресу
109817, Москва, Ж-28, Покровский бульвар, 8, Научное
издательство «Большая Российская энциклопедия»
КАК ПОЛЬЗОВАТЬСЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЕЙ
1 Статьи в энциклопедии расположены в алфавитном по
рядке Название каждой статьи дано жирным прописным
шрифтом Если термин имеет несколько значений, то все они,
как правило, объединены в одной статье, ио внутри нее каждое
значение выделено порядковым номером (цифрой со скобкой)
Если после слова, набранного жирным прописным шрифтом,
даётся другое слово в разрядку, то это означает, что на-
ряду с первым, основным термином существует также и другой
(другие), который менее распространен в научно-технической
литературе,, но является синонимом первого (например,
ПОЛИПЛАН, многоплан, мультиплан)
2 Название статьи во многих случаях состоит из двух и
более слов Такие составные термины даны в наиболее рас-
пространённом в научно технической литературе виде Одна
ко обычный порядок слов иногда изменяется, если на первое
место возможно вынести главное по смыслу слово Как
правило, термины обобщающего характера начинаются с су
ществительного (например, СОПРОТИВЛЕНИЕ АЭРОДИНА-
МИЧЕСКОЕ, ДВИГАТЕЛЬ АВИАЦИОННЫЙ), а термины,
детализирующие общее понятие,— с прилагательного (ВОЛНО-
ВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ, ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГА-
ТЕЛЬ) В тех случаях когда название статьи включает имя
собственное, оно выносится на первое место (например,
ЖУКОВСКОГО ТЕОРЕМА) Названия статей даются преиму
щественно в единственном числе, но иногда в соответствии
с принятой научной терминологией — во множественном числе
(например АВИАЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ, ЛЕТНЫЕ ИС-
ПЫТАНИЯ, РАЗРЫВЫ ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЕ) Это сле-
дует иметь в виду, отыскивая нужный термин в алфавите
иной термин, данный в единственном числе, может далеко
отстоять от того же термина, данного во множественном
числе
3 Термины — названия статей, являющиеся заимствованиями
из других языков, снабжены этимологическими справками
Иноязычные слова, на которые ссылаются этимологические
справки, набраны латинскими буквами, если эти слова отно-
сятся к языкам, пользующимся латинской графикой Латин
скимн буквами набраны также и греческие слова (согласно
сложившейся в издательстве традиции) Например ФЮЗЕЛЯЖ
(франц fuselage, от fuseau — веретено), АКСЕЛЕРОМЕТР
(от лат accelero — ускоряю и греч metreC— измеряю)
4 Поскольку в одной статье не всегда можно достаточно
полно изложить все относящиеся к её теме вопросы, а многие
термины взаимосвязаны, в энциклопедии широко используется
система ссылок на другие статьи, в которых эти вопросы
дополнительно освещаются или хотя бы затрагиваются Ссыл-
ка иа другую статью выделяется курсивом
5	Выделение в тексте статьи областей применения данного
термина либо нескольких разновидностей какого-либо объек
та, процесса, понятия и т д осуществляется с помощью раз
рядки
6	Единицы величин в энциклопедии даны в соответствии
с Международной системой единиц (СИ)
7	С целью экономии места в энциклопедии введена система
сокращений Наряду с общепринятыми сокращениями (напри-
мер, и т д, т е ) применяются также сокращения, уста
новлеиные для данного издания, включая некоторые аббревиа-
туры (см ниже — Основные сокращения, принятые в энциклопе-
дии) Если слова, составляющие название статьи, повторяются
в тексте, то они обозначаются начальными буквами (наггример,
в статье АВИАЛ ИН 101 — А , в статье МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЕ
ПРИБОРЫ И ОБОРУДОВАНИЕ — М п и о )
8
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ, ПРИНЯТЫЕ В ЭНЦИКЛОПЕДИИ
абс — абсолютный
авг — август
авиац — авиационный
адм — административный
акад — академик
алюм — алюминиевый
АН — Академия наук
апр — апрель
арт — артиллерийский
АСУ — автоматизированная система
управления
атм — атмосферный
биол — биологический
БРЛС — бортовая радиолокационная
станция
букв — буквально
б ч — большая часть
в , вв — век, века
в д —восточная долгота
в осн — в основном
в т ч — в том числе
ВВИЛ — Военно-воздушная инже-
нерная академия им лроф Н Е
Жуковского
в-во — вещество
ВВС — военно воздушные снлы
вел — велнкий
ВИ AM — Всесоюзный институт авиа-
ционных материалов
ВИ Л С — Всесоюзный институт лёг-
ких сплавов
верх — верхний
ВМС — военно морские силы
ВМФ — военно-морской флот
внеш — внешний
внутр — внутренний
возд — воздушный
воен — военный
вост — восточный
ВПП — взлётно посадочная полоса
ВРД — воздушно-реактивный двнга
тель
ВС — Верховный Совет
всес — всесоюзный
ВСНХ — Высший совет народного хо-
зяйства
ВСУ — вспомогательная силовая ус
таиовка
ВЦИК — Всероссийский Централь-
ный Исполнительный Комитет
ВЧ — высокая частота высокочас
ТОтНЫЙ
выс — высота
высш — высший
Г — ГОД, город
ГВФ — Гражданский воздушный
флот
Гг — годы
ГА — гражданская авиация
ген — генерал, генеральный
геогр — географический
геол — геологический
геом — геометрический
гл — глава, главный
гл обр — главным образом
глуб — глубина
гос — государственный
гос во — государство
ГосНИИ ГА — Государственный на-
учно исследовательский институт
гражданской авиации
ГПВРД — гиперзвуковой прямоточ-
ный воздушно реактивный двнга
тель
гражд — гражданский
ГСМ — горюче смазочные матери
алы
ГСН — головка самонаведения
ГТД — газотурбинный двигатель
ДВ — длинные волны, длиниоволно
вый
дек —декабрь
дей — депутат
днам —диаметр
Диф — дифференциальный
дл — длина
доц — доцент
ДПЛА — дистанционно-пилотируе
мый летательный аппарат
др — доктор
др — древний, другие
ДУ - двигательная установка
ед — единица
ЕСКД — Единая система конструк-
торской документации
ж д — железная дорога
ж-д — железнодорожный
ЖРД — жидкостный ракетный дви-
гатель
з д — западная долгота
зам — заместитель
зап — западный
засл — заслуженный
звук — звуковой
з-д — завод
ИК — инфракрасный
ИКАО — Международная организа-
ция гражданской авиации
им — имени
инж — инженер, инженерный
нностр — иностранный
ин т — институт
ИСЗ — Искусственный спутник Зем
ли
иссл — исследовательский
канд — кандидат
КБ — конструкторское бюро
КВ — короткие волны, коротковолно-
вый
к л — какой либо
к -и — какой ннбудь
кол во — количество
ком — командир
команд — командующий
кон — конец
коэф — коэффициент
кпд — коэффициент полезного дейст-
вия
к рый — который
кт — комитет
ЛА — летательный аппарат
лаб —лаборатория, лабораторный
ленингр — ленинградский
ЛИИ — лётно исследовательский ин-
ститут
лит — литература
м — море
магн — магнитный
макс — максимальный
МАИ — Московский авиационный ин-
ститут
МАП — Министерство авиационной
промышлен ности
матем — математический
маш -строит — машиностроительный
МБР — межконтинентальная балли
стическая ракета
МВ Л — местная воздушная линия
МВТУ — Московское высшее технн
ческое училище
МГА — Министерство гражданской
авнацнн
МГТУ — Московский государствен-
ный технический университет
МГУ — Московский государственный
университет
мед — медицинский
междунар — международный
мин но — министерство
миннм — минимальный
млн — миллион
млрд — миллиард
мн — многие
мол — молекулярный
мол м — молекулярная масса
мор — морской
моек — московский
мощи — мощность
МФТИ — Московский физико техни-
ческий институт
наз — называемый, называется
иазв — название
напр — например
НАР — неуправляемая авиационная
ракета
нар — народный
нар хоз — народнохозяйственный
наруж — наружный
НАСА — Национальное управление
по аэронавтике и исследованию
космического пространства (США)
наст — настоящий
науч — научный
нац — национальность, нацнокаль
ный
нач — начало, начальник, иачаль
ный
нензв — неизвестно неизвестный
нек-рый — некоторый
неск — несколько
ниж — нижний
ни— научно-исследовательский
НИИ — научно-исследовательский
институт
НИОКР — научно исследовательские
и опытно конструкторские работы
НКАП — Народный комиссариат ави
ационной промышленности
НКТП — Народный комиссариат тя
жёлой промышленности
НЛГ — Нормы лётной годности
нояб — ноябрь
НПО — научно-производственное
объединение
НЧ — низкая частота, низкочастот-
ный
о , о-в — остров
об-во — общество
обл — область
оз — озеро
ок — океан, около
ОДВФ — Общество друзей воздуш-
ного флота
ОКБ — опытное конструкторское бю-
ро
окт — октябрь
опубл — опубликован, опубликован-
ный
орг-ция — организация
осн — основан, основанный, основ
ной
отд — отдельный
офиц — официальный
пасс — пассажир пассажирский
ПВО — противовоздушная оборона
ПВРД — прямоточный воэдушно-ре
активный двигатель
ПД— поршневой двигатель
перем — переменный
петерб — петербургский
петрогр — петроградский
пасс -км, п -км — пассажире кило-
метр
пл — площадь
ПЛО — противолодочная оборона
ПО — производственное объединение
пов сть — поверхность
пол — половина
пом — ПОМОЩНИК
порш — поршневой
ПОС — противообледенительная си
стема
пост — постоянный
пр — премия, прочий
пр-во — правительство
пред — председатель
пренм — преимущественно
прнбл — приблизительно
ПВД — приёмник воздушного давле
ния
пронз во — производство
пром — промышленный
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
9
пром сть — промышленность
проф —профессор профессиональный
пр-тие — предприятие
ПТУР — противотанковая управляй
мая ракета
ПуВРД — пульсирующий воздушно-
реактивный двигатель
р — родился
разд — раздел
разд — различный
РВС — Реввоенсовет
РД — ракетный двигатель
РДТТ — ракетный двигатель твёрдо-
го топлива (твердотопливный ра
кетный двигатель)
рем — ремонтный
рис — рисунок
РКП — Рабоче-крестьянская инспек-
ция
РККА — Рабоче-крестьянская Крас
ная Армия
РЛС — радиолокационная станция
PH — ракета-носитель
р-н — район
рос — российский
рук — руководитель
рус — русский
РЭБ — радиоэлектронная борьба
с , стр — страница
с х во — сельское хозяйство
с ш — северная широта
САПР — система автоматизирован
но го проектирования
САУ — система автоматического уп-
равления
САХ — средняя аэродинамическая
хорда
св — свыше
СВВП — самолёт вертикального
взлёта и посадки
СВЧ — сверхвысокая частота сверх
высокочастотный
сев — северный
сент — сентябрь
сер — середина
СЖО — система жизнеобеспечения
СКВП — самолёт короткого взлёта
и посадки
след — следующий
СМ — Совет Министров
см — смотри
С НК—Совет Народных Комиссаров
собств — собственно
сов — советский
совм — совместно совместный
совр — современный
сокр — сокращённо
соотв — соответствующий
соц — социалистический
соч — сочинение
спец — специальный
ср — средний
ст — статья
Степ — степень
стр-во — строительство
СУУ — система улучшения устойчи
вости и управляемости
с х — сельскохозяйственный
т тт — том, тома
т к — так как
то — таким образом
т и — так называемый
табл — таблица
ТВ — телевидение телевизионный
ТВИД — турбовиитовентнляторный
двигатель
ТВД — турбовинтовой двигатель
темп-pa — температура
терр — территориальный, территория
тех и — технический
технол — технологический
ТНА — турбонасосный агрегат
толщ — толщина
топл — топливный
трансп — транспортный
ТРД — турбореактивный двигатель
ТРДД — турбореактивный двухкон-
турный двигатель
ТРДДФ — турбореактивный двухкон
турный двигатель с форсажной ка-
мерой
ТРДФ — турбореактивный двигатель
с форсажной камерой
тыс — тысяча
УВД — управление воздушным дви
жеинем
УВЧ — ультравысокая частота
уд — удельный
УЗ — ультразвук ультразвуковой
УКВ — ультракороткие волны ульт-
ракоротковолновый
ун-т — университет
УР — управляемая ракета
Ур-ние — уравнение
устар — устаревший
УФ — ультрафиолетовый
уч — учебный
уч ще — училище
ФА И — Между на родна я авиацион-
ная федерация
февр — февраль
физ — физический
физнол — физиологический
ф ла — формула
фотогр — фотографический
Ф-т — факультет
ф ция — функция
хар ка — характеристика
х-во — хозяйство
хим — химический
хоз — хозяйственный
ЦАГИ — Центральный аэрогидроди-
иамнческнЙ институт
ЦВМ — цифровая вычислительная
машина
ЦИАМ — Центральный институт ави
анионного моторостроения
ЦИК — Центральный Исполнитель
ный Комитет
ч — часть
чел — человек
чл — член
чл -корр — член корреспондент
ЧПУ — числовое программное управ-
ление
шир — ширина
шт — штат, штука
ЭВМ — электронная вычислительная
машина
экз — экземпляр
экон — экономический
экспернм — экспериментальный
эл -магн — электромагнитный
ю ш — южная широта
юж — южный
янв январь
В энциклопедии применяется сок-
ращение слов, обозначающих госу-
дарственную языковую, географи-
ческую или национальную Принад-
лежности (например камер » —
американский, «англ * — английский
«брит » — британский, кнсп » — ис-
панский <лат »	— латинский,
кяпон * — японский)
В прилагательных и причастиях
допускается отсечение частей слов
сеяный* «янный», «ионный», кован
ный», кескнй» сальный» кельяый*
н др (например обыкнов дерев
авнац автоматизнр, оптич вертик
летат )
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
A — 1) обозначение сов автожиров, разра
батывавшихся в 30 х гг в ЦАГИ В их проек
тировании и доводке принимали участие
В А Кузнецов, А М Черемухин, Н И Ка-
мов, М Л Миль, Н К Скржинский и др
Было построено 8 автожиров серии «А» кры
латого и бескрылого типов, причём крыла
тые А-4 (дальнейшее развитие эксперим
автожира ЦАГИ 2-ЭА) и А 7 были выпуще
иы малой серией Двухместный автожир А 7
конструкции Камова (рис в табл XII) имел
трёхлопастный несущий винт диам 15 18 м,
Автожир А 7 ва сельскохозяйственных работах в
предгорьях Тянь Шаня
крыло пл 14 7 мг, взлётную массу 2056 кг,
мог перевозить нагрузку до 750 кг Силовая
установка — два ПД М 22 мощи по 353 кВт,
макс скорость 220 км/ч, потолок 4800 м,
дальность полёта 600— 1000 км Выпущен в
1934; весной 1941 А 7 работал в предгорьях
Тянь Шаня по «пылению садов (см рис )
в нач Вел Отечеств войны 5 автожиров
А-7 использовались под Смоленском в ночное
время для ближней разведки и сбрасывания
листовок
2) Обозначение планёров конструкции
О К Антонова (см ст Ан)
АБЛЯЦИЯ (от позднелат ablatio — отнятие,
устранение) — унос массы с пов сти твёрдого
тела потоком набегающего газа в резуль
тате оплавления испарения разложения и
хим "Эрозии Абляционные теплозащитные
материалы применяются в конструкции
ЛА А сопровождается поглощением тепло-
ты, и это предохраняет конструкцию от пере
грева и разрушения, используется в осн при
полёте с гиперзвук скоростями, когда су-
щественно аэродинамическое нагревание
А композиционных материалов, напр стек
лопластиков, сопровождается термин раз
ложением связующего с образованием газо
образных продуктов и кокса, плавлением на
полнителя и образованием на внеш пов сти
покрытия жидкой плёнки испарением рас
плава, хим взаимодействием образовавших-
ся в в друг с другом и с внеш потоком
обтекающим ЛА, мехаиич разрушением кок
са, уносом твёрдых частиц кокса и капель
расплава, излучением (см Радиационный
тепловой поток) с внеш пов сти теплоза
щитного покрытия Газообразные продукты
А, поступая в пограничный слой, охлаж
дают и утолщают его, что приводит к
уменьшению теплового потока к пов сти
теплозащитного покрытия
Значительно проще протекает А однород
ных теплозащитных материалов Напр ,
при А графита образуются только газо-
образные продукты; при темп-ре пов-сти св
3300 К существ роль приобретает его суб
лимация Прн А термопластичных поли
меров (полиэтилена, органич стекла и др )
они разлагаются и целиком переходят в га
зовую фазу, излучение при этом не играет
существ роли из-за относительно невысокой
темп ры их разложения (700—800 К)
Лит. Полежаев Ю В Юревич Ф Б
Тепловая защита М 1976	В Я Боровой
АБРАМОВИЧ Генрих Наумович (р 1911) —
сов ученый в области теоретич и приклад
ной газовой динамики и теории ВРД, д р техн
наук (1939), проф (1939) засл деятель
науки и техники РСФСР (1972) После окон
чания Моск инж -строит ин-та им В В Куй
бышева (1933) работал в ЦАГИ в 1945—85
зав кафедрой реактивных двигателей МАИ,
одновременно работал в ЦИАМ Пр
им Н Е Жуковского (1940) Гос пр СССР
(1943) Награждён орденами Трудового
Красного Знамени «Знак Почёта», медалями
Портрет см на стр 12
Соч Прикладная газовая динамика М, 1953
абсолютный авиационный ре-
корд — см Рекорды авиационные
АВАРИЙНАЯ СИТУАЦИЯ - особая ситуа
ция в полете при к рой необходимо произ
вести вынужденную посадку возд судна,
или ситуация, предотвращение перехода
к рой в катастрофическую ситуацию связано
со значит повышением физ и психофизиол
нагрузок на экипаж и требует от него высо
кого цроф мастерства
АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДО-
ВАНИЕ б о рто в о е—совокупность средств
на ЛА, предназначенных для предотнра
щсння травмирования пассажиров и экипажа
и обеспечения возможности их аварийной
эвакуации и спасения в случае вынужденной
посадки самолёта или вертолёта на сушу или
воду В А.-с о включаются также отд эле
менты конструкции фюзеляжа и кабин ЛА.
А с. о состоит из средств фиксации людей,
аварийных выходов для пассажиров и эки
пажа средств маркировки, системы наруж н
внутр аварийного освещения, систем связи и
оповещения пассажиров, вспомогат средств
для эвакуации людей на землю При полё-
тах над водным пространством А с о допол
няется индивидуальными и групповыми спа
сат плавсредствами
К средствам фиксации людей относятся
кресла привязные ремни и др устройства,
предотвращающие возможность удара чело
века о внутрикабинные конструкции и обору-
дование при вынужд посадке ЛА В качестве
аварийных выходов для пассажиров исполь
зуются пасс и служебные двери, спец люки,
обычно располагающиеся над крылом само
лёта а для экипажа — также форточки в
остеклении пилотской кабины Средства мар
кировки в виде световых табло и надписей
трафаретов предназначаются для обозначе
ння расположения аварийных выходов, ука
зания направления движения к ним способов
их открытия обозначения месторасположе
ни я отд элементов А.-с. о н указания методов
их использования Система наруж и внутр
аварийного освещения обеспечивает прием
лемые условия для аварийной эвакуации лю
лей в тёмное время суток С помощью систе
мы связи осуществляется обмен информа
цией между экипажем в пилотской кабине и
бортпроводниками в пасс салонах, а по сис
теме оповещения пассажиры получают ука
зания но выполнению необходимых действий
для эаакуации н спасения в аварийной ситуа-
ции При расположении аварийных выходов
на высоте более 1,8 м от пов сти земли для
спуска людей из ЛА предназначаются авто
матически вводимые в действие надувные тра
пы (рис. 1), комбинир трапы плоты (рис 2),
аварийные лебёдки, канаты и т п К инди-
видуальным спасат плавсредствам относят
ся надувные жилеты спасательные, подушки
с пост плавучестью нли др спасат средства,
обеспечивающие поддержание человека на
плаву в воде после эвакуации из привод
нившегося ЛА Групповые спасат плавсред-
ства (плоты надувные, комбинир трапы
плоты) обеспечивают поддержание на пла
ву вне воды и защиту от неблагоприятного
воздействия гидрометеоусловий группы лю
дей
Число, расположение н размеры (типы)
аварийных выходов для пассажиров, ширина
проходов к ним, устройство аварийных вы
ходов и средств их открытия, исполнение
маркировки уровень освещённости кабин н
пр определяются требованиями Норм лётной
годности в зависимости от макс числа и рас
Рис. 1 Аварийный трап а — трап в положении
«Готов к сбросу», б — трап выброшен, в—трап
автоматически надулся и готов к спуску по нему
пассажиров
Рис 2 Комбинироианный трап плот, используемый
в качестве трапа для эвакуации через иадкрыль
евой аварийный выход
’V
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
Г Н Абрамович	В С Авдуевский
положения пасс мест в кабинах ЛА В соот
нетствии с этими требованиями комплекс
А -с о должен быть выполнен т о , чтобы
в условиях испытаний обеспечивалась воз
можность эвакуации всех людей из ЛА на
землю в течение не более 90 с при исполь-
зовании аварийных выходов только с одного
борта фюзеляжа или половины всех равно-
ценных аварийных выходов
Ю А. Винокур. Ю А Костев
АВАРИЙНЫЙ БАРЬЕР— устройство, уста-
навливаемое на палубе авианесущего ко
рабля для торможения корабельного само-
лёта при посадке в аварийных условиях
в случае невозможности использования
Сетевое аэродромное задерживающее устройство
аэрофинишера (Аф), напр при неисправно
сти тормозного крюка невозможности повто-
рения захода на посадку из-за недостатка
топлива возникновении аварийной ситуации
на борту самолёта Обычно А б пред
ставляет собой сеть, натянутую поперёк поса-
дочной палубы н состоящую из ряда верти-
кально расположенных прочных эластичных
лент, прикреплённых ниж концами к одному
из тросов Аф (обычно последнему), а верх
ними — к дополнит тросу, натянутому над
указанным тросом Аф на выс 5—6 м и
связанному своими концами с тросом Аф
Дополнит трос поддерживается на двух
вертик стойках (пиллерсах), к рыев нерабо-
чем положении убираются в углубления в
палубе При посадке с использованием А б
самолёт захватывает консолями крыльев
эластичные ленты н вытягивает связанный с
ними трос АФ, преодолевая сопротивление
его тормозного механизма, что обеспечивает
остановку самолёта
Аналогичные конструкцию и принцип дей
ствия имеют аэродромные задержи-
вающие устройства (см рис), пред
назначенные для предотвращения выбега
самолёта за коней ВПП в случае неудач-
ной посадки илн нерасчётного прерванного
взлета	К В Захаров
АВДУЕВСКИЙ Всеволод Сергеевич
(р 1920) —сов учёный в области аэро
механики и науч -техн проблем космич по-
лётов, акад АН СССР ( 1979; чл корр 1972)
После окончания МАИ (1944) работал в
ЦИАМ и др НИИ С 1955 преподаёт в МАИ
(с 1961 проф ) Труды по теории теплооб
мена, пограничного слоя, горения, отрывных
течений, газодинамики струй, аэродинамики
разреженного газа, механики невесомости
Пр. им Н Е Жуковского (1971) Ленин
ская пр (1970), Гос пр СССР (1978)
Награжден 2 орденами Трудового Крас-
ного Знамени, орденом «Знак Почёта»,
медалями
С о ч Основы теплопередачи в авиационной и
ракетно космической технике М 1975 (соаат 1
«АВИА» [Avia oborovy (до 1987 narodni)
podnik] — авнадвигателестроит фирма
Чехословакии Образована в 1919 До 2-й
мировой войны выпускала истребители (в
осн В 534, первый полёт в 1933) н бом
бардировщики После войны — по лицензии
пасс самолёт Ил-14 (под обозначением Авиа
14) Произ во самолётов прекратила в I960
С нач 80-х гг выпускались ПД М137 для
самолётов Z42 и Z526, М337 для самолё-
тов L-200, Z43, Z726 и Z142 (см «.Лет»
«Мораван»), а также возд винты
АВИАГАРНИТУРЫ — то же, что ларинго-
фонно-микрофонно-телефонные гарнитуры
АВИАГОРИЗОНТ — гироскопич прибор для
измерения и индикации экипажу углов кре-
на н тангажа, соответствующих пространств
положению ЛА относительно горизонт плос
кости (см рис )
Различают автономные и дистанционные А
В автономном А совмещены ф-ции из
мерения и индикации углов крена и тангажа,
чувствит элемент такого А — встроенный
в прибор гироскоп с тремя степенями сво-
боды, ось к-рого удерживается по направле
нию вектора силы тяжести с помощью
электромеханич системы маятниковой кор
рекции
Дистанционный А представляет со
бой датчик вертикали измеряющий углы
крена и тангажа, и канал связи для передачи
информации на индикатор Этих углов В
Авиагоризонт 1 — ручка кремальеры и арретира
2 подвижная линия горизонта, 3 — шкала тан-
гажа, 4 — флажок сигнализатора отказа прибора
5 — зенит, 6 — силуэт-самолётик, 7 — шкала крена,
8 — индекс крена
качестве датчиков используются гироверти-
кали, курсовертнкали, инерциальные систе-
мы навигации, в качестве индикаторов —
электромеханич указатели, приборы команд-
но-пилотажные, коллиматорные, на основе
электронно лучевых трубок и др В осн при
меняются дистанц А , имеющие более высо-
кие точность измерения и качество инди-
кации, а автономные А служат в качестве
резервных В зависимости от конструкции
А могут работать в огранич диапазоне
(выбиваемые) и в неогранич диапазоне
(невыбнваемые) углов крена и тангажа
По принципу индикации различают А., в
к-рых реализуются «вид с земли на самолёт»
(шкала неподвижна, а перемещается силуэт
самолётик) и «вид с самолёта на землю»
(снлуэт-самолетик укреплён неподвижно от
носительно корпуса, а шкала А стабили-
зируется в пространстве при полёте ДА дат
чиком вертикали, показывая положение ес-
теств горизонта) На последнем принципе
основана работа почти всех зарубежных и ря
да отечеств А. Диапазоны индикации углов
по крену ±360°, по тангажу ±85° (выби
ваемый) илн ±90° (невыбиваемый) Погреш-
ности измерения вертикали не превышают
±3° А часто снабжаются сигнализатором
Отказа прибора	Е Г Харин
АВИАГРУЗ — имущество, перевозимое илн
принятое к перевозке возд транспортом (за
исключением багажа н ручной клади) Воп-
росы, связанные с перевозкой грузов авнац
транспортом, регулируются Воздушным ко
дексом СССР А к перевозке принимается
аэропортами и транспортно-экспедиц
пр тиями По объёму, качеству, массе и
свойствам А должен удовлетворять условиям
его транспортировки возд судами, предус-
мотренными правилами перевозок Особые
условия перевозки установлены для опасных
грузов Отд места грузов должны иметь мае
су, размер или объём, обеспечивающие сво-
бодное размещение и крепление их в багаж
но-грузовых помещениях возд судов Масса
отд места должна быть не менее 5 кг и не бо-
лее 200 кг, включая стандартную или спец та
ру и упаковку к-рые должны быть в исп
равном состоянии Каждое место А должно
иметь трансп или спец маркировку Возмож-
ность приёма груза к перевозке определяет-
ся перевозчиком Ценность груза объявляет-
ся отправителем, она не может превышать
его действит стоимости Прибывший в пункт
назначения А принимается получателем
Груз считается утраченным, если он не был
выдан получателю в течение 10 сут по исте-
чении срока его доставки Груз считается
невостребованным, если он не вывезен полу
чателем в течение 30 дней со дня уведом-
ления его перевозчиком о прибытии груза в
аэропорт назначения См также Ответствен-
ность имущественная Перевозка воздушная
АВИАЛИНИЯ, воздушная линия,—
установленный маршрут регулярных полётов
возд судов между насел пунктами с целью
перевозки пассажиров, почты и грузов Раз
личают внутр А, пролегающие внутри терр
гос-ва, н междунар А, соединяющие го
рода разл гос-в В СССР внутр А, связы
вавшне адм -хоз., полит и культурные центры
союзного, республиканского н краевого зна-
чения и включавшиеся в центральное распи-
сание движения самолетов, назывались ли-
ниями союзного значения (ЛСЗ), или магист-
ральными, А , соединявшие пункты районно-
го значения друг с другом и с аэропортами
ЛСЗ и включавшиеся в расписания движе-
ния, составляемые терр управлениями
гражд авиации,— местными воздушными ли-
ниями или линиями местного значения В
СССР первая регулярная А Москва — Ниж-
ний Новгород (420 км) открыта в 1923, а пер-
вая междунар А Москва—Кёнигсберг (1135
км) — в 1922 К кон 80-х гг внутр А СССР
12 АВАРИЙНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими руками?!
соединяли ок 4000 насел пунктов внутри
страны, а между нар — города ок 100 гос в
Общая протяжённость А в мире к кон
80 х гг составляла св 6 млн км, а в СССР —
св 1 млн км
АВИАМОДЕЛЬНЫЙ СПОРТ —один из
массовых техн видов спорта, включающий
конструирование, постройку моделей ЛА, со
ревнования в скорости, дальности, высоте,
продолжительности их полёта и способности
выполнять фигуры высшего пилотажа В со
ревнованиях моделей копий оцениваются не
только их лётные качества, но и сходство
с оригиналом
Возникновение А с в России связано с
Н Е Жуковским, по инициативе к рого
в янв 1910 проведены первые авиамодель
ные соревнования В них участвовало Ю чел
Лучшая модель пролетела 170 м Авиамоде
лизм в СССР стал активно развиваться
после образования Общества друзей воздуш-
ного флота (ОДВф) Во мн городах и на
сел пунктах создавались кружки ОДВф,
проводились авиамодельные соревнования
В авг 1926 в Москве состоялись первые
Всесоюзные соревнования, в к рых участ
вовало 70 чел со 126 моделями С тех пор
они проводились ежегодно, исключая период
Вел Отечеств войны
Первоначально создавались свободноле
тающие модели планёров и самолётов Они
обычно стартуют из рук и летят поддер
живаемые восходящими потоками воздуха
Двигателем таких моделей может служить
жгут из резиновых нитей (резиномоторные
модели) Первое крупное достижение по про
должительности парящего полёта свободно
летающей модели показал В Карабаев —
49 мин 59 с (1928)
Ускорение развития А с произошло после
1931, когда комсомол взял шефство над
Воен возд флотом С появлением поршне
вых бензиновых микродвигателей А с под
нялся на новую ступень Модель М Зюрина,
снабженная таким двигателем, на соревно
ваниях в 1938 пролетела по прямой 21 км
957 м Это был первый рекорд сов авиамо
делиста, признанный ФАИ В послевоен го
ды получили развитие новые виды авиа-
моделей — кордовые, радиоуправляемые, мо
дели копии С 1949 сов спортсмены стали
принимать участие в междунар соревнова-
ниях с 1958—в чемпионатах мира В 1951
ими установлены абс мировые рекорды мо
дель В И Петухова летала 5 ч 10 мин
модель Г П Любушкина по прямой улетела
на 356,794 км
В 1953 А с включён в Единую всесоюз
ную спортивную классификацию Практич
руководство развитием авиамоделизма, по
вышеннем массовости этого вида спорта,
обобщением и распространением передово
го опыта осуществляли Центральный спор
тивно техн клуб авиац моделизма —
ЦСТКАМ (образован в 1974) и Федерация
А с СССР (1964) Соревнования по А с
организовывал ДОСААФ СССР совм с ср
ганами нар образования
Совр модели могут летать со скоростью
более 300 км/ч, продолжительность полёта
св 33 ч, дальность по замкнутому марш
РУтУ — До 765 км и выс полёта св 8 км
В нашей стране распространены 4 осн класса
спортивных моделей, каждый из к рых вклю
чает неск категорий" свободнолетающие
модели (планеры, самолёты с ПД — таймер
ные, резиномоторные, комнатные) кордовые
модели (скоростные, гоночные пилотажные,
«возд боя»), модели копии (кордовые и ра
диоуправляемые копии самолётов радиоуп
равняемые копии планеров), радиоуправля
емые модели Соревнования по радиоуправ
ляемым моделям самолётов, источником энер
гии в к рых является аккумулятор, галь
ванич или солнечные батареи стали прово
Ав,1<иии и ичы на тренировке
диться с 80 х гг Мировые рекорды в этой
категории моделей по продолжительности по
лёта — св 6 ч 15 мин, по дальности —
100 км
К 1991 насчитывалось св 1000 авиа
моделистов, имеющих звание мастера спор
та, ок 300 мастеров спорта междунар
класса В чемпионатах Европы и мира сов
спортсмены добивались высоких результа
тов К янв 1991 из 86 мировых рекордов, за
регистрированных ФАИ, сов спортсменам
принадлежало 29 С 1966 издается ежеме
сячный популярный научно техн журнал
«Моделист конструктор» А Ш Назаров
АВИАНЕСУЩИЙ КОРАБЛЬ — корабль
(судно), на к ром предусмотрено базирова
ние и эксплуатация корабельных летательных
аппаратов Понятие «А к » включает кораб
ли от многоцелевых авианосцев до кораб
лей (всцомогат судов}, имеющих на борту
хотя бы один корабельный вертолёт
Авианосец—А к, обеспечиваю
щий боевое использование ЛА (в осн само
лётов) управление их действиями, базирова
ние, техн обслуживание и ремонт Как но
вый класс надводных кораблей авианосцы по
явились в кон 1 й мировой войны Первые
Рис I Многоцелевой авианосец «Коистеллейшен» (типа «Честер У Нимнц* США)
авианосцы имевшие палубу для взлета и по
садки самолётов, были переоборудованы из
недостроенных линейных крейсеров. В 1914
успешно действовали гидросамолёты с англ
авиатранспортов, а к 1918 в состав флота
Великобритании вошли первые авианосцы,
вооруж истребителями, лёгкими бомбарди
ровщиками и торпедоносцами В составе рус
флота в период 1 й мировой войны находи
лись авиатранспорты, специально цриспо
собл дли спуска на воду и подъёма на ко
рабль после посадки гидросамолётов Авиа
транспорты включались в боевые порядки
корабельных соединений (эскадр) при выходе
в море для выполнения боевых заданий
Однако роль авианосцев в вооруж борьбе
на море долгое время недооценивалась
Назначение их окончательно определилось
только в сер 30 х гг Оно сводилось к сов
местным боевым действиям с линейными
кораблями Поэтому строились большие бро
нироваиные авианосцы водоизмещением 20—
25 тыс т со скоростью хода до 30 км/ч, имею
щие 50 -85 самолётов Серийное стр во
авианосцев началось непосредственно не
ред 2-й мировой войной К нач войны их
было, в США — 5, Великобритании—7,
Японии — 6, во франции — 1 Примерно
половину из них составляли корабли спец
постройки, половину — авианосцы переобо
рудов из кораблей др. классов В ходе 2 й
мировой войны авианосцы стали гл ударной
силой флотов США, Японии и Великобрита
нии, особенно в боях на Тихоокеанском театре
воен действий Использование палубной
авиации позволило не только повысить дина
мику и эффективность вооруж борьбы на
море, но и распространить возд и минную
угрозу на обширные пространства океан
ских и мор театров воен действий В ходе
2-й мировой войны было построено 194 авиа
носца, значит часть к рых была переоборудо
вана из заложенных ранее линкоров, крейсе
ров и трансп судов Появились разл под-
классы авианосцев эскортные (конвойные},
лёгкие тяжёлые
Конвойный авианосец предназна-
чался для цротивовозд и противолодочной
обороны конвоев и ведения разведки Водоиз
мещение до 24 тыс т, мощность энергетич
установок до 12 МВт, скорость до 20 уз
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво AIHJWIWUH	13
Рис 2. Тяжёлый авианесущий крейсер «Киев» (СССР)
Рис 3 Универсальный десантный корабль типа
«Тарава» (США)
лов (37 км/ч) Вооружение 25—-30 само
лётов, до 50 зенитных автоматов Экипаж
до 1000 чел Авиац оборудование включа
ло полётную палубу дл до 140 м, шир до
32 м, 1—2 самолётоподъёмника, 1—2 ка
тапульты взлетные аэрофинишеры Боль
шая часть эскортных авианосцев была пере
оборудована из трансп судов, не имевших
бронирования После 2 й мировой войны все
эскортные авианосцы были выведены в ре
зерв и сданы на слом
Легкий авианосец предназначался
для ПВО соединений боевых кораблей, кои
воев, десантных отрядов, уничтожения кораб
лей (судов) противника в море, авиан под
держки мор десантов Водоизмещение до
20 тыс т, мощность энергетич установок
30—70 МВт, скорость до 32 узлов (59 км/ч)
Экипаж до 1400 чел Вооружение до 50
самолётов, ок 70 зенитных автоматов ка
либра 20 и 40 мм Эти корабли после 2 й
мировой войны были выведены из боевого
состава флотов США и др стран Запада,
нек рая их часть была передана Др странам
В 80 х гг лёгкие авианосцы появились в
нек рых странах НАТО, в зависимости от
базирующихся на них ЛА они классифици
руются как противолодочные авианосцы,
крейсера-вертолётоносцы и др
Тяжёлый авианосец входил в под
класс кораблей спец постройки предиазна
чале я для разгрома (уничтожения) соеди
нений боевых кораблей, транспортов и де
сантных судов противника Завоевания гос
подства в воздухе в р не боевых действий
Водоизмещение до 55 тыс т мощность
энергетич установок 110 — 150 МВт, скорость
до 33 узлов (61 км/ч) Вооружение 90 —
100 самолётов, 12 орудий калибра 127 мм и
до 120 зенитных автоматов малого калибра
Экипаж до 4000 чел В 1952 эти корабли
были переклассифицированы в противоло
дочные и ударные Во 2 й пол 70 х гг
ударные авианосцы стали называть много
целевыми
Многоцелевой авианосец (рис 1)
предназначен для нанесения ударов по сое
динениям кораблей, конвоям, десантным от
рядам, объектам на побережье и в глубине
территории противника, поиска и уничтоже
Ния подводных лодок (ПЛ), авиац обеспе
чения десантов и сухопутных войск на при
морских направлениях, завоевания господ
ства в воздухе, блокады мор р нов и про
ливиых зон Водоизмещение до 95 тыс т,
мощность энергетич установок до 200 МВт,
скорость до 35 узлов (65 км/ч) Вооруже
ние до 100 ЛА разл назначения зенитио
ракетные комплексы малой и ср дальности,
многоствольные системы малого калибра бо
лее 20 РЛС разл типов и назначения
системы сбора и обработки информации,
управления оружием Экипаж до 6000 чел
Авиационно-техн средства такого корабля
90 х гг с ядерной энергетич установкой
включают полётную палубу со средства
ми обеспечения взлёта и посадки ЛА, ан
гар палубные средства техн обслужи
вания, средства подготовки траиспорти
ровки авиац оружия радиотехн средст
ва и др
Полётная палуба дл до 340 м и щир до 80
м защищена бронёй с противоскользящим
абразивным покрытием и включает зоны
взлёта, посадки и паркирования ЛА, а также
корабельные надстройки На нек рых кораб
лях зоны взлёта и посадки совмещаются
Зона взлёта дл ок 100 м расположена в
носовой части и оборудована двумя паровы
ми катапультами Ещё две катапульты рас
положены в пределах участка торможения
зоны посадки Самолёты могут взлетать
с интервалом 45 с (если на всех ката-
пультах предварительно установлены самолё-
ты то взлёт их возможен поочерёдно через
15с), ночью интервал существенно больше
Зона посадки находящаяся с левого борта,
выполнена в виде платформы, продольная
ось к рой в направлении от кормы к носу
отклонена влево и составляет с диам
плоскостью корабля угол 10,5° иа авианос
цах США (ок 8° на авианосце «Клемансо»
Франция) Зона посадки состоит из кормово
го участка —-от кормового среза полётной
палубы до тормозного троса первого аэро
финишера, участка размещения тормозных
тросов аэрофинишёров и аварийного барьера
участка торможения — от троса последнего
аэрофинишёра до носового среза палубы Ми
ним длина зоны посадки у авианосцев по
стройки 70—-80 х гг достигает 230 м
Зона паркования предназначена для раз
мещения ЛА при их подготовке к полётам
В ней находятся системы, обеспечивающие
ЛА электроэнергией, топливом, жидкостями
газами, боеприпасами
Ангарный отсек располагается под полет
ной палубой и занимает от 65 до 80% Дли
ны корабля по конструктивной ватерли
нии достигая 25% объёма корабля На авиа
носцах 80 х гг ангарный отсек в верх
части с бортов открыт, что улучшает усло-
вия содержания ЛА Доставка ЛА на полёт-
ную палубу и спуск их в ангар осущест
вляется с помощью бортовых или палубных
самолётоподъёмников Время подъёма ЛА из
ангара с помощью самолёта подъём ников
15 с Запасы авиац топлива на атомных
авианосцах достигают 10 тыс т, что обеспе
чивает непрерывное ведение боевых действий
в течение 16 сут при четырёх вылетах в сутки
всех имеющихся на борту ЛА
На авианосцах 90 х гг, а также иа ЛА
устанавливается автоматич радиотехн си
стема посадки Система может работать в
автоматич , полуавтоматич (выдерживание
заданной траектории планирования по пока
заниям индикатора или по командам опера
тора посадочного локатора) режимах Ис
пользуется также и система оптич визуаль
ной посадки В автоматич режиме система
действует с дальности 8-14 км и выводит
самолёт с расчётом захвата гаком троса
третьего аэрофинишёра без вмешательства
летчика и позволяет заводить на посадку
самолёты с интервалом 20 с
Противолодочный авианосец
предназначен для поиска и уничтожении
ПЛ В качестве противолодочных в нек рых
странах используются устаревшие авианосцы
периода 2 й мировой войны (Аргентина, Бра
Зилия) водоизмещением до 20 тыс т, сиаб
жённые полётной палубой, катапультой и рас
считанные на базирование и боевое использо
вание до 20 противолодочных вертолётов
и самолётов Противолодочные авианосцы
1980 —85 имеют водоизмещение от 13 до
20 тыс т, обеспечивают базирование и бое
вое использование 10—48 противолодочных
летательных аппаратов В носовой части мо
гут иметь «трамплин» для взлёта самолё
тов с укороч разбегом
Тяжёлый авианесущий крейсер
(ТАКР) предназначен для обеспечения
боевой устойчивости корабельных группи
ровок ВМФ от средств возд нападения и
ПЛ Авиационно-техн средства сов ТАКР
(типа «Киев» рис 2) включают полётную
палубу дл 186 м и шир до 24 м, располож
под углом 7° к диаметральной плоскости
корабля, состоящую из двух участков взлёт
но посадочного и техн позиции На ТАКР
могут базироваться СВВП типа Як 38,
противолодочные и спасат вертолёты Ка 25
илиКа-27 Водоизмещение ТАКР до 40 тыс т,
скорость до 30 узлов (56 км/ч) Воору
жение 7 пусковых ракетных комплексов,
2 спаренные арт установки среднего калибра
и 8 малого, двеиадцатиствольные реактив
ные бомбомётные установки Экипаж 1300
чел Сов ТАКР следующего поколения —
«Адмирал флота Советского Союза Куз
ненов»— имеет «трамплин», посадка само
лётов обеспечивается применением тормоз
яых устройств Назначение этих ТАКР —
ПВО сил флота и прибрежных районов
Водоизмещение ок 60 тыс т, наиб дл 300 м,
шир 70 м, скорость до 30 узлов (56 км/ч),
обеспечивается базирование до 60 ЛА разл
типов и назначения Этот ТАКР способен
14 АВИАНЕСУЩИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
обеспечивать взлёт и посадку на него ист
ребителей МиГ-29 и Су 27К
Противолодочный вертолетоно
сец предназначен для поиска и уничто
женин ПЛ противника в назнач р нах или по
курсу следования соединений крраблей, кон-
воев, десантных отрядов Осн Вооружение—
корабельные противолодочные вертолеты
(до 32) Водоизмещение до 40 тыс т, ско
рость до 32 узлов (59 км/ч) Первона-
чально под вертолетоносцы переоборудова
лись устаревшие корабли, с сер 50-х гг
началось специальное их стр во В 90 е гг
противолодочные вертолетоносцы имеются в
ВМС Великобритании и Испании
П р о т и в о л о д о ч н ы й к р е йс е р (ПКР),
крейсер вертолётоносец — корабль
спец постройки для поиска и уничтожения
ПЛ противника Осн оружие—противо-
лодочные вертолёты Водоизмещение 14—15
тыс т, скорость до 30 узлов (56 км/ч),
экипаж 600—800 чел , несет 18—20 верто-
лётов Вооружение зенитно ракетные ком
плексы средней и малой дальности, реактив-
ные бомбомёты,, гидроакустич комплексы
Полетная цалуба обычно размещается в кор
мовой части корабля, имеет 1 — 2 вертолето-
подъёмника, ангар Два ПКР имеются в
составе ВМФ нашей страны, крейсер-верто-
летоносеЦ — в ВМС Франции (используется
преимущественно как уч корабль) По хар
кам и боевым возможностям близки к проти-
володочным авианосцам Это направление
стр-ва кораблей дальнейшего развития не
получило
Десантные вертолетоносцы (де-
сантно вертолётные корабли доки, универ
сальные десантные корабли, плавучие базы
вертолётов и др ) — А к для траиспорти
ровки и высадки с помощью вертолётов
мор десантов, а также разминирования
водных акваторий с использованием верто
лётов-тральщикев Появились в ВМС США
в 1955 Водоизмещение десантных верто
летоносцев от 9 до 39 тыс т Число при
ним а ем ых на корабль вертолётов от 6 до 26
Например, универсальный десантный ко
рабль типа «Тарава» (рис 3) имеет полное
водоизмещение 39,3 тыс т, шир корабля
32,3 м, дл полётной палубы 250 м, её шир
36 м, макс скорость 24 узла (44 км/ч) Во-
оружение 2 зенитные ракеты «Си спарроу»,
3 универсальные арт установки калибра
127 мм и 6 автоматич пушек калибра 20 мм
Быструю высадку десанта (до 1800 мор
пехотинцев с вооружением) обеспечивают
4 тан ко-десантных или 6 десантных кате
ров и трансп -десантные вертолёты (до 26
вертолетов Боинг вертол «Си найт»)
Для поддержки высадки десанта на бор
ту этого корабля может базироваться до
10 СВВП
Большинство кораблей 80 — 90-х гг
(крейсера, эскадренные миноносцы, стороже-
вые корабли и др ) имеют по одному (реже
по два) вертолета, предназнач для выполне-
ния обеспечивающих задач (разведка, клас-
сификация сомнительных контактов с ПЛ,
трансп перевозки, доставки личного состава
и др ) Начало практич применения верто
летов на эсминцах и сторожевых кораблях
относится к 50-м гг На большинстве этих ко-
раблей предусматривается палубный ангар,
взлётно-посадочная площадка и система при-
нудит посадки вертолета и буксировки его
в ангар Это обеспечивает возможность экс-
плуатации вертолетов в условиях качки
Применение системы принудит посадки поз-
воляет использовать вертолёт при бортовой
качке корабля до 30° и килевой до 8°
Впервые подобная система была установ-
лена в 1963 на канад эсминце «Ассини
бойн»
Лит Белавин Н И Авианесущие корабли,
М 1990	А М Артемьев В И Буторин
«АВИАНКА» (Аван-
са — Aerovias Nacio-
nales de Colombia) —
нац авиакомпания
Колумбии Осуществ
ляет перевозки в
страны Зап Европы
и Америки Осн в
1940 В 1989 перевезла 3,6 млн пасс , пасса-
жирооборот 3,62 млрд пасс -км Авиац
парк — 27 самолетов
АВИАПАССАЖИР - лицо, крое перево-
зится или должно перевозиться на возд
судне по договору возд перевозки Согласно
Воздушному кодексу СССР, А допускается
к перевозке при наличии билета (см в ст
Перевозочные документы) Он имеет пра-
во перевозить с собой детей (бесплатно
или на льготных условиях в зависимости от
возраста), багаж (в т ч ручную кладь),
пользоваться др услугами, предоставляемы
ми перевозчиком (напр , местом в гости-
нице бесплатно при вынужд задержке в
пути по вине перевозчика) А может отка
заться от полёта и получить обратно уп-
лаченные им деньги в случаях болезни, своей
или члена семьи, следующего с ним совмест-
но, задержки вылета из пункта отправления
или замены возд судна судном др типа,
а также если А уведомил перевозчика об
отказе от полета в предусмотренные прави-
лами перевозок сроки (если уведомление
сделано с нарушением сроков, с А взимает
ся установл сбор)
А обязан соблюдать установленные пере
возчиком правила (напр, порядок провоза
на возд судне нек-рых веществ и предметов,
фотографирование, курение и т п ) При
невыполнении этих условий А может быть
подвергнут штрафу в адм порядке и иным
санкциям Перевозчик несет ответственность
имущественную за причинение вреда жизни
или здоровью А Перевозимые на возд судах
по внутр возд линиям А подлежат обя-
зательному страхованию воздушному А счи-
тается транзитным, если он следует далее
тем же рейсом, к-рым он прибыл в про-
межуточный аэропорт (пункт), если же он
продолжает полёт др рейсом того же илн ино-
го перевозчика, то он — трансферный А
Возд перевозка А охватывает период
с момента входа его на перрон аэропорта
для посадки на возд судно и до момента,
когда А покинул перрон под наблюдением
уполномоченных лиц перевозчика Права и
обязанности А прекращаются с момента
окончания возд перевозки либо с момен
та расторжения договора перевозки
Для А на междунар возд линиях уста
навливаются дополнит правила, содержа-
щиеся в междунар конвенциях, в двусто-
ронних соглашениях нашей страны с др стра-
нами и в правилах междунар перевозок
АВИАПРЕДПРИЯТИЕ ТРАНСПОРТНОЕ—
предприятие гражд авиации, эксплуатирую-
щее воздушные суда для перевозки пассажи-
ров, грузов и почты, а также Предостав
ляющее др виды авиац обслуживания за
установл плату А т обычно является юри-
днч лицом того гос-ва, граждане или органы
к-рого осуществляют преимуществ владение
и контроль за его деятельностью
В нашей стране на иностр А т распростра-
няется действующее в стране законодатель
ство о правах и обязанностях иностр юриднч
лиц, в т ч положения Воздушного
кодекса СССР Со странами, с к рыми
СССР заключены соглашения о возд сообше
нии правовое положение иностр А т ре-
гулируется также этими соглашениями
В большинстве стран А т образуются в
форме авиакомпаний, акционерных об в и др
со смешанным (гос и частным) илн пол
ностью частным капиталом В нек рых круп-
нейших А т преобладающей является доля
www.vokb-la.spb.ru -
гос капитала Так, во франц авиакомпании
«Эр Франс» гос-ву принадлежит 70% всего
капитала, в «Люфтганзе» (ФРГ) —75%, в
«CABFHA» (Бельгия) —90% Крупнейшие
Ате преобладанием частного капитала в
осн находятся в США А т обычно спе-
циализируются на выполнении определ возд
трансп работы — авиаперевозок, междунар
или внутр , регулярных или нерегулярных,
пасс , грузовых или вспомогательных, ма
гистральных или местных
На нач 1990 в мире насчитывалось 592
А т Число А т в каждой стране раз-
ное — от единиц до неск десятков, при
этом наибольший объём возд трансп работы
в каждой стране выполняется неск са
мыми крупными из них Так, во Франции три
А т («Эр Франс», «ЮТА» и «Эр интер»)
выполняют 95% общего объёма перевозок
всех франц А т , «ДЖАЛ» (Япония) —
св 60% всех пасс перевозок япон А т
А т , как правило, являются нац пр-тиями
Однако существуют и многонац А т , напр
«САС» (консорциум скандинавских стран
Дании, Швеции и Норвегии) Самолётный
парк А т может состоять из возд судов
разл типа в зависимости от рода выполняе-
мой возд трансп работы Руководство дея-
тельностью А т осуществляют президент,
вице президент, председатель адм совета,
ген директор и его заместители
Эффективность производствен но-коммерч
работы А т , осуществляющих междунар
перевозки, в большой степени зависит от
деятельности её отделений (представи-
тельств), к рые, как правило, имеются во
всех странах, куда совершают полёты само-
лёты данного А т Указанные отделения, в
зависимости от объема перевозок и согла-
сия соответствующих гос органов страны
пребывания, могут быть организованы н
оформлены как представительства, произ-
водств отделы, пасс и грузовые агентства,
оперативные группы А т могут обладать
служебными и техн сооружениями, включая
ремонтные мастерские, ангары, центры обуче
ния, комбинаты питания и др Инж -техн
состав А т, располагая таким техн комп-
лексом, имеет возможность производить
любые операции по осмотру, контролю н ре-
монту самолётов Крупные А т , как правило,
имеют свой собств уч центр, к рый зани-
мается подготовкой лётного состава и обслу-
живающего персонала (диспетчеры, бортпро-
водники и др ) Для обеспечения нормаль-
ного функционирования А т имеет следую-
щие осн службы коммерч службу (раз
рабатывает, организует и осуществляет всю
программу коммерч деятельности, обеспе
чивающую рентабельность А т , занимается
изучением конъюнктуры рынка, тарифов),
техн службу (обеспечивает пост исправ-
ность парка возд судов, организует техн
обслуживание возд судов, их ремонт, снаб-
жение, занимается науч -техн вопросами в
области техн эксплуатации), оперативную
службу (организует и контролирует на-
земное обслуживание перевозок, обеспече-
ние бортпроводниками, ГСМ и др ), лет
иую службу (её обязанности — подготовка и
орг ция деятельности лётного состава, про
верка его квалификации и обеспечение
безопасности полетов) адм службу (кадры,
их подготовка, расстановка, хоз деятель-
ность, охрана, контроль капиталовложений
и закупок, финансы)
В обычное время А т полностью распо
ряжается принадлежащим ей парком возд
судов Однако в статуте А т оговаривается,
что в условиях чрезвычайного положения
возд суда полностью или частично вместе
с летным и инж техн составом (в зависи-
мости от потребности) могут быть переданы
в распоряжение соответствующего управле
ния воен мин ва страны для выполнения
Самолёт4ЙШ1Р№РМ1«ИЕ «
воен трансп задач Гос-во осуществляет
контроль за деятельностью А т через
гос органы к рые следят за пополнением
парка возд судов, в особенности в случае
приобретения возд судов иностр пронз ва
за валюту Как правило, в своем гос-ве А т
не пользуются никакими экон привилегия-
ми и* уплачивают все положенные налоги
Все чаще осн финансирование закупки
возд судов, а также оплата расходов,
связанных с эксплуатацией аэропортов, до
статочно дорогого оборудования для систем
управления возд движением и обеспечения
безопасности полетов, осуществляется за счёт
А т , к-рые, в свою очередь, перекладывают
расходы по этим статьям на клиентуру
Контролирующий гос орган регулирует так
же экон вопросы авиаперевозок, выполняе-
мых А т Он выдает А т свидетельства
на право перевозок на внутр и междунар
авиалиниях, утверждает тарифы, выдаёт суб-
сидии, ведёт учет данных экон деятель
ности А т , регулирует вопросы их слия-
ния, передачи управления и нек-рые спор-
ные вопросы взаимоотношений между ними
Для сведения к минимуму конкуренции
А т нек-рые страны разграничивают геогр
зоны деятельности А т , что укрепляет
их позиции в конкурентной борьбе с А т
третьих стран Предоставляя А т большую
самостоятельность в осуществлении их дея-
тельности по выполнению перевозок, гос-во
стремится смягчить и ограничить конку
ренцию между нац авиакомпаниями Преж-
де всего это выражается в распределении
возд траисп рынков между А г, каждое
из к-рых, как правило, работает в своей
собств сфере Гос ва часто прибегают к та-
кой мере воздействия на деятельность
А т, как регулирование состава парка
возд судов
Крупнейшими зарубежными А т являются
авиакомпании США «Американ эрлайнс»,
«Дельта эр лайнс», «Юнайтед эрлайнс»,
«Ю Эс эр», «Нортуэст эрлайнс», «Кон-
тинентал эрлайнс», каждая из к-рых имеет
от 300 до 500 самолётов и перевозит 35—
70 млн пасс в год Ведущие европ Ат —
«Бритиш эруэйс» (Великобритания), «Люфт-
ганза» (ФрГ), «САС» (Швеция, Дания и
Норвегия) «Алиталия» (Италия) Самолёт-
ный парк этих А т насчитывает от 60
до 200 самолетов, объем перевозок 10—
25 млн пасс в год В числе ведущих А т
находятся «Олл Ниппон эруэйс» и «ДЖАЛ»
(Япония), «Канейдиан эрлайнс» н «Эр Ка
над а» (Канада), «Гаруда Индонезия» (Ин-
донезия), «Индиан эрлайнс» (Индия), «Ко
риан эр» (Республика Корея), «Саудиа»
(Саудовская Аравия) и др Мн А т, осу-
ществляющие регулярные междунар возд
перевозки, являются чл Междунар ассо-
циации возд транспорта (ИАТА), в рамках
к-рой они регулируют вопросы установления
и согласования авиатарифов, распределения
рынков возд -трансп работы и т п
Г М Тавлинцев В С Грязнов
АВИАХИМ — массовая добровольная об
ществ орг-ция граждан СССР, существо-
вавшая в 1925—27, объединение Общества
друзей воздушного флота и Доброхима
Первое значит мероприятие А —проведение
крупного для того времени (1925) перелё-
та группы из 6 самолетов по маршруту
Москва — Улан-Батор — Пекин В задачу пе-
релёта входила всесторонняя проверка на-
дёжности отечеств самолетов и двигателей,
а также тщательное изучение трассы буду
щих возд сообщений (см Перелеты) В
том же году А совм с Управлением ВВС
и «Добролетом» провёл агитац компанию по
ознакомлению населения с авиацией В разл
р-ны Сов Союза, гл обр в наиболее отда
ленные от пром и культурных центров,
были одновременно направлены 55 самолё
тов Мн тысячи сов людей получили воз
нежность впервые увидеть самолёт и совер-
шить непродолжнт полеты в качестве пас-
сажиров А провёл в Крыму третьи Все-
союзные планёрные соревнования (1925),
организовал ряд перелетов (1926)» передал
стране 159 воен и гражд самолетов, пост-
роенных на добровольные денежные взносы
сов граждан Об во имело 72 клуба, 2 тыс
библиотек, ок 1000 авнахимкружков В 1927
А объединился с Об вом содействия обо
роне в Осоавиахим
АВИАЦИОННАЯ БОМБА — боеприпас для
поражения объектов (целей) на земле и в
воде, доставляемый в район цели самоле-
том или другим ЛА (носителем) После
отделения А б от носителя её дальнейшее
движение к цели осуществляется по закону
свободного падения либо с применением сис-
тем наведения А б состоит из корпуса
сигарообразной, цилиндрич сферич или
иной формы, аэродинамич оперения (или без
него), боевого заряда, взрывателя (взрыват
устройства), тормозного устройства (у А б ,
предназначенной для бомбометания с малых
высот) и приборов управления (у управ-
ляемых А б) В качестве тормозных
устройств используют парашют, пороховой
РД или раскрывающийся стабилизатор зон
тичного типа (тормозное устройство умень
шает скорость и увеличивает время паде-
ния сброшенной А б , что позволяет ЛА
уйти на безопасное расстояние от точки
взрыва) Для подвески А б , как правило,
снабжаются ушками Существуют разл типы
бомб фугасные бетонобойные, осколочные
противотанковые, зажигательные и др , а так
же комбинир действия напр осколочно
фугасные, фугасно зажигательные и др , мо-
гут быть монолитными и кассетными Кроме
А б для поражения целей (А б осн наз-
начения) применяются также бомбы вспомо
гат назначения — осветительные, фотогр ,
дымовые, ориентирно-сигнальные, практи-
ческие и др
Фугасные А б (рис 1) снаряжаются
боевыми зарядами из сильного взрывча-
того в ва, напр тротила, смеси тротила с
гексогеном и пр Они наносят поражение
объекту (цели) гл обр взрывной ударной
волной и применяются для разрушения обо-
ронит сооружений, воен -пром объектов,
ж д узлов, мостов, кораблей н т п Масса
(калибр) фугасных А б обычно 100—1400
кг В войне во Вьетнаме (1965—75) США
применяли фугасные А б массой 6800 кг
разновидностью фугасных А б являются
бомбы т н объёмного взрыва В такой
А б в качестве взрывчатого в ва исполь
зуются сжиженные легкокипящие органнч
в ва При взрыве бомбы подрывом диспер-
гирующего заряда обеспечивается распыле-
ние углеводородного горючего, к рое в смеси
с воздухом образует взрывчатое облако
Подрывом детонирующего заряда произво
дится взрыв облака Мощность взрыва та
Рис 1 Английская фугасная авиационная бомба
калибра 250 кг для сброса с малых высот с
раскрывающимся тормозным устройством
кой бомбы значительно превышает мощность
взрыва фугасной бомбы равной массы При
взрыве облака создаётся избыточное дав-
ление во фронте ударной волны, способ
ное поражать живую силу в укрытиях,
разрушать прочные инж сооружения, под-
рывать противотанковые и противопехотные
мины — уничтожать минные поля
Бетонобойные А б являются разно-
видностью фугасной бомбы и предназначе-
ны для разрушения железобетонных ук-
реплений и ВПП В отличие от фугасной
бетонобойная А б имеет более прочный
корпус и утолщённую термически обработ
головную часть благодаря чему она при на-
личии достаточной кинетич энергии проби
вает бетонную преграду и взрывается в
запреградиом пространстве Бомбы, сбрасы-
ваемые с малых высот, снабжаются тормоз
ным устройством и реактивным ускорите-
лем, к рый после срабатывании тормозного
устройства сообщает А б необходимую для
пробивания преграды кинетич энергию Мас-
са 25—550 кг В 80-х гг появились бето
Нобойные А б без ускорителя, с тандем-
ной боевой частью Пробивание преграды
обеспечивает расположенный в передней
части А б кумулятивный заряд В обра-
зовавшееся отверстие проникает осн фу-
гасный заряд Масса 15—25 кг
Осколочные А б (рис 2) предназна-
чены для поражении расположенной вне
укрытий живой силы, легкобронир техники,
автоколонн, самолётов на аэродромах, ар
тиллерии, РЛС и т п Снабжаются обыч-
ным фугасным зарядом Необходимая оско-
лочность обеспечивается рифлением корпу-
са, размещением в корпусе спиралей из сталь
ной ленты с насечками, заливкой стальных
шариков диам 5—10 мм в стеикн корпу
са, отливаемого из легко о сплава, и др
способами Масса 0,5—125 кг
Осколочно-фугасная А б пред-
ставляет собой осколочную А б с усилен-
ным фугасным действием Масса 100—250 кг
Противотанковые А б применяются
для поражения бронетанковой техники Их
масса обычно невелика 0,5—2 кг Поража-
ющее действие обеспечивается применением
кумулятивного заряда
Зажигательные А б применяются для
поражения огнём живой силы, воен -пром
объектов, ж -д станций и т п Для сна-
ряжения А б малого калибра используются
твёрдые горючие смеси на основе оксидов
разл металлов, развивающие при горении
темп-ру 2000—3000°С В качестве снаряже-
нии для А б больших калибров обычно
применяются вязкие смеси на основе загущ
нефтепродуктов Для разбрасывания вязких
смесей и их зажигания А б снабжены
разрывным зарядом и поджигающим (обыч-
но фосфорным) патроном Масса от 0,5
до 500 кг
Кассетные А б представляют собой
тонкостенные корпуса (кассеты), снаряжеи-
Рис, 2 Французская осколочная авиационная бомба
калибра 125 кг, снабжённая взрывателем с упреж
дающим штоком для надземного подрыва
16 АВИАХИМ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ные большим числом бомб и (или) мин
малого калибра (0 2—25 кг) наз кассет
ними боевыми элементами (осколочные, про-
тивотанковые, зажигат . бетонобонные и Др )
После отделения от носителя на заданной
высоте происходит вскрытие кассеты и выб-
рос боевых элементов Масса 60—900 кг
Возможно также рассеивание боевых элемен
тов из несбрасываемых кассет наз авиац
контейнерами, из отсеков к-рых можно произ
водить как одновременный, так и последо
ват выброс боевых элементов
Осветительные А б применяются для
освещения цели при ночном бомбометании
Снаряжаются осветит составом к рый пос
ле сбрасывания бомбы загорается на задан
ной высоте Имея небольшой парашют, А б
медленно опускается, освещая местность в
течение неск минут
Фотографические А б предназначе
ны для ночного аэрофотографирования
Обеспечивают необходимую при фотографи
ровании кратковрем мощную вспышку света
Дымовые А б применяются для по
становки дымовых завес с целью ослепле
ния противника и снижения эффективности
управляемого им оружия Снаряжаются за
рядом, при горении к рого образуется ды
мовой состав, непрозрачный как в видимой
части спектра, так и в той части, к-рая
используется для управления разл видами
оружия
Ориентирно-сигнальные А б при-
меняются для целеуказания, аэронавигации
и в др целях Снаряжаются составами
при горении к рых в течение заданного
времени образуется дым и факел пламени
Практические А б применяются для
обучения летного состава приемам бомбоме
тання Место падения бомбы обозначается
дымом и пламенем
В конце 2 й мировой войны ВВС США
сбросили на япон города Хиросима и
Нагасаки две атомные бомбы с тротиловым
эквивалентом 20 тыс т каждая При атомной
бомбардировке этих городов пострадало ок
500 тыс человек О К Каверин А Г Ковалев
АВИАЦИОННАЯ ПРОМЫШЛЕННОСТЬ —
отрасль промышленности, осуществляющая
науч исследования, разработки, опытное
стр-во, испытания и серийное произ во ЛА,
авиац двигателей, бортовых систем и обору
довання Поставщиками мн комплектующих
изделий для А п являются радиотехн ,
электронная и др отрасли пром-сти Авиа-
ция, зародившаяся в нач 20 в — в США
первый полет братьев Райт на самолете
состоялся 17 дек 1903, а первыми в Европе
были полеты Сантоса Дюмона в сент —нояб
1906,— развивалась столь бурными темпами,
что уже в первом десятилетии веки встал воп
рос о ее практическом в то время исключи
тельно военном, применении и орг-ции пром
произ-ва ЛА Первые специалнзир пр-тия
(мастерские, з ды, фирмы), осуществлявшие
как индивидуальное изготовление самолетов,
так и многократное воспроизводство отд
образцов, т е выпуск их партиями или
сериями, появились в промышленно развитых
странах в 1906—10
Авиационная промышленность России
Создатели первых летавших отечеств само
лётов А С Кудашев, И И Сикорский,
Я М Гаккель и мн др строили свои ЛА
в кустарных условиях Возникновение А п
в России относится к 1909—11, когда
Произ-во самолетов начали осваивать моек
э-д «Дуке» «Первое Российское товара
щество воздухоплавания С С Щетинин
и К°* (ПРТВ) н Русски Балтийский вагон-
ный завод (РБВЗ) в Петербурге Несколь-
ко позднее основали свои з ды А А Аиатра
в Одессе (см «Анатра») и В А Лебедев
в Петербурге (см «Лебедь») Эти пр тия
стали наиболее крупными в России поставщи-
ка заводе «Дуке»
Заводской корпус одного из первых авиадвигателе
строительных предприятии России
ками самолетов для воен ведомства Все они
как и ряд др более мелких пр тий, были
заняты выпуском самолётов преим иностр
моделей
Оборудование з дов и технология,произ-ва
были рассчитаны в осн на дерев конструк
цию самолётов с полотняной обшивкой и ог-
ранич применением металлич узлов и дета
лей Мн материалы, полуфабрикаты и гото
вые изделия (приборы и т п) покупались
за границей Двигателестроит з-ды «Гном
и Роя» и «Сальмсон* в Москве «Дека» в
Александровске (ныне Запорожье) и нек рые
Др , строившие гл обр ПД зарубежных
образцов, выпускали их в недостаточных
кол-вах и в большинстве своем они также
приобретались за рубежом Свои усовершен
ствов конструкции ПД были созданы на з де
«Мотор» (К 60 и К 80 Т Ф Калепа) и
РБВЗ (РБЗ-6 В В Киреева) но их произ во
также было весьма ограниченным
Выпуск самолетов значительно возрос в го
ды 1 й мировой войны В начале ее Россия
по числу воен самолетов (263) не усту
пала др воюющим сторонам И в ходе вой
ны парк рус армии пополнялся гл образом
самолетами иностр моделей но поставлялись
онн в большей своей части российскими
з дами Из самолетов отечеств конструкто-
ров изготовлялись лишь тяжелые бомбарди-
ровщики «Илья Муромец» Сикорского
(РБВЗ) и летающие лодки М 5 н М 9
Д П Григоровича (ПРТВ, см Григоро-
вича самолеты) Эти самолеты обладали
высокими для своего времени летно-техн
хар-ками и определяли передовые позиции
России в данных видах авиации Однако ряд
др отечеств самолетов, хорошо проявивших
себя на предвоен конкурсах не были приняты
на вооружение н серийно не строились
Произ-во самолётов не обеспечивало потреб
ностей в них фронта В 1917 в России рабо
тало ок 20 самолете и двигателестроит
пр-тий с общей численностью персонала
ок 11 тыс чел В 1914—17 было выпущено
5012 самолетов и 1511 авиадвигателей
Авиационная промышленность СССР
Экон упадок в стране в период Гражд
войны и интервенции отразится и на состоя
нни А п Мн авиастроит пр-тия были зау кы-
ты, производительность действовавших з дов
упала В 1918 была начата национализация
А п и 31 дек 1918 при ВСНХ РСФСР
образовано Гл правление авиапром з-дов
(Главкоавиа) О большом значении, прида
вавшемся развитию авиации свидетельст
вует учреждение (1 дек 1918) в тот тяже-
лый для страны период Центрального аэро-
гид родинами чес кого института (ЦАГИ), при
званного обеспечить разработку фундамен-
тальных основ и практич рекомендаций
для будущего развития авиац науки и тех-
ники 16 июня 1920 постановлением Совета
Труда и Обороны (СТО) з-ДЫ А п по
очередности комплектования и снабжения
топливом сырьем и полуфабрикатами при
равнивались к наиболее важной группе
оружейных и патронных з дов, а 17 нояб
СТО постановил мобилизовать и направить
в А п работавших в ней ранее иижеие
ров техников и квалнфицир рабочих За го-
ды Гражд войны авиастроит пр-тня от
ремонтировали 1574 самолета и 1740 авиа-
двигателей, изготовили 669 самолетов н 270
авиадвигателей С переходом к мирному
стр-ву был взят твердый курс на быст-
рейшее восстановление А п страны и ее
возд флота 26 янв 1921 СТО учредил ко
миссию по разработке программы максимум
по «воздухоплаванию и авиастроительству»,
а 5 дек 1922 утвердил трехлетнюю прог
рамму восстановления н расширения пр тий
А п Работу с населением по сбору средств на
развитие сов авиации и А п проводили Об
щество друзей воздушного флота и об во
^.Добролёт»
В нач 20 х гг формируются первые в
СССР самолетостроит КБ, начинает разви-
ваться опытное стр во и серийное пронз во
отечеств самолетов При участии специалис
тов ЦАГИ были построены эксперим са-
молёт «КОМТА» и опытный пасс самолёт
АК-1 В 1923 на Гос авиац з де № 1
(ГАЗ № 1, бывший «Дуке») под рук
Н Н Поликарпова были созданы само
лет-разведчик Р 1 и истребитель И-1, посту
пившие в серийное произ во (см Поли-
карпова самолеты) К выпуску Р 1 (в т ч
в мор варианте МР-!) позднее подключился
и восстановл з д «Лебедь» (ГАЗ № 10) в
Таганроге (одни из бывших з-дов Лебедева)
Также в 1923 ГАЗ № 3 «Красный лётчик»
в Петрограде приступил к серийному изготов-
лению уч самолёта У-1 На этом же з-де
возобновил свою конструкторскую деятель-
ность Григорович, выпустив летающую лод-
ку М-24 В 1925—26 ГАЗ К» 1 построил
10 пяти местных пасс самолетов ПМ-i
В 1922 в РСФСР было освоено произ во
кольчугалюминия, что позволило приступить
к орг-цни металлич самолетостроения В том
же году под председательством А Н Тупо
лева при ЦАГИ образуется Комиссия по
постройке металлич самолетов и (также
в ЦАГИ) создается возглавляемое нм КБ
Начав с постройки опытных машин АНТ-1
(смешанной деревянно металлич конструк-
ции) и АНТ-2 (цельнометаллич конструк-
ции), это КБ выпустило в 1925 цельно
металлические разведчик Р 3 и двухмотор
нын тяжелый бомбардировщик ТБ I (см ст
Ту) Серийное произ во цельнометаллич са-
молетов первыми освоили тогда моек ГАЗ
2 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт
Ле 5 «Самолет» и з д Л® 22 образован
ный в Москве (в Фипях) на месте ранее
существовавшею там концессионного ави
ац з-да фирмы «Юнкере»
Успехи сов самолетостроения позволили в
1925 отказаться от закупки самолетов за
рубежом Во 2-й пол 20-х гг А п СССР,
переданная с 1925 в ведение Гос треста
авиац пром сти (Авнатреста) ВСНХ СССР
значительно расширила разработки и выпуск
авиац техники В серийное произ-во посту
пили истребите ти И 2 И 2бис ИЗ И 4,
разведчик Р-5 победивший на междунар
конкурсе самолетов этого к пасса в Тегеране
уч самолет У 2 ставший в последующие
годы наиболее массовым самолетом в стране
На Ремонтно возд з-де в Киеве К А Кали-
нин построил свои первый (опытный) пасс
самолет К 1 а затем продолжил работы в
Этой области в КБ при Харьковском авиац
з де (см Калинина самолеты) В этот же
период в системе Осоавиахима начал свою
конструкторскую деятельность А С Яков-
лев, к-рый сначала в осн работал над соз-
данием легких спортивных самолетов (см
ст Як) В целях координации опытных
работ в области авиастроения в 1926 при
Авиатресте было образовано Центральное
конструкторское бюро с опытными отделами,
базировавшимися на серийных з дах, а в
1930 его производств базой стал Москов
ский авиационный завод № J9 На этом же
з-де в 1929—31 работало ЦКБ-'Зд ОГПУ, где
под рук Поликарпова и Григоровича бы I со
здан истребитель И 5
Развитие сов авиадвигателестроения в
20 е гг первоначально было направлено на
освоение серийного произ ва зарубежных
образцов все более высокой мощности с нс
пользованием отечеств материалов и техно-
логии и внесением в их конструкцию разл
усовершенствований Были выпущены ПД
М-4 М 5 М 6, М 22 М-17 и их модифи
кации в диапазоне взлетной мощности от
169 до 537 кВт Произ во авиадвигателей
велось на моек з-дах «Икар» (бывший
«Гном и Рон») и «Мотор» (в 1927 они
объедини 1ись образовав з д .V® 24 им
VI В Фрунзе) тенингр з де «Бо |ыневик»
(бывший Обуховский з д), на з дах в Запо-
рожье (бывший «Дека») и Рыбинске (это
пр-тие в свое время планировалось как
автозавод «Рус РеНо») К 1926 на з де
«Мотор» А Д Швецовым был создан пер
вый сов авиадвигатель — ПД М-11 мощ
ностью 80,9 кВт использовавшийся на
протяжении неск десятилетий в пегкомо
торной авиации Под рук А А Бессо
нова были разработаны ПД М-15 и М-26
Выпуск самолетов неуклонно нараста ।
Если в 1921 и 1922 было построено по
неск десятков машин то в кон 20 х  ।
объемы произ-ва достигли 800—900 самоле
тов в год В 1928 СССР впервые принял
участие в междунар авиац выставке —
в Берлине в числе др сов экспонатов
были самолеты АНТ 3, У 2, К-4 Отечеств
авиац техника успешно прошла проверку
в дальних перелетах Москва—Улан Батор—
Пекин (самолеты Р 1 Р 2, АК-1 1925),
Москва — Токио и обратно (АНТ 4, 1927}
Москва — Нью-Йорк через Сибирь и Аляс
ку (АНТ-4, 1929) и на ряде др протяж
маршрутов
Бурными темпами сов авиастроение разви
вались в 30 х гг Широким фронтом шло
укрепление н и , опытно конструкторской и
производств базы отрасли Были образова-
ны Центральный институт авиационного мо
торостроения (ЦИАМ) и Всесоюзный науч
но-исследовательский институт авиационных
материалов (ВИАМ), новая более мощная
экспернм база была сооружена в ЦАГИ
Плодотворно продолжало работать КБ Тупо
лева к-рое в осн проводило разработки
самолетов тяже пой весовой категории Здесь
были созданы бомбардировщики ТБ 3, СБ,
ТБ 7 рекордные самолеты АНТ-25 и АНТ 37
на к-рых были выполнены выдающиеся даль
ние перелеты экипажей В II Чкалова
М М Громова, В С Гризодубовой мор
самолеты АНТ 27 АНТ-44 гигантские для
того времени самолеты АНТ-14 «Правда»
и АНТ 20 «Максим Горький» и мн др В
зтом КБ начиналась деятельность А А Ар-
хангельского В М Мясищева, В М Пет
лякова А И Путилова П О Сухого и
др авиаконструкторов В 1936 КБ Туполева
с з дом опытных конструкций выделились
из ЦАГИ образовав опытный з д Лв 156
Др крупной конструкторской орг-цией
стаю ЦКБ Всес авиац объединения В aei
1931 ЦКБ подчинили ЦАГИ где его воз
главк т С В Ильюшин, но с 1933 оно снова
ста то базироваться на з де X® 49 и спе-
циализировалось в осн ца разработке са
молетов более легких классов Здесь рабо-
тали Поликарпов, Яковлев Г М Бериев
С А Кочеригин В А Чижевский В П Яцсн
ко и др авиаконструкторы В ЦКБ были
созданы такие известные самолеты, как
истребители И 15 и И 16, гидросамолет
МБР 2 (см ст Бе) бомбардировщик ДБ-3
(см ст Ил) и др
В развитие ранее принятых решений о
стр ве и реконструкции пр-тий авиаиндуст
рни в 30-х гг были введены в строй
самолетостроит з ды в Горьком, Воронеже
(№ 18) Иркутске Новосибирске, Комсо
мо.тьске на-Амуре, Казани (Л® 124), авиамо
горные з ды в Перми Воронеже (№ 16)
Казани (.Ns 27) В чисте новостроек быти
также агрегатные и приборные авиац з-ды
Мн пр-тия А п создавались на базе
авиаремонтных мастерских и з-дов, а так-
же пр тий др профиля На такой основе
были образованы самолетостроит з ды в
Арсеньеве (Приморский край) Смоленске,
Саратове, Долгопрудном (бывший «Дири-
жаблестрой») и Химках (№ 301) Моск обл ,
Ленинграде (№ 47 и № 387) Ряд орг-ций
авиастроения находился в ведении ГВФ В
их числе КБ входившее в НИИ ГВФ и
возгтавтявшееся сначала Пути |Овым а за
гем Р Л Бартини самотетостроит з ДЫ
в подмосковных Тушине (№ 62) и Химках
(.№ 84) двига гелестроит з-д в Тушине
(№ 163) и др пр тня В 1936 авиа строит
З-ды ГВФ начали передаваться в А п
В 1932 был образован Гос ин-т проекти-
рования авиазаводов (Гипроавиа), а в 1936
в систему А п был переведен Цент
ральный ин-т труда (впоследствии Научно-
исследовательский институт авиационной
технологии и организации производства —
НИАТ)
В марте 1934 СТО принял решение о даль
ней шей децентрализации опытного конструи-
рования в области авиастроения что способ-
ствовало расширению опытно-конструктор
ских работ в отрасли Получил опытную
производств базу Яков пев в его КБ были
разработаны массовые уч тренировочные
самолеты УТ 1 и УТ-2 Мн ведущие спе
циалисты ЦКБ возглавию новые кон
стр\кторские орг-ции а на з де N® 39 ос
талось КБ Ильюшина Большинство новых
КБ организовывалось при серийных з-дах,
что с одной стороны, обеспечивало раз-
работчикам производств базу для пост
ройки и доводки опытных образцов, а с дру
гой - неносредств их участие во внедрении
новой авиац техники в серийное произ во
В таких КБ работали Бериев в Таган
роге Путилов и Яненко в Тушине Архан
сельский в Москве (з д № 22) Григоро-
вич, И Г Неман Сухой в Харькове А С
Москалев в Воронеже и т д На разл
пр-тнях продолжил свою деятельность
Поликарпов Аналогичная практика получи
ла распространение и в двигателестроении
В решении Реввоенсовета от 17 июля 1933
отмечалось отставание отечеств авиамото-
ростроения и указывалось на необходимость
принятия срочных мер по расширению опыт-
ных баз в этой области В 30 х гг в СССР
был создан ряд авиац ПД в широком диа-
пазоне мощности от 500 до 1000 кВт и более
Первым отечеств авиадвигателем большой
мощности стал ПД М 34 (558 —938 кВт в
разл модификациях), разработанный А А
Микулиным в ЦИАМ М 34 (AM 34) успешно
выдержал проверку в длит перелётах ре
кордного самолета АНТ-25 и был применен
на ряде серийных самолётов Его развитием
стали ПД АМ-35 и AM 38 созданные Мн-
кулиным в КБ, к рое он возглавил на з де
им М В Фрунзе Продолжалась также
постройка авиадвигателей по лицензиям,
причем исходный образец давал, как прави-
по начало семейству двигателей усовершен-
ствованной, но существу новой, конструк-
ции и увелич мощности Под рук В Я Кли
мова на з-де в Рыбинске был освоен ПД
М-100, а затем разработаны М 103 и М 105
(см ст ВК} На з-де в Запорожье А С На-
заров внедрил в серию ПД М-85, затем его
модификации М-86 н М 87 а дальнейшим
их развитием стали созданные там же
под рук С К Туманского и Е В Урмина
М 88 и М-89 Образованное в Перми КБ
Швецова обеспечило сдачу в произ-во ли-
цензионных ПД М-25 и М 62 а затем раз
работало оригин М 82 (см ст АШ)
Значит совершенствованию подверглась
технология авиастроения Внедрение прог-
рессивных техноп процессов (лневматич
клепка точная штамповка прессование эле-
ктросварка и др ) а также плазово шаблон-
ного метода сборки позводию решить задачу
орг ции крупносерийного пронз ва авиац
техники
Первоочередная задача состояла в укреп
лении обороноспособности страны, поэтому
осн усилия были направлены на наращи-
вание выпуска боевых самолетов Масштабы
их пронз-ва достигли весьма значит разме
ров Напр в 1934—41 было построено св
6500 истребителей И 15, И 15бис и И 153,
примерно столько же бомбардировщиков СБ
и ок 9000 истребителей И 16 С нач ЗО-х
гг стало набирать темпы и цронз-во пасс
самолетов Парк гражд авиации пополнили
самолёты К 5 (их было изготовлено боль-
ше чем других в этом классе — св 260)
ПС 9, АИР-Б, ХАИ-1 «Сталь-2» и «Сталь-3»,
ПС-35, ПС-84 (Ли 2), ряд гражд моди
фикаций воен самолетов Строилось боль
шое число опытных и эксперим образцов
авиац техники (см Экспериментальные ле
тательные аппараты), что обогащало теорию
и практику авиастроения н в немалой сте-
пени способствовало становлению СССР как
ведущей авиац державы В 1938 было уч-
реждено звание Героя Соц Труда, и среди
первых, кто его удостоился были авиакон-
структоры Поликарпов, Яковлев, Микулин,
Климов Большой вклад в Становление сов
А п внесли П А Богданов, Н П Горбу-
нов, Г1 И Баранов, Г К Орджоникидзе
В 30 х гг А п вышла из подчинения
ВСНХ СССР и находилась в ведении нар-
коматов тяже пой (с я нв 1932) и оборон
ной (с дек 1936) пром-сти, а 11 янв 1939
был образован наркомат авиац пром сти
(НКАП) Первым наркомом А п был
М М Каганович (1939—40)
Охватившая страну во 2-й пол 30-х гг
волна репрессий затронула и А п По
необоснов обвинениям были арестованы
Туполев Калинин Петляков Путилов, Не-
ман Мясищев Бартини, Чижевский, Б С
Стечкин, А Д Чаромский, А И Некрасов,
Н М Харламов В 11 Баландин и мн др
видные учёные, конструкторы и рук пр тий
18 АВИАЦИОННАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
А п Такая же участь постигла С П Ко-
ролева и В П Глушко, чьи пионерские
работы по ракетным ЛА и двигателям могли
ускорить развёртывание эксперим исследо
ваний в области реактивной авиацйи В
ЦКБ 29 НКВД находившиеся в заключении
конструкторы продолжали разработку новых
самолётов в т ч бомбардировщиков «100»
и «ЮЗ», известных впоследствии как Пе-2 и
Ту 2
Перед Лицом нараставшей воен угрозы
в 1939 был принят ряд важных решений
о разработке новых самолетов редонструк
ции и техн перевооружении существующих
авиац з-дов и стр ве новых пр тий Были
образованы КБ, к рые возглавили А И Ми
коян, С А. Лавочкин, Сухой, создан Летно
исследовательский институт (ЛИИ) В 1940
в А п было переведено 30 тыс высоко
квалифицир рабочих из др отраслей и нал
равлено 4 тыс инженеров и техников из
уч заведений В НКАП передавались з ды
из др ведомств В 1940 в серийное произ во
был запущен ряд новых, отвечавших возрос
шим тактик© техн требованиям боевых само
лётов Только за 1940 и 1 ю пол 1941 было
выпущено св 12 тыс боевых самолётов
однако в их числе новых машин построе
но сравнительно мало: истребителей МиГ 1 —
100, МиГ 3—1309, Як 1—399, ЛаГГ 3—322
штурмовиков Ил 2—249 бомбардировщиков
Пе 2—460 Не все намеченные планы уда
лось осуществить до нападения фашист
ской Германии на СССР
Начало Вел Отечеств войны поставило
перед А п задачу резкого увеличения объё
мов произ-ва для снабжения фронта нс
обходимым кол вом авиац техники Однако
неблагоприятный ход войны на первом ее
этапе чрезвычайно осложнил работу А п
вследствие вынужд эвакуации в июле -
нояб 1941 большого числа авиастроит
пр тий из западных и центральных р-нов
страны Местами их новой дислокации стали
Куйбышев, Казань Чкалов (ныне Оренбург),
Уфа, Омск, Новосибирск, Иркутск, Тбилиси,
Ташкент и др города Всего было переба
зировано ок 85% пр тий А п страны
И если в июле — сент производительность
выпуска самолетов возросла в I 5 2 раза
по сравнению с 1 м полугодием 1941, до
стигнув 1500—2000 и более машин в месяц,
то с окт произ во самолётов стало сокра
щаться и упало до 600 в декабре Однако
по мере обустройства и возобновления ра
боты перебазиров пр-тий на новых местах
проиэ во авиац техники, iji обр новых ти
пов, стало непрерывно нарастать После
разгрома нем фашистских войск под Моск
вой на терр эвакуиров из столицы з дов
НКАП создавались новые, к рые быстро на
Сборка штурмовиков И I2
лаживали выпуск самолетов и авиадвнга
телей В 1942 в Москву стали возвращать
ся из эвакуации авиастроит КБ и НИИ
По мере освобождения оккупиров р нов вое
станавлнвались пр тия А п и в др городах
В ходе войны в серийное произ во по
ступили мн усовершенств образцы боевых
самолётов — Як 7Б Як 9, Як 3, Ла 5, Ла 5Ф
Ла 5ФН, Ла 7, двухместный вариант Ил 2,
Ил-10, Ту 2 и Др Необходимость значит
увеличения выпуска авиац техники потре
бовала применения поточной и поточно-кон
вейернои сборки самолётов и двигателей, а
также др высокопроизводит технол про
цессов Самолёты мн типов строились ты
сячами и десятками тысяч экземпляров До
конца войны с Германией (до сер 1945)
было выпущено (округлённо): штурмовиков
Ил—39 тыс_, истребителей Як—36 тыс , ЛаГГ
и Ла—22 тыс , МиГ—3,3 тыс , бомбардиров
щиков Пе 2—11 тыс , ДБ-3 (Ил 4) —- 6,5
тыс.. Ту 2 — 0 8 тыс Осп нагрузка по вы
пуску штурмовиков легла на з-ды в Куй
бышеве (№ I и № 18) и Москве (Кв 30),
массовое произ во истребителей вели з ды
в Горьком. Новосибирске Саратове, Тби
лиси, Омске (№ 166) Тушине (№ 82),
Москве (№ 381) а поставку бомбарди
ровщиков обеспечивали гл обр з ды Ка
зани (Л» 22) Иркутска, Комсомольска на
Амуре, Москвы (№ 23) В больших кол вах
строились трансп самолет Ли 2 (в Ташкен
те) уч тренировочный самолет УТ 2 (в
Арсеньеве, Волжске, Ростове, Чкалове),
многоцелевой самолёт По 2 (на з-де № 387
в Казани и на др з дах) В предвоен
и воен годы производились также бом
бардировщики ТБ 7 (Пе 8), Ер 2, много
целевые самолёты Як 4, Су-2, транец само
лет Ще 2 (конструкции А Я Щербакова)
и др
Осн авиадвигателями, к-рые применялись
на боевых самолётах, были ПД семейств
М 105 (устанавливались на самолётах Як,
ЛаГГ, Пе 2 и др ) М 82 (Ла Ту 2, Пе 8
и др.), AM 38 (Ил 2), М-88 (Йл 4 Су 2)
В воен годы выпускались усовершенств
модификации и варианты этих ПД М 105ПФ,
М Ю5ПФ2, ВК 107А АШ 82ФН, AM 38ф,
AM-42, М 88Б и др Для трансп само-
лёта Ли 2 строился ПД М 62ИР, а для лег
комоторных самолётов (По 2, УТ 2) — моди
фикации ПД МЦ На нек рых сериях даль
них бомбардировщиков Пе-8 и Ер 2 уста
навливались дизели АЧ-ЗОБ Изготовление
авиадвигателей осуществляли з ды в Ка
зани (М 16), Уфе Куйбышеве (jN’e 24),
Москве (№ 45, № 500, Л® 41) Перми, Омске
(№ 29) Андижане и др пр-тия
Большой вклад в повышение боевой мощи
сов авиации внесли конструкторы из смеж
ной отрасли вооружении М Е Березин
А А Волков А Э Нудельман А С Су
ранов, Б Г Шнатальный, С А Ярцев
Созданные ими в предвоен и воен годы
образцы пулеметно пушечного авиац воору
жения (УБ ШВАК ВЯ НС-37, Б 20) наш
ли широкое применение на боевых самолё
тах
В воен период было радикально сокра
щено число авиац КБ, поскольку осн уси
лия разработчиков самолётов и авиадвнга
телеи необходимо было сосредоточить на
дальнейшем совершенствовании и развитии
освоенных в серийном произ ве образцов
Но и в эти трудные для страны годы про
должался поиск перспективных направлений
развития авиации в частности был создан
эксперим реактивный истребитель пере
хватчик БИ
Большую организаторскую работу по вы
полнению напряжённых заданий по цроиз ву
авиац техники провели А И Шахурин
(нарком А п в 1940—46), Баландин,
А А Белянский, П А Воронин П В Де-
ментьев М С Жезлов, П Д Лаврентьев,
В Н Лисицын В Я Литвинов М М Лу
кин А М Тер Маркарян, А Т Третьяков
и др руководители НКАП и пр тий Всего
в период Вел Отечеств войны сов А п вы
пустила св 125 тыс самолётов (см табл )
н внесла весомый вклад в победу над
врагом
Табл —Производство самолетов в СССР
в период Великой Отечественной войны
Годы	Выпуск самолетов	
	Общим	Средне месичный
1941 (2 е полугодие)	9777	1630
1942	25436	2120
1943	34884	2907
1944	40241	3353
1945 (до 10 мая)	15317	3483
Всего	125655
В послевоен период А п СССР про
должала последовательно решать задачи
по оснащению Вооруж Сил и Гражд возд
флота новой, более эффективной авиац
техникой, претерпев при этом ряд Орга
низационно структурных изменений С 15
марта 1946 после упразднения НКАП уп
равление отраслью перешло к Мин ву
авиац пром сти (в 1957—65 эти функции
выполнял Гос комитет по авиац техни
ке) База опытного авиастроения, основу
к-рой после войны составили сохранив
шиеся коллективы, руководимые А Н Тупо
левым, Яковлевым, Ильюшиным, Бериевым,
Сборкз истребителей Як 7
2*
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своиВи^р^1
Лавочкиным, Микояном Сухим Климовым
Швецовым В А Добрыниным Микулиным
в последующий период непрерывно разви-
валась Ее пополнили новые КБ к-рые воз
главилн О К Антонов М Л Миль Н И
Камов Мясищев Г Е Дозино-Лозинский,
А Г Ивченко Н Д Кузнецов А М Люль
ка В то же время ряд небольших КЬ был
упразднен Большой вклад в развитие
подотраслей агрегато и приборостроения
связанных с созданием средств жизнеобес-
печения энергоснабжения пилотажно на
вигац оборудования САУ |идравлич и др
систем принадлежит КБ с к рыми в раз
ные годы была связана деятельность А Д
Александрова С М Алексеева Е Ф Анти
лова Г И Воронина П А Ьфпмова
И И Зверева С В Зеленкова Ц А Ло-
банова Е В Ольмана А И Привалова
Г И Северина М П Селиванова В Э
Соркина О В Успенского А Ф Федо-
сеева Р Г Чачикяна и др конструкторов
и ученых Осн предприятия разработчики
авиац техники стали как правило обеспе
чиваться собств производств базой и приоб-
ретали статус опытно конструкторских бюро
(ОКБ) опытных з-дов науч производств
объединений На смену первопроходцам сов
авиастроения к руководству ведущими ОКБ
стали приходить новые гл и ген конструк
торы — П А Соловьев Туманский С [1
Изотов П А Колесов, А К Константи-
нов В А Лотарев Г В Новожилов
М Н Тищенко Р А Беляков А А Ту-
полев С В Михеев Е А Иванов М П
Симонов В М Чепкин И В Балабуев и
др Возрос науч потенциал отрасли Укреп
ляласьэксперим база ЦАГИ ЦИАЧ ВИАЧ
НИАТ, ЛИИ Были образованы НИИ-2
(впоследствии Государственный научно-ис-
следовательский институт авиационных сис-
тем— ГосНИИАС) Государственный союз-
ный сибирский научно-исследовательский
институт авиации (СибНИА) Всесоюзный
институт легких сплавов (ВИЛС) НИИ эко-
номики Научно исследовательский институт
авиационного оборудования (НИИАО) и др
отраслевые НИИ На рубеже 50—60 х гг
ряд авиастроит пр-тий (ОКБ и серийных
з-дов) был переориентирован на ракетно-
космич технику, а затем выведен из А п
Реконструировались действующие и вводи-
лись в строй новые пр-тия Ап (в их
числе важное место занят авиац пром
комплекс в Ульяновске) В 70—80-х гг на
базе мн серийных з дов МАЦ созданы
производств объединения
В послевоен период А п СССР возглав
ляли М В Хруничев (1946—53) Дементьев
(1953—77), В А Казаков (1977—81), И С
Силаев (1981—85) А С Сысцов (1985—91)
Первые послевоен годы стали для миро-
вой А п периодом бурного развития реак
тивной авиации В СССР велись интенсивные
исследования по аэродинамике больших
скоростей устойчивости управляемости и
Прочности скоростных самолетов газоди-
намике ВРД, а также разработки жаро-
прочных материалов для ГТД Первыми
сов реактивными самолетами стали ист
ребители МиГ-9 и Як 15 созд в 1946 Во
2-й пол 40-х гг в произ-во были также
запущены реактивные истребители МиГ-15
(первый в СССР серийный самолет со
Стреловидным крылом) Да-15 Як 23 реак
тивные бомбардировщики Ил 28 Ту-14 На
данном Этапе широко использовались ТРД
строившиеся по зарубежным образцам (РД-
10 РД-20 РД 45, РД-500) Мн типы Са
молётов во 2-й пол 40-х гг (ив последующий
период) продолжали строиться с ПД В их
числе были многоцетевые Ан 2 и Як-12
пасс Ил-[2 и Ил 14 уч тренировочный
Як-18, морской Бе 6 и др Новым видом
продукции для А. п стали в этот период
20 АВИАЦИОННАЯ
вертолеты Первым сов серийным винтокры
лым аппаратом был Ми-1
В 50 х п применение ГТД в авиации про-
должало расширяться В серийном произ-ве
были освоены турбореактивные и турбовин
товые двигатели разработанные под рук
Люльки (ГР-1 АЛ-7) Климова (ВК I
ВК-1Ф) Микулина (АМ-3 АМ-5 РД 9Б)
Кузнецова (ДК-12) Ивченко (АИ-20) Доб
рынина {ВД-7) Туманского (Р11 300 Р11Ф
300) Соловьева (Д-25В) В классе истре-
бителей были выпущены Ми Г-17	Як-25
МиГ 19 (первый в СССР сверхзвук серий
ный самолёт) Су-7, МиГ-21 Су-9 Як 28
На вооружение поступили также стратегии
и дальние бомбардировщики — турбовинто-
вой Ту 95 и реактивные Ту 16 М-4 ЗМ и
турбовинтовые трансп самотеты Ан 8 Ан-12
Создание и внедрение в серийное произ во
более производительных (благодаря боль-
шей скорости и пассажировместимости)
пасс самолетов — реактивного Ту-104 и тур
бовинтовых Ил-18 Ту 114 Ан-10 — дало
импульс к более интенсивному развитию
возд транспорта в стране Расширился ти-
паЖ серийных вертолетов В классе трансп
машин были созданы Ми-4 Як-24 Ми-6 — .
первый сов вертолет с ГтД (Д 25В) а в
более легкой весовой категории — корабель-
ный Ка 15 и его гражд модификации
Ка 15М и Ка 18
60 е гг были знаменательны для сов А п
тем. Что в этот период наряду с совер-
шенствованием ЛА существующих типов
был создан ряд принципиально новых об
разцов авиац техники отличающихся су-
щественно более высокими летно-техн хар-
ками или более широкими эксплуатац воз-
можностями В числе летат аппаратов новых
типов были СВВП Як 36 истребитель с кры
лом изменяемой в полете стреловидности
МиГ 23 большегрузный трансп самолёт
Ан-22 «Антей» специализиров вертолёт
кран Ми ЮК Мн науч -техн проблемы бы-
ли решены при разработке сверхзвук
пасс самолета Ту-144 прошедшего опытную
эксплуатацию
Парк гражд авиации стал пополняться
в осн реактивными самолетами Для ма-
гистральных авиалиний в произ во посту
пили пасс самолеты Ту-124 Ту 134 Ил 62
Ту-154 а для местных возд линий (МВД)
был создан Як-40 Для снижения расходов
топлива на реактивных пасс самолетах ста-
ли применяться более экономичные двух-
контурные ТРЛ (ТРДД) Первыми отечеств
ТРДД были Д-2011 НК 8 Д 30 АИ 25
Самолет Ан-24 (пасс для МВД) и его моди-
фикации Ан-26 (трансп ) и Ан-30 (аэро-
фотосъемочный) были выпущены с ТВД С
ПД строился легкий многоцелевой самолет
Ан 14 В классе боевых самолетов значит
достижением явилось создание и Стреби те'i я
МиГ 25, скорость полета к рого в 3 раза
превысила скорость звука В числе др
самолётов воен назначения выпущенных в
этот период были истребители Cv-11 Су-15
сверхзвук бомбардировщик Ту-22 турбо-
винтовой самолет-амфибия Бе-12 Было на
чато пропз-ао ряда вертолётов легкой и ср
весовых категорий — Ми 2 Ка 25, Ка-26
Ми-8 Номенклатура вертолетных турбо-
вальных двигателей расширилась за счет
выпуска ГТ Д-350 и ГВ2-117
Значительное число у совершенств и во
вых ЛА было выпущено в 70-х и 80-х гг
В ряду самолетоа и вертолетов появле-
ние к-рых знаменовало собой создание в
стране ЛА новых поколений или новых
типов были ближнемагистральный пасс
самолет Як-42 и первый сов широко-
фюзеляжный пасс самолет аэробус Ил-86
грузовой реактивный самолет Ил 76Т сверх-
звук фронтовой бомбардировщик Су-24 и
армейский Штурмовик Су-25 высокоманевр
www.vokb-la.spb.ru -
истребители МиГ-29 и Су 27, многорежим-
ный стратегич бомбардировщик Ту-160,
трансп СКВП Ан 72 вертолеты — трансп -
боевой Ми 24 многоцелевой корабельный
Ка 27 боевой Ми-28 трансп Ми 26 с наи-
высшей в мире для серийных машин грузо-
подъёмностью (20 т) большегрузные трансп
самолёты (также показавшие рекордную
грузоподъемность) Ан-124 «Руслан» (150 т)
и Ан-225 «Мрия» (250 т), высотные само-
леты М-17 («Стратосфера») и «Геофизика»
Было решено много науч техн проблем и
получено большое число ценных для нар
х-ва страны материалов и технологий при
создании первого сов орбит корабля много-
разового использования «.Буран» Были так-
же созданы пасс самолеты Ил-62М и Ту-
154М истребители Су 17 Су-20 Су 22
МиГ-31 СВВП Як-38 и Як 141 бомбарди-
ровщик Ту-22М транспортные самолеты
ВМ Т «Атлант» Ан-32 Ан 74 вертолёты
Ми 14 (противолодочный) Ми-17 (трансп)
Ка-28 и Ка 29 (корабельные) Ка 32 и Ка-126
(многоцелевые для нар х-ва) Ми-34 (уч -
спортивный) спортивные самолеты Су 26М
и Як-55М и др ЛА В кон 80-х гг нача-
лись подготовка и освоение серийного про
из-ва пасс самолетов нового поколения с
высокой топливной эффективностью — Ил
96 300 и Ту 204 для магистральных авиа-
трасс и Ил 114 для МВД В ряду авиа
двигателей, нашедших в 70—80 х гг при-
менение на серийных и опытных ЛА были
ТРДДД-ЗОКУ Д30КП Д-36 НК 86 Д-18Т
ПС-90 ТРДДФ РД 33 АЛ-31Ф подъёмный
ТРД РД36-35ФВ и подъемно-маршевый
Р27В 300, турбовальные двигатели ТВЗ 117
Д-136 (самый мощный в мире вертолет
ный ГТД) ТВД ТВ7 117 и др
А п к рая всегда находилась на пе
редовых рубежах науч -техн прогресса в
стране ведет дальнейшие исследования и
разработки направл на создание авиац
техники новых поколений Расширяется при
менение САПР в конструкторских орг Циях
отрасли технол оборудования с ЧПУ и
гибких автоматизир произ-в на пром
tip-тиях (см Технология авиастроения),
внедрение новых в т ч композиционных
материалов в конструкции самолётов и вер-
толетов использование достижений в облас
ти радиотехники, этектроники вычислит
техники и эргономики в бортовых системах
и оборудовании ЛА
См также статьи о ведущих авиастроит
объединениях и пр-тиях к-рые в больший
стве своём можно найти по назв городов их
дислокации Рис мн отечеств ЛА приведены
в приложении II (табл IV—VII, X—XIII
XVI—XVIII XXIII—XXIX) В П Шенкин
Авиационная промышленность зарубеж-
ных стран Уровень А п соответствует как
правило общему экон развитию страны
и промышленно развитые страны традицион-
но имеют сильную А п На рубеже 80-х —
90-х гг стоимость выпускаемой за год про
дукции А п зарубежных стран оцени-
валась почти в 160 млрд долл (с учётом
продукции ракетно-космич сектора) Ок
60% этой суммы приходилось на США ок
24% — на страны ЕЭС, примерно 4% —на
Японию остальное — на Канаду Бразилию
Египет, Индонезию Австралию и др Страны
Небольшое число высокоразвитых стран, спо-
собных разрабатывать и выпускать широко
фюзеляжные трансп самолеты боевые са-
молёты с высокими лётными данными мощ
ные высокоэкономичные двигатели авиац
системы оружия в комплексе, контролируют
зарубежный авиац рынок Однако всё боль-
ше стран в политич , воен и экономия це
лях усиленно развивают собств А п Боль
тие затраты и значит техн и экон риск
связанные с выпуском высокотехнологичной
продукции привели к широкому распростра-
Самолёт своими руками?!
В сборочном цехе Запорожского производствен
него объединения «Чогоростроитеть»
нению кооперации (в т ч международной)
между авиац фирмами при осуществлении
крупных воен и гражд программ
Австралия Первая авиац фирма соз-
дана в 1919 В 20 х г г при воен авиац
ведомстве функционировал небольшой
эксперим з д В 20—40-х гг авиац пр-тия
производи чи самолеты гл обр англ моделей
В 50 х гг осуществлялся выпуск реактив
ных самолетов (в т ч на основе амер
истребителя «Сейбр»), возд мишеней, в 60 х
гг —франц истребитетя «Чираж» и ита 1
тренировочного самотета V) В 326 А п кон
80-х гг представляли фирмы «Хокер — Де
Хэвилленд» (субподрядные и ремонтные
работы, сборка тренировочного самолета
РС-9 швейц конструкции), «АСТА», осн в
1986 на базе гос авиац з дов (сборка
амер истребителей F/A-18, лицензионное
произ во вертолетов амер моделей, изготов
ление деталей и узлов для амер трансп
самолетов, выпуск VP ПЛО «Икара» и возд
мишеней, до 1984 строились легкие трапсп
самолеты «Номад») и «Трансавиа» (лег
кие трансп и с х самолеты)
Аргентина А п зародилась в 1927,
когда был построен Гос воен авиац з-д
(FMA), начавший выпускать самолеты и
авиадвигатели (гл обр по иностр лицен-
зиям), с 1987—FAMA В 1947 создан
реактивный истребитель, в 1950 — истреби
тель со стреловидным крылом (впервые в
Латинской Америке) В кон 80 х гг кро-
ме FAMA функционировало неск неболь
щих частных фирм Осн продукция штурмо
вик «Пукара» с двумя ТВД, реактивный
уч самолет «Пампа», с х , туристские и
адм самолеты, вертолет MD 500 (по амер
лицензии), велась разработка легкого пасс
самолета СВА-123 (с Бразилией)
Бельгия Старейшая и осн бельг
самолётостроит фирма «САЬКА», образо
ванная в 1920, до 2 и мировой воины
выпустила св 600 воен и гражд самолетов
19 типов (в т ч бельг конструкции)
С 1966 ее капитал принадлежит франц
фирме ^Дассо-Бреге» и нидерландской
«Фоккер» Др крупная самолетостроит
фирма «СОНАКА» образована в 1978 ца
основе белы филиала англ фирмы «Фейри»,
существовавшего с 1931 Гос з-д «Фабрик
насьональ» выпускает авиадвигатели Для
бельг А п характерца значит зависи-
мость от иностр капитала и широкое учас-
тие в междунар программах, в т ч в 80 х
гг в произ вй истребителей F-16 (со стра-
нами НАТО), «Мираж», «Альфа джет»,
патрульных самолетов «Атлаитик» (с Фран
цией), пасс самолетов A3I0 (с консор
циумом «Эрбас индастри»), F-27 и F-28
Сборка самопёта И1 Я5
окном заводе
на Воронежском авнацн-
(с Нидерландами) фирмой «Промавиа»
построен реактивный тренировочный само
лет «Джет скволус» (первый полёт в 1987)
Болгария До 2 й мировой войны в стра
не выпускался ряд самолетов собств кон
струкции, преим уч -тренировочных, осу-
ществлялись сборка самолетов (по лицен
Зии) и ремонт После 2 й мировой войны
выпущено неск типов планёров и легких
самолетов
Бразилия Формирование А п нача
лось в 40-х г г , когда ряд гос и частных
фирм стали выпускать самолёты по иностр
лицензиям и собств конструкций (гл обр
легкие и учебные) А п 90 х гг представля
Ют частные пр-тия самолетостроит фирма
«Эмбраэр» созданная в 1969 и имеющая
филиал «Нейва», фирма «Аэротек», создан-
ная в 1962 для выпуска легких самолё-
тов, вертолетостроит пр тие «Хелибраз»,
образованное в 1978 и выпускающее верто-
леты франц моделей Осн программы 80 х
гг произ-во лёгких трансп самолетов с
ТВД «Бандейранте», «Бразилия», «Шингу»,
туристских и адм самолетов (с амер фир-
мой «Пайпер»), уч тренировочного самоле-
та «Тукано» и с -х самолетов «Ицанема»
сборка вертолетов франц конструкции, раз
рабогка и произ во истребителя АМХ
(с Италией), пазработка легкого пасс са
молета СВА-123 (с Аргентиной)
Великобритания До 1914 в области
авиации Великобритания Отставала от Фран-
ции и США и в значит степени исполь
зовала опыт Этих стран (закупки и выпуск
по лицензиям самолетов и авиадвигателей)
А п Великобритании сформировалась в 1-ю
мировую войну, когда было выпущено
~55 тыс самолетов и ~41 тыс двигате
лей (самолеты англ конструкции широко
выпускались и в США), причем в 1918
построено соответственно 32 106 и 22 102
Избыток самолётов после войны вызвал
банкротство ряда фирм До 1924 произ-во
находилось на уровне 300—400 самолетов
в год, А п почти полностью зависела от
гос заказов В 1930 произ во достигло
1434 самолетов (~60% военных) В кон
30 х гг разрабатывается ряд истребителей
(«Харрикейн», «Спитфайр») и бомбардиров
щиков («Бленхейм», «Хэмптон», «Уитли») с
высокими летно техн хар-ками, наращивает-
ся авиац произ-во (~4 тыс самолетов
в 1938, ~7 тыс в 1939) В 1938 А п
располагала 30 самолетостроит и 16 двига-
телестроит фирмами Делались крупные
закупки авиац техники в США развер
тывалось произ-во воен самолетов в Канаде
С нач 2-й мировой войны выпуск воен
самолётов резко возрос (15 000 в 1940
23 670 в 1942 и 29 220 в 1944), помимо
истребителей и ср бомбардировщиков вы-
пускались тяжелые бомбардировщики «Стер
лииг», «Галифакс», «Ланкастер» с четырьмя
ПД В конце войны на вооружение посту-
пили реактивные истребители «Метеор» За
5 лет войны Великобритания произвела ~ 125
тыс самолетов
После 1945 начался длит период реорга-
низации, концентрации А п и усиления
гос контроля В 1971 национатизирована
крупнейшая двигателестроит фирма «Роллс-
Ройс», в 1977 на базе неск фирм создана
гос фирма ч-Бритиш аэроспейс», где было
сконцентрировано почти все произ во само
Летов-и ракетного оружия (в 1981 фирма бы-
ла денационализирована) Выпуск легких
самолетов осуществляет фирма «Д/орт»
Вертолетостроенне сосредоточено на фирме
^Уэстленд»
Наиболее значит послевоен программы
произ во реактивных стратегии бомбарди-
ровщиков «Вулкан», «Виктор», «Вэлиант»,
тактич бомбардировщика «Канберра» (вы-
пускался по лицензии и в США), сверх-
звук перехватчика «Лайтнинг», реактивного
пасс самолета «Комета», пасс самолетов
«Трайдент», ЬАК 111, сверхзвук пасс са-
молета «Конкорд» (с Францией), самолёта
ПЛО «Нимрод», боевого СВВП «Харриер»,
многоцелевого вертолета «Линкс» В 50—
60 х гг ряд собств программ был пре
кращен в пользу лицензионного произ ва
(напр , амер истребителя «Фантом» и вер-
толета «Си кинг») В 70 е гг в коопера
ции с зап европ странами было разверну-
то произ во широкофюзеляжных самолетов
А300 А п Великобритании на рубеже
80 х — 90 х гг была крупнейшей в Зап
Европе и располагала мощной производств
и иауч -эксперим базой (ведущей н -и
орг-цией является Королевский авиац н и
ии т— RAE) Номенклатура продукции ох
ватывала гражд и воен ДА мн типов,
их двигатели, оборудование и вооружение
Осн программы 80 х гг произ-во много-
целевого боевого самолета Панавиа «Тор-
надо» (с ФРГ и Италией), истребителя-
бомбардировщика „ СЕПЕКАТ «Ягуар» (с
Францией), СВВП «Харриер» II (с США),
уч -боевого самолета «Хоук», воен и гражд
вертотетов, ряда ТРДД и ТВД (в т ч в
кооперации), пасс самотетов ВАе 146,
ВАе 748 и ВАе АТР Шорт 330 и 360,
А300, АЗ 10 и А320 (в консорциуме «Эрбас
индастри»), адм самолётов, ракетного ору-
жия, разл авиац оборудования, разработ-
ка противолодочного вертолета ЕН 101
(с Италией), создание эксперим истреби-
теля ЕАР, участие в разработке зап -европ
истребителя 90 х гг EFA и пасс самоле-
тов АЗЗО, А340 и А321, концептуальные
исследования одноступенчатого возд -кос-
мич самолета «Хотол»
Венгрия Произ-во самолетов нача-
лось в кон 20-х гг Выпускались самолеты
и двигатели по лицензиям, неск типов лёг-
ких самолётов и двигателей собств кон-
струкции (W М 10, W М 13) В период
фашистской оккупации оборудование А п
было демонтировано и отлравтено в Герма
нию Пос ie 2-й мировой войны построено
неск легких опытных самолетов, в 50 х
гг — легкий туристский и уч тренировоч-
ный самолёт D-20, эксперим вертолёт SOH-
01 В 50-х — нач 60 х гг разработано неск
типов планеров, один из к рых (Z-03B)
строился серийно (100 экз )
Германия В нач период развития
А п в Германии приоритет отдавался
дирижаблестроению, и лишь в 1913 были
выделены крупные гос средства для произ-ва
самолетов Уже в 1914 на 16 самолете
строит и 4 двигателестроит з дах выпуще
но 1348 самолетов и 848 авиадвигателей
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	21
за 1 ю мировою воину — соответственно
48 537 и 40 449 Согласно Версальскому до
говоре (1919) в Германии быта запрете
на постройка воен самолетов и ограни
ясны параметры гражч самолетов в резуль
таге чего ряд |ерм фирм развернул авиац
произ во в др странах Посзе ослабле
ння ограничений в 1922 и 1926 стали соз
даваться самозеты четко трансформи] еемые
в военные Возрождазись старые и появля
лись новые авиац фирмы однако отсст
ствие гос заказов и экон кризис вызвали
ликвидацию ряда пр тий В 1926—}2 выпу
скалось 300—500 самозетов в год К 1933
в стране работало 19 самозетостроит и 9
двигатеяестроит фирм
С приходом фашистов к вчасти инвести
цин в А п резко возросли е 84 мтн
марок в 1927—31 до 211 млн в 1934 с 500
мчн в 1915 до 980 млн марок в 1936 Зна
чИтезьно расшири1ись осн фирмы «Хейн
к( гь» «Юнкере» «Мессершмитт» «Дорнье»
«Блом унд Фосс» С начала 2 и мировой
воины Германия стаза использовать А п
оккупир стран и в 1940 распозагаза 233
авнац з дами Произ во самозетов росло
след образом 8300 (1939) 10 247 (1940)
13005 (1941) 15574 (1942) 24 947 (1943)
40 288 (1944) и 7570 (за 4 мес 1945) В
конце воины было налажено произ во ре
активных и ракетных истребителей (Ме262
Ме]62	Ме!63) самозетов снарядов V 1
балчистич ракет V 2 После разгрома Гер
мании сов зона была демилитаризована
но в зап части мн воен з ды сохране
ны Ряд ведущих авиаконструкторов про
должили деятезьность в др странах (напр
К Дорнье В Мессершмитт)
Египет А п ведет начало от гос
авиац з да Построенного в 1950 и выпускав
шего тренировочные самолеты герм модези
времен 2 и мировой войны В 1962 были
созданы самолете и двигатезестроит з ды
и началось произ во по лицензии реак
тивного тренировочного самолета НА 200 и
реактивного истребитечя НА 300 (разрабо
анных под рук нем авиаконструктора
В Мессершмитта) В 1969 произ во истре
битезя было прекращено на стадии летных
испызании опытных образцов Осн работы
в 70 е гг — модификация авиац техники
ВВС Египта и участие в иностр програм
мах С 1975 авиац пронз во и ремонт
ные работы сосредоточены на пр тиях ор
ганизации AOI созданной рядом араб
стран дзя осуществ зения воен программ
В 80 х гг продукция производи гась в осн
по франц лицензиям сборка вертолета
«Газель» штурмовика «Альфа джет» и
ТРДД «Ларзак» выпуск компонентов дзя
вертолетов «Супер пума» адм самолета
«Фа зькон» 50 н истребителя «Мираж» 2000
а также сборка уч самозета «Тукяно»
браз разработки и ТВЦ ДзЯ него
Израиль Первое авиаремонтное пр тне
осн в 1953 положило начало А п Из
рацля постоянно развивающейся в усчовиях
войны (изи бзитких к военным) и орпен
тированной на произ ва воен техники В
сер 60 х гг начазся бурный рост А п рас
шнрение з Лов и модернизация оборудова
ния освоение произ ва собств истребите
лей на основе франц самолетов «Мираж»
зегких воен трансп самозетов собств кон
струкции реактивного адм самолета выпуск
ракетного оружия Основу А и состав
ляют самолете ст роит фирма «Израэз эр
крафт индастрис» созд в 1967 и двига
течестроит «Бет Шемеш» созд в 1969
Ракетное оружие выпускает фирма «Рафа
эль» Ряд фирм производит авиац обо
рудование в т ч электродное Ок по ю
вины продукции А п экспортируется Осн
Программы 80 х гг произ во истребителем
«Кфир» вариантов воен трансп ечмочета
«Арава» реактивных адм самолетов «Уэст
хинд» и «Астра» разведыват ДПЛА
управзяемых ракет «воздух — воздух» н
«воздух—поверхность» уззов ГТД по
стройка и испытания истребителя «Лави»
Индия Крупнейшей в А п является
фирма «Хиндустан аэронотнкс» образован
ная в 1964 на основе пр тия существо
вавшего с 1940 Имеется цеск отделении
выпускающих самолеты вертозеты и авиа
двигатепн Начав с выпуска тренировочных
самолетов с ПД фирма развернулд в
60 х гг выпуск реактивных самолетов
собств разработки—тренировочного «Ки
рай» и сверхзвук истребителя «Марут»
а также произ во по лицензиям (в т ч
сов истребителя МиГ 21 англ истребите
зя «Нэт» и трансп самозета HS 748
франц вертолетов) В 70 х гг выпуска
чись усоверщенствов варианты освоенных
моде чей в 80 х гт веюсь произ во сов
истребителей МиГ 21 и МиГ 27 вертолетов
франц конструкции ангчо франц истреби
теля бомбардировщика «Ягуар» уч боевых
самозетов «Киран» и «Аджит» легкого
пасс само пета Дорнье 228 (ФРГ) разраба
тывались проекты легкого истребитечя
ЕСА (с участием Франции) и вертолета
ALH (с ФРГ)
Индонезия ВЮегг на терр стра
ны функционировали небольшие нидерпанд
ские фирмы В кон 40 х гг в воен авиа
ремонтных мастерских строились первые
самолеты собств конструкции На основе
авиац ин та при ВВ( (где по чинензии
старой зись легкие само четы в т ч с х )
в 1976 образована фирма «Нуртанио» по
лучившая в 1985 название 1PTN («Индо
незииская авиационная промышченность»)
В 80 х гг везось произ во по чинепзинм
зегкого трансп самозета NC 212 (с Йена
нией) вертолетов (с США ФРГ и Фран
цией) выпусказся разработанный совм
с исп фирмой «КАСА» пасс самолет
С\ 235
Испания Почти все самозето и двига
течестроение сосредоточено на гос фирме
«ЛДСА» осн в 1923 В прошлом осу
ществчяпось гл обр проиэ во авиац тех
ники по лицензиям (в т ч амер истре
бителя F 5) В 60—70 е гг разработан
и выпускачен ряд собств моделей в т ч
пегкие траисп самолеты с ПД и ТВД
и реактивный трецировочНЕли самолет Осн
программы 80 х гг выпуск трансп СКВП
С 212 пасс самозета CN 235 (с Индане
уиен) реактивного тренировочного само
зета С 101 Участие в произ ве пасс само
четов А300 А310 и А320 в составе зап
европ консорниума «Эрбас индасгри» сбор
ка верточетов Во 105 (ФР1 ) субподряд
ные работы по заказам иностр фирм
участие в пршрамме зап европ истреби
тетя EFA
Италия А п сформировачась в 1 ю
мировую воину ко(да бычо выпущено ок
20 тыс самозетов и 38 тыс авиадвнга
течей В 20 —30 с гг фашистское пр во
стимулировачо развитие воен авиации До
1933 ежегодно выпускалось 400 600
самолетов и 900—1000 двигателей (90%
по воен заказам) в 1935 произведено
1800 самозетов в 1937 —св 2000 В (940
имечось 22 самачетостроит и 6 двигателе
строит з дав Несмотря на ряд рекордных
достижении итаз авиации серийная про
дукция уступала пучшим мировым образ
нам и во 2 ю мировую воину Италия
вступила с устаревшей авиац техникой
5257 самолетов бычо выпущено в 1940
3503 —В 1941 2818 -в 1942	1930- за
8 месяцев 1943
Пос ю воины ряд фирм прекратил выпуск
авиац техники начачея процесс реоргани
зании и концентрации А п В 60 х гг
Итачия участвовала в произ ве амер истре
бителей F 86 и F 104 истребителя бомбар
дировщика G 91 собств конструкции вы
пускала вертолеты АВ 204 и 206 н AS 61
(по амер лицензиям) уч боевые реактив
ные самозеты легкие туристские и спор
тивные самолеты Направление на коопе
рацию и лицензионное произ во сохрани
лось и в 70 х гг Процесс реорганизации
и усизения юс контроля привел в нач 80 х
гг к концентрации авиац фирм вокруг гос
фирм «Агуста» вытекающей гл обр вер
то четы и ле] кие самолеты и «Аэрита
лия» производящей трансп и воен само
леты Уч боевые самолеты выпускала
фирма «Аэрмакки» произ вом зегких са
мочетов занимался ряд фирм в т ч
«Пьяджо» Двигатечсстроение представляли
Гмы«ф/М7» «Ачьфа Ромео» и «Пьяджо»
п имеет значит сектор ракетного ору
жия и электронного оборудования
Осн программы 80 х гг произ во исгре
бителя бомбардировщика Панавиа «Тор
надо» (с Вечикобританией и ФРГ) воен
трансп самолета G222 уч боевых реактив
ных самолетов МВ339 вертолетов (собств
моделей А109 и А129 и по лицензиям)
четких трансп спортивных и адм само
четов ГТД (гл обр иностр моделей)
разработка и произ во пасс самолетов
ATR42 и ATR72 (с Францией) и истре
битезя АМХ (с Бразичиеи) участие в
программе создания Уап европ истребите
чя 90 х гг FFA
Канада Основой А п послужили фи
чиалы фирм ( ША и Везикобританин нача
чо образования к рых относится к 1 й ми
ровои войне Помимо выпуска иностр
моче чей создавались и оригиназьные кон
струкпии рассчитанные на канад условия
Во 2 ю мировую воину А п Канады вы
почняла заказы ВВС Великобритании (мно
гопелевые боевые самозеты «Москито» бом
бардировщики «Хэмпден») Посче воины вы
пускались реактивный перехватчик Авро
CF 100 амер истребите зи «Сейбр» и
«Старфайтер» патрульный само зет «Аргус»
пасс само <еты канад конструкции Были
построены опытные образцы перехватчика
Авро «Аррох» но в 1959 в связи с бозьшой
стоимостью программа прекращена Канада
отказалась от боевых самолетов собств
конструкции и Стала ориентироваться на
произ во спсциализир самолетов таких как
трансп СКВП «Бивер» «Оттер» «Карибу»
«Бафф ало» самолеты амфибии В кон 60 х
гг начачось произ во крупной партии амер
истребитезей F 5 Строились эксперим
СВВП с поворотными возд винтами В 1974
быч создан малошумный пасс самочет
DHC 7 с четырьмя ТВД в 1983 — пасс са
мочет DHC 8 с двумя ТВД
Основу А I] составляют счмолетостроит
фирма «Данадэр» самочстостроит фи
зиа । <Боинг оф Канада» фирмы «Боинг»
поглотивший в 1986 фирму «Де Хэвилленд
оф Канада» верточетостроит филиал фир
мы «Белл» и двигателестроит филиач
фирмы «Юнайтед текночоджис» (США) В
1989 примерно 70% прочукции экспортирова
чось
Осн программы 80 х гг произ во турбо
винтовых трансп самозетов DHC 5	6	7
и 8 амфибии CL 215 реактивных адм
и пасс самолетов «Челленджер» легких
туристских самолетов по амер лицензиям —
самолетов ПЛ О «Аврора» и вертолетов
S 61 участие в произ ве истребителя СЕ 18
амер конструкции для ВВС Кацады разра
ботка и постройка разведыват ДПЛА вы
пуск авиац тр* нажеров
Китай Первые авиаремонтные мастер
ские организованы в 1913 первые авиац
з ды образованы на терр Китая в 1933
яион фирмами к рые назадили в годы
22 АВИАЦИОННАЯ
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2-й мировой войны серийный выпуск само
летов В нач 50 х гг з-ды были переобо
рудованы с участием сов Специалистов, во
2-й пол 50 х гг налажено крупносерий
ное произ во по лицензии уч -треннровоч
ных самолетов Як-18 (кит обозначение
CJ 5) трансп самолетов Ан-2 (Y-5), истре
бителей МиГ 15 и МиГ 17 (J 5 и F 5)
вертолетов Ми 4 (7 5 и Z 6) В дальней
шем стати выпускаться по лицензии истре
бители МиГ-19 (J Ь), бомбардировщики
Ил 28 (Н-5), а также разработанные в
Китае копии истребителей МиГ 21 (J 7
и F-7), бомбардировщиков Ту 16 (Н-6)
трансп самолетов Ан 24 (Y 7) Ан 12 (Y 8)
легких многоцелевых самолетов Аэро 45
и Як 12 и вертолетов Ми-8 Производи-
лись также варианты этих самолетов раз
работанныс в Китае (Q 5/А-5 на основе
МиГ 19, CJ 6 на основе Як-18 и др )
В нач 80-х гг началось произ во цо ли-
цензии франц вертолетов Аэроспасьяль
SA365N «Дофен» (Z 9) К числу ЛА
разработанных в Китае, относятся легкие
многоцелевые самолеты Y-11, авиалайнер
Y 10 (создан в 1981 является развитием
амер самолета Боинг 707) Разработаны
истребитель J 8, самолет-амфибия PS 5
Производившиеся в Китае двигатети яв-
ляются также лицензионными или скопи
роваиными С 1979 строятся по тииензии
ТРДДФ Ролле Ройс «Спей» Имеется
(1989) 11 крупных авиац з-дов, из них
наиболее значительны Наньчанский Сиань-
ский, Шэньсийский, Харбинский Шанхай-
ский и Шэньянский Исследования в области
авиации осуществляются Аэродинамич на
уч -иссл центром и др НИИ
Нидерланды Первая авиац фирма ос-
нована в 19)0 В 1919 из Германии была
переведена фирма «Фоккер» начавшая вы
пуск воен и гражд самолётов собств
конструкции поставлявшихся в 20—30-е гг
в 30 стран причем пасс самолёты исполь
зовались 50 авиакомпаниями мира Раз
работанные фирмой самолеты выпускались
в ряде стран, в т ч в США Др из-
вестная фирма «Кольховен» также выпуска
ла србств самолеты разл типов (истре
бители, уч и трансп ) В годы 2 й мировой
войны уцелевшие авиац пр-тия Нидерлан
дов использовались для ремонта герм тех
ники После войны фирма «Фоккер» моно
полизировада все авиац произ во в стране
участвовала в программах выпуска англ
истребителей «Метеор» и «Хантер» и амер
истребителей F-104 и F 5 самолета ПЛО
«Атлантик» (с Францией) сверхзвук пасс
самолета «Конкорд» и широко фюзеляж по го
самолета АЗОО (по междунар про|раммам),
разрабатывала и выпускала пасс само-
леты
Осн программы 80 х гг произ во пасс
самолетов F 27 и F 28, а после ею заверше
ния в 1986 — выпуск самолетов Фоккер 50
и 100, сборка амер истребителя F-16 (для
Нидерландов Норвегии и США) учас
тие в произ ве пасс самолетов АЗОО, АЗЮ
консорциума «Эрбас нндастри» и Шорт 330,
360 и «Шерца» субподрядные работы
Польша Первый авиац з-д появился
в 1910 Массовый выпуск самолетов нала
жен в нач 20-х гг самолеты произво-
дились в осн по лицензиям (построено
около 1150 самолётов) С 1928 произ во
сосредоточено на з-дах гос пром авиац
объединения ПЗЛ В нач 30 х гг осу
ществлен переход на выпуск самолетов
собств конструкции (истребители Р 7 Р 11
и Р 24, бомбардировщики PZL 37 и
LWS 4, бомбардировщик разведчик
PZL-23 самолет связи и наблюдения Р XIП),
к сер 30 х гг темпы произ-ва увеличи
лись превысив 400 самолетов в год Ряд
самолетов (Р-24, Р 11 и др ) произво
дился на экспорт и по лицензии в др стра
пах Авиадвигатели в 30-х ir выпускались
по лицензиям До 1939 было построено ок
3900 самолетов
После 2 й мировой войны А п разви
валась по двум направлениям произ-во ЛА
(истребители МиГ 15 и МиГ 17 трансп
самолёт Ан 2, легкие самолеты PZL 110
М-20 вертолеты SM 1 и Ми 2) и двИ|а
теней по лицензиям разработка и произ-во
ЛА и двигателей собств конструкций
(уч тренировочные самолеты TS 8, TS 11,
М-26 легкие самолеты PZL 104 с х само
леты PZL-106 М 15 М 18 М 21 и М-24
вертолет SM 2) В 1977 начато произ во
компонентов для широкофюзеляжного са
молета Ил-86 в 1984 — по Енцензии насс
самолета Ан-28 в 1985 —вертолета собств
конструкции W3 в 1986 —вертолета «Ка
ня» (на основе Ми 2) За период 1947 —
81 построено св 4,1 тыс планеров бцлее
100 типов многие из к рых поставлялись
на экспорт Ведущая н -ц орг ция — Ин т
авиации
Румыния Первый самолет построен в
1910 (А Влайку), ряд самолетов пост-
роен рум конструкторами за границей (Т
Вуя, 1906, А Коандэ 1910 —14) Интен
сивное развитие А п началось в 1926
К 1939 имелось четыре крупных авиац з да
осн из к рых был з-д IAR После 2 й
мировой войны деятельность А п постелен
но активизировалась В 1949- 59 действовал
один з д, было построено ок 200 легких
с х и санитарных самолетов и ок 20
планеров В 1959—68 имелось два з-да,
было выпущено ок 140 самолетов и ок 100
планеров В 1968 А п была реорганизо
вана В 1986 насчитывачось семь крупных
авиац з тов, среди них «.ИДА», ИАв «Край
ова» ИАв «Бухарест» ИАв «Бакэу» Осн
продукция легкий истребитель-бомбардиров-
щнк (AR-93 (разработан совм с Югосла
вией), легкий туристский и уч тренировоч
ный самолёт IAR 823, с -х самолет lAR 827
По лицензиям выпускались уч -тренировоч-
ный самолёт Як-52 ангт реактивный пасс
самолет ВАе 111 и легкий пасс самолет
BN 2А франц вертолеты «Алуэт» III и
SA 330 переоборудовались вертолеты Ка 26
в вариант Ка-126 Авиадвигатели также вы
пускались по лицензиям
Соединённые Штаты Америки
А ц США цо производств мощностям
научно-экспериментальной базе объёму
произ ва ассортименту и техн уровню
продукции занимает первое меС|О в мире
Ведет начало от мастерских братьев
Раит До 1914 организованной А п в
США не существовало и по мощности
авиац з дов США уступали ведущим ев-
роп странам В годы 1 й мировой войны
было развернуто массовое произ во авиац
техники (воен иностр образцов) за 1914 —
18 выпущено ~16,8 тыс самолетов и
~35 тыс авиадвигателей (в 1918 соответ-
ственно 14 020 и 34 241)
Послевоен спад произ-ва сменипся ожив
лением в кон 20 х гг (в 1929 выпущено
6193 самолета) нарушенным общим экон
кризисом (только 2800 самолетов в 1931)
В 1936 начался интенсивный рост произ ва,
амер пасс самолеты стали доминировать на
мн авиалиниях мира были созданы эффек
тивные тяжелые бомбардировщики однако
истребители значительно уступали лучшим
мировым образцам В 1939 было выпущено
5856 самолетов (военных — 37 3%)
в 1940— 12 813 Вступление США во 2 ю
мировую войну привело к мобилизации А п
стр ву новых з дав при влечению автомоби-
лестроит пром-сти к авиац произ ву В
j оды войны было построено около 300 тыс са
молетов 19433 (1941) 47 836 (1942), 85 898
(1943), 96 318 (1944) и 47 714 (1945)
выпущено ~814 тыс двигателей А и ш
обороту вышла на 1 е место среди Др
отраслей (46 е место в 1936)
После 1945 началось интенсивное развитие
воен реактивной авиации и вертолётострое
ния США стали крупнейшим экспортероь
воен техники Мн страны выпускали по ли
цензии амер воен технику в ущерб собств
разработкам Ряд амер самолетов и верто
летов выпускался большими сериями (чнс
ло истребителей «фангом» превысило 5 тыс
вертолетов «Ирокез» — 12 тыс ) В кон 50 >
гг началось широкое произ во реактивны?
пасс самолетов, и США стали дом и ни ро
вать на гражд авиац рынке Произ вс
воен авиац техники резко повышалось ирг
участии США в воен конфликтах во врем?
войны в Корее (1950—53) выпущено св 1С
тыс самолетов и 2 тыс вертолетов, а вс
время войны во Вьетнаме годовой вынусь
(в 1967) составил 2033 самолета и 244f
вертолетов
В 70 е гг осуществлялись крупные прог
раммы произ во истребитетей штурмовиков
модернизация бомбардировщиков создание
самотета радиолокац дозора и наведе
ния (система «АВАКС») и космич корабля
многоразового использования «Спейс шаттл»
(совм с ракетно космич сектором) выпуск
воен и гражд вертолетов, крупносерийное
произ во широкофюзеляжных пасс самоле
тов массовый выпуск ЛА авиации общего
назначения (пик произ ва — 17 817 экз
в 1978) разработка пасс самолетов нового
поколения
Осн программы 80 х гг произ во истре-
бителей F 5, F 14, F-15, F 16, F 18, штур
мовика А 10 воен трансп самолетов С 130
и С-5 заправщика КС-10 самолета Е 3
системы «АВАКС», высотного разведчика
TR 1 боевого СВВП AV 8В «Харриер» 11
(с Великобританией) стратегии бомбар
дировщика В 1В малозаметною штурмови-
ка F 117 вертолётов АН 64 S 76, Хьюз
(MD) 500 «Джет рейнджер» CH 53Ь се-
мейства Н 60 и др , модификация бом-
бардировщиков В-52 в носители крылатых
ракет создание ряда эксперим самолетов
разработка малозаметного стратегии бом-
бардировщика В 2, истребителя АТГ, воен
СВВП с поворотными винтами «Оспри»,
воен трансп самолета С 17 выпуск воен
и гражд ГТД произ во ракетного оружия,
выпуск пасс самолетов Боинг 727, 737
747, 757 и 767 L ЮН DC 9 и -10 MD 80,
широкое произ во самолетов авиации общего
назначения разработка пасс самолета
MD 11 проектные исследования пасс само-
летов с турбовинтовентиляторными двигате-
лями и летные испытания самолетов с
эксперим турбовинтовенти шторными дви-
гателями, работы по программе эксперим
возд космич самолета NASp В 1989 вы-
пущено 396 пасс самолетов св 1500 само-
летов авиации общего назначения 499 вер-
толетов
Основу А п США составляют частные
фирмы, крупнейшие из к-рых имеют отде
ления ракетного оружия, космической тех-
ники, электронных систем, собственную
науч эксперим базу НИОКР в интересах
А п выполняют иссл центры Националь-
ного управления по аэронавтике и иссле-
дованию космического пространства
(НАСА) Большей частью производств мощ-
ностей располагает небольшое число фирм
(из более чем 20 тыс фирм выполняю-
щих воен заказы и св 100 тыс фирм суб
подрядчиков), пр тия к-рых скониентрирова
ны гл обр в шт Калифорния Нью-
Йорк Техас Пенсильвания, Миссури Нью-
Джерси Коннектикут Огайо Ведущие са
молёто и вертолетостронт фирмы «Боинг»,
«Макдоннелл Дуглас», «Локхид» «Рокуэлл»,
«Дженерал дайнемикс» «Грумман» «Норт-
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт свойМй^^кИЛМИ^Я 23
роп» «Фэрчайлд индастрис», «Воут»,
«Хьюз геликоптере», «Сикорский», «Каман»,
«Белл», двигателестроит фирмы «Джене
рал электрик», «Пратт энд Уитни», «Ав
ко Дайкоминг» «Аллисон», «Гарретт тер-
бин энджин»
Федеративная Республика Гер-
мания После снятия в 1955 запрета на
произ во самолётов в ФРГ стали возрож
даться авиац фирмы В кон 50-х — нач
60 х гг активность А п возросла в связи
с произ вом для НАТО амер истребителей
F-104 и итал G-91 (всего св 1400 само
летов) Почти полная зависимость от воен
заказов и трудности сбыта гражд самоле-
тов потребовали поиска перспективной про
дукции и peopiанизации А п Продолжа-
лось лицензионное произ во (в т ч амер
вертолетов «Ирокез» и S 65), строились
эксперим истребители и трансп СВВП,
ширилось участие в междунар программах
После серии слияний фирм почти всё само
лето и вертолетостроение в нач 80-х гг
было сконцентрировано на фирмах «Мессер-
шмитт-Бельков Блом» и «Дорнье», а двига
телестроение—на фирме «МТУ» («Моторен
у нд турбинен унион») Создана мощная
науч эксперим база (в т ч в Н и ин-те
авиации и космонавтики—DFVLR), в кон
80-х гг под Кельном начата постройка крио-
генной трансзвук аэродинамич трубы ETW
по междунар программе В 1989 крупней
шие авиац фирмы ФРГ —- «Мессершмитт
Вёльков Блом» «Дорнье», «МТУ» вошли в
состав объединения «Дойче аэроспейс»,
находящегося под финансовым контролем
концерна «Даймлер-Бенн»
Осн программы 80-х гг произ во воен -
трансп самолета Трансаль С 160 и уч бое
вого самолета «Альфа джет» (оба с Фран
циен). истребителя бомбардировщика Па
навиа «Торнадо» (с Великобританией и
Италией) самолета ПЛО «Атлантик» ATL2
(с Францией Бельгией, Италией), широко-
^юзеляжных пасс самолетов АЗОО, АЗ 10 и
320 (в консорциуме «Эрбас индастри»),
уч тренировочных самолётов, легких пасс
самолетов Do 128 и Do228, гражд и воен
вертолетов Во 105 и ВК 117 (с Японией),
ракетного оружия, воен и гражд Г ГД
(с европ странами и США), разработка
пасс самолета Do328, участие в междунар
программах разработки зап европ истреби-
теля 90 х гг EFA, пасс самолетов АЗЗО,
А340 и А321, боевого и многоцелевого вер
толетов, концептуальные исследования двух
ступенчатого возд коемнч ЛА «Зенгер» 2
Динамично развивающаяся А п ФРГ
в 1990 лишь незначительно уступала по осн
показателям А п Великобритании и Фран
цни
Финляндия Традиции гос авиац з дов,
осн в 1921 (лицензионное произ-во. раз-
работка собств истребителей и трениро-
вочных самолетов), продолжает авиац отде
ление гос фирмы «Валмет» К 1989 было
разработано 18 самолётов оригинальной кон
струкции (нз 30 выпускавшихся типов)
В 60-е гг велось произ во франц реактив-
ного уч самолета осуществлялась сборка
швед реактивных истребителей «Дракен»
Программы 80 х гг сборка англ уч бое во
го самолета «Хоук» и ТРДД «Адур»,
постройка уч тренировочных самолетов фин
конструкции L 70 с ПД и L-90 с ТВД
Франция А п сформировалась в
1904 —14 на базе большого числа полу-
кустарных пр тий В 1914 во Франции, став
шей мировым авиац центром, было 20
самолетостроит и )3 двигателестроит з дов,
производительность к рых достигала 541 са-
молета и 1065 двигателей в месяц Воз
росли экспорт и продажа лицензий В
1 ю мировую войну выпущено 67 892 само-
лёта и 85 316 авиадвигателей (только в
1918 соответственно 2)669 и 44 569),
усититась концентрация А п (ок 10 са
молетостронт и 6 двигателестроит фирм),
расширилась науч -эксперим база
После войны сохранены мощные ВВС
В 1921—22 франц А п вышла на 1-е
место в мире (3—3,5 тыс самолетов в год)
с 1930 она постепенно теряла лидерство
в конкуренции с Великобританией, Гер
манией и США В 1932 выпущено ~400
самолётов, в 1935 ~500 В ходе национа-
лизации, концентрации и геогр децентрали
зацни А п в 1936 из десяти осн авиац
фирм было образовано шесть В 1935—36
выпускалось по 40 самолетов в месяц
Авиац техника стала закупаться в США
В 1939 годовое произ во возросло до 3200
самолетов К нач 2 й мировой войны франц
воен самолёты в целом уступали лучшим
мировым образцам В период оккупации А п
выполняла заказы для герм армии
После 1945 произведены реорганизация
и национализация части фирм В 50 х гг
развернут выпуск реактивных истребителей,
создан стратегии бомбардировщик, начали
выпускаться вертолёты и реактивные пасс
самолеты В 60-х гг начат ряд междунар
программ, в т ч разработка сверхзвук
пасс самолета «Конкорд», истребителя-
бомбарднровщика «Ягуар», вертолетов
«Газель» и «Пума» (все с Великобрита
иней) Образованные в результате слияний
фирмы монополизировали произ во воен и
реактивных адм самолетов («Дассо Бреге»),
вертолетов и гражд самолетов («Аэро
спасьяль») Двнгателестроение было скон
центрировано на фирмах «СНЕДМА» и
«Турбомека» выпуск ракетного оружия —
на фирме «Матра»
В результате правительств реформ осно
ву совр А п составляют гос или пере
ходящие под гос контроль фирмы 50%
А п по числу занятых в ней сконцентри
ровано в р не Парижа, 30% —в юж де
партаментах А п располагает значит
науч эксперим базой, в т ч в Нац управ
ленни авиац космич исследовании —
ONERA Франция — одна из немногих стран,
способных создавать системы оружия в комп-
лексе, крупный экспортёр истребителей, ра-
кетного оружия и вертолетов
Осн программы 80 х гг произ-во истре-
бителей серии «Мнраж», истребителей бом
бардировщиков «Супер этандар» и СЕ
ПЕКАТ «Ягуар», уч боевого самолета
«Альфа джет» (с ФРГ), самолёта ПЛО
«Атлантик» ATL2 (с ФРГ, Бельгией и
Италией), реактивных пасс самолетов АЗОО,
АЗ 10 и А320 (в консорциуме «Эрбас
индастри»), пасс самолетов с ТВД ATR 42
и ATR 72 (с Италией) реактивных адм
самолетов «Мистер Фалькон», вертолетов
«Газель» «Дофен», «Экюрей», «Супер пу-
ма» н др , легких туристских и спортив
ных самолетов, ТРДД и ТВД (в т ч
с США, Великобританией и ФРГ), ракет
него оружия и авиац оборудования, раз-
работка пасс самолетов А321, АЗЗО и А340,
постройка и испытания опытного истребите
ля нового поколения «Рафаль», проектные
исследования возд космич самолета «Гер-
мес» с ракетным стартом
Чехословакия А п образована в
1918 Период до 2-й мировой войны ха
рактеризовался вначале постройкой по ли-
цензии зарубежных самолетов, а затем раз
работкой и пронз вом самолетов собств
конструкций (боевые самолеты А 32, В-534,
пасс А-23, S 19 и др ) Получили разви-
тие спортивная авиация и двигателестрое-
ние
После 2 й мировой войны освоено произ во
сов истребителей МиГ 15, МиГ 19, МиГ-21
уч-тренировочных самолетов Як-11 С нач
60-х гг А п характеризуется высоким
уровнем произ-ва Достигнуты успехи в соз
дании и серийной постройке спортивных
(Z42, Z43, Z50 Z142), туристских (Аэро 45,
L 200) и с -х (Z37) самолетов Значит
серией (ок 3600 экз ) строился уч -Трени
ровочный самолет L 29 Разработаны опыт-
ные вертолёты НС 2 и НС-3 В 1946—75
построено более 4 тыс планеров С 70-х гг
производятся 1егкии пасс самолет L-410
и реактивный учебно тренировочный са-
молет L-39 В 80 х гг создан ласе само-
лет L-610 Разработаны и производятся
ряд типов ПД и ТВД оборудование д,ля
ЛА
С нач 50-х гг самолётостроение сосре-
доточено гл обр на трёх авиационных
заводах «Аэро», «Мораван» и «Дет», а дви-
гателестроение — на з дах «Дена» и «Мо
торлет» Н и работы проводит Авиац иссл
и испытат ин-т
Чили Первое ремонтно-сборочное пред-
приятие образовано в 1919 и функцнони
ровало до i960 В 40—50 х гг создан ряд
эксперим и опытных самолетов собств
конструкции, в 1955 построен воен трени-
ровочный самолет, выпускавшийся неболь-
шой серией В 1984 на базе фирмы, об-
разованной в 1980 ВВС, основана гос
фирма «ЭНАЭР» В 1980 была Организо-
вана сборка легких самолетов фирмы
«Пайпер» для ВВС и летных клубов В
80 х гг велось произ во тренировочного са
молета «Пиллан» на основе амер модели
и реактивного уч боевого самолёта «Халь
кон» на базе испанской модели С Ю|,
осуществлялась модификация истребителей
«Мираж» 50, построен туристский самолет
«Намку »
Швейцария А п образована после
1 й мировой войны, когда началось произ-во
по лицензиям на гос авиац з дах и на фир-
ме, осн нем конструктором К Дорнье Про
изводились воен и гражд самолеты, в т ч
швейц конструкции В 60 х гг выпуска
лись собств реактивные истребители Р 16
затем по лицензии франц сверхзвук истре-
бители «Мнраж» 111 S, были разработаны
трансп СКВП фирмы «Пилатус* имеющей
в Великобритании филиал «Пилатус Брит-
те^-Норман» В 1976 началось произ-во
амер истребителей F 5 для швейц ВВС
Осн продукция 80 х гг легкие трансп
самолеты Пилатус «Портер», «Турбо Пор
тер» и «Туин Портер», спортивные и трени-
ровочные самолёты планеры
Швеция А п сформировалась в 20-х
гг, когда в Швеции начали функциони-
ровать филиал герм фирмы «Юнкере» и
гос авиац з-ды выпускавшие лицензиоп
ную продукцию В годы 2 й мировой вой
ны выпускались собств боевые самолеты
После 1945 началось произ во реактивных
воен самолетов швед конструкции, в т ч
на экспорт Вследствие сильной конкурен
ции на мировом рынке А п получила воен
ориентацию и почти полностью обеспечива-
ла ВВС Швеции авиац техникой Произ-
водств мощности реализовывались не пол
ностью из-за трудностей экспорта воен про-
дукции, обусловленных также использова
нием иностр технологии Совр А п пред-
ставляют крупные пром концерны, имеющие
авиац отделения «СААБ-Скания» (само-
леты) «Вольво» (авиадвигатели), «Л М
Эриксон» (электронное оборудование),
«Бофоре» (авиац оружие)
Осн программы 80 х гг произ во ист-
ребителя «Вигген», пасс самолета СААБ
340 (разработанного совместно с США),
двигателей, управляемых ракет, постройка
и испытания истребителя нового поколения
JAS 39 «Грипен»
Югославия Первая авиац фирма об
разована в 1923 К 1939 А п насчиты
вала четыре авиац з-да, осуществлявших
24 АВИАЦИОННАЯ
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
постройку самолётов собств конструкций
(истребители 1К 2, IK 3, бомбардировщик
разведчик Р313, уч тренировочные само
леты S1M XII, SIM XI, самолёт разведчик
SIM X1V и т Д ), а также широкое произ во
по лицензии самолетов зарубежных коне
трукций
В период 2 й мировой войны А п была
разрушена и возобновила деятельность в
1945 Осуществлялось произ во по лицен
зии самолетов Ил 2 и Як 3, в дальней
шем были построены шесть эксперим само
летов с ТРД, разработаны и производи
лись неск типов легких и уч -тренировоч
ных самолётов Более интенсивная деятель
ность развернулась в 60 х гг В сер 80 х гг
производились лёгкий истребитель бомбар
дировщик J 22 «Орао» (разработанный
совм с Румынией), уч тренировочные само
леты G ¥ «Супер Талеб» и LITVA 75 По ли
цензии строился вертолет Аэроспасьяль
SA 342 '«Газель» Выпускалось неск типов
планёров собств конструкций и по лицен
зии Имелись два крупных авиац з да
«СОКО» я «УТВА»
Южно Африканская Республика
В 1965 образована фирма «Атлас», начав
шая произ-во по лицензии реактивного тре
нкровочного самолёта «Импала» Мк 1 на ос
нове итал самолета МВ 326, а затем бое
вого варианта Мк 2 В 1975 разработан
легкий восьмиместный СКВП С4М оригн
нальной конструкции Велось произ во
франц истребителя «Мираж» F I, обеспечи
вались обслуживание и ремонт авиац тех
ники ВВС ЮАР Небольшие частные фир
мы строили собств ЛА, в т ч легкие экс
перим автожиры В 80 х гг разработаны
истребитель «Чита» (на основе франц ист
ребителя «Мираж» III), боевые вертолеты
ХН I, ХТР 1 (на основе франц моделей)
и ХН 2 (собств конструкции)
Япония В 1911 —19 построено ок 100
самолётов Фирма «Накадзима» начала вы
пускать авиац продукцию в 1914, «Ка
васаки» — в 1918 После 1 й мировой вой
ны широко закупалась иностр авиац тех
ника и лицензии (в осн англ и франц),
использовались иностр специалисты До
сер 20-х гг почти все самолеты были импор
тированы или построены по лицензии, но
уже в 1934 90% самолетов вооруж сил
были япон конструкции и А и стала в
значит степени независимой
Милитаризация Японии привела к интен
сивному развитию воен авиации в ущерб
гражданской В 1930 выпущено 445 само
лётов в 1935 — 952 С сер 30 х гг , когда
существ помощь Японии оказывали Герма
ния и Италия, был создан ряд воен само
летов, соотв лучшим мировым образцам
(напр , палубный истребитель, известный под
назв «Зеро»), хотя в целом по серийной
продукции Япония уступала ведущим авиац
странам Перед 2 й мировой войной произ
водств мощности А п резко возросли
в 1937 выпущено 1511 самолетов, в 1938—
3201 и в 1939 — 4467 Макс месячная
производительность была достигнута в ню
не 1944 — 2857 самолетов и ок 5000
авиадвигателей В кон войны Предприни-
мались попытки наладить произ во реактив
ных самолетов по герм лицензиям За пе
риод 1940—45 было построено ~75 тыс
самолётов
После капитуляции Японии авиац деятель
ность в Стране была запрещена, но уже в нач
50 х гг А И стала возрождаться (ре
монт амер авиац техники, произ во самоле
тов, вертолётов и двигателей в осн по
амер лицензиям) В 60—70-х гг создава
лись и выпускались самолёты япон коне
трукции сверхзвук тренировочный самолет
Т 2 и его боевой вариант F 1, воен
трансп самолет С I, летающая лодка ПЛО
PS 1, пасс самолёт YS 11, расширялось
участие в междунар программах
А п представляют гл обр авиакосмич
отделения крупных пром концернов
«Мицубиси», «Кавасаки» «Фудзи» «Иси
кавадзнма харима» Нан авиац космич
лаборатория руководит созданием экспе
рим образцов авиац техники
Осн программы 70—80 х гг лиЦензион
ное произ во амер истребителя F 15 и са
молёта ПЛО «Орион», выпуск реактивных
тренировочных самолётов Т 2 и Т 4, сверх-
звук истребителя бомбардировщика F 1, са
молета амфибии US 1 и летающей лодки
PS 1 фирмы «Син мейва», воен трансп
самолета С 1, адм самолета MU 2, соз
данне эксперим малошумного трансп СКВП
«Азука», выпуск воен и гражд вертолётов
по амер лицензиям и совм с ФРГ, легких
трансп и адм самолетов (по амер лицен
зиям), управляемых ракет (в т ч собств
разработки), ГТД, компонентов конструкции
для амер пасс самолетов, разработка
истребителя SX 3 на основе амер Модели
F-16, НиркР по возд космич ЛА
Прочие страны В Греции первая
авиац фирма создана в 1925, в 1938 стала
гос предприятием и до 40 х гг произво
дила самолеты англ и герм конструкций
А п начала возрождаться после основа
ния в 1975 гос авиац комплекса (НА1 —
Hellenic Aerospace Industry), официально от
крытого в 1979 и ведущего произ во де-
талей и узлов авиац конструкций и дви
гателей, авиац оборудования в основном по
иностр заказам, а также обслуживание и
ремонт ЛА В Новой Зеландии, где
авиац предприятия существуют с 30 х гг ,
выпускаются с х , уч тренировочные и лег
кие трансп самолеты В Пакистане
выпускается лёгкий многоцелевой самолет
на основе швед модели «Сафари» В
Рис 1 Авиационная
ядерная силовая уста
иовка открытой схемы
1 — вентилятор, 2 —
компрессор 3 — реак
тор, 4 — активная зо
на, 5 — радиальный от
ражатель 6 — камера
сгорания, 7 — сопло
внутреннего контура 8—
турбина, 9 — торцовые
отражатели
Рис 2 Авиационная
ядерная силовая уста
новка закрытой схемы
I — сопло,2 — турбина,
3—камера сгорания, 4—
теплообменник 5—вен
тнлятор 6 — компрес
сор 7 — трубопроводы,
8 — система расхолажи
вання,9 — авиационный
ГТД, 10, 12 — насосы,
11	— промежуточный
теплообменник 13 — ре
актор, 14 — слои зашиты
от излучений, 15 — про
тивоударная оболочка
Португалии гос авиац з ды (осн в
1918) участвуют в междунар программах,
осуществляют обслуживание и ремонт авиац
техники Сингапур выполняет ремонт
и модернизацию ЛА зарубежных моделей,
в 80 х гг осуществлялась сборка итал реак
тивных тренировочных самолётов S 211,
вертолётов франц моделей Таиланд
создал в 80 х гг собств тренировочный
самолет и участвует в произ ве трениро
вочного самолета «Фантрейнер» (ФРГ)
Тайвань в 70—80 х гг выпускал по
амер лицензиям вертолеты, тренировочные
самолеты и истребитель F 5, реактивный
тренировочный самолет АТ 3 собств разра
ботки, построил собств сверхзвук истреби
тель «Цзинго» В Турции в 80 х гг с
участием капитала США построены з ды
для частичного Произ ва и сборки амер
истребителей F 16, велась сборка верто-
лётов Белл UH 1Н На Филиппинах
в ]973 образована гос фирма, выпускавшая
нем вертолёт Во 105 и англ трансп са-
молёт «Айлендер», выполнялись обслужива
ние и ремонт авиац техники В Респуб
лике Корея ведется сборка амер вер
толётов MD 500 и истребителей F 5 в 90 х гг
планировалось выпускать по лицензии амер
истребитель F 16 для собств ВВС
Рис мн зарубежных ЛА приведены в при
ложении II (табл III—IX, XIV XV, XIX —
XXII, XXX—XXXVIII)
Ю Я Шилов М А Левин
АВИАЦИОННАЯ ЯДЕРНАЯ СИЛОВАЯ
УСТАНОВКА (АЯСУ) — силовая установка
ЛА, в к рой теплота, генерируемая в ядер
ном реакторе, подводится в авиац ГТД
(ТРДД, ТРД нли ТВД) к воздуху и пре-
образуется в тягу Находится в стадии науч
и ниж исследований В зависимости от спо-
соба подвода теплоты различают АЯСУ от
крытой и закрытой схем В АЯСУ откры
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт АВИАЦИОННАЯ 25
той схемы (рис 1) сжатый в компрес
соре двигателя воздух нагревается непосред
ственно в соотв каналах ядерного реак
тора до высокой темп-ры, поступает в тур
бину и истекает из реактивного сопла За
щита от радиоактивного излучения ядерного
реактора осуществляется отражателями
В АЯСУ закрытой схемы тепловая анергия
ядерного реактора подводится в теплооб
меннике (теплообменниках) ГТД к возду-
ху теплоносителем, циркулирующим в замк
нутом контуре (контурах)
В одноконтурной АЯСУ закрытой схе
мы имеется один контур теплоносителя сое-
диняющий ядерный реактор непосредственно
с теплообменником (теплообменниками)
ГТД В двухконту риой АЯСУ закрытой
схемы имеются два пиркутяц контура тепло-
носителя связывающих ядерный реактор с
теплообменниками ГТД через промежуточ
ный теплообменник Наиболее полно требо-
ваниям безопасности в условиях эксплуа
тапни отвечает двухконтурная АЯСУ закры
той схемы Эта АЯСУ (рис 2) состоит из
реакторного блока второго пиркуляц конту
ра теплоносителя и ГТД Реакторный блок
включает ядерный реакюр первый цирку
ляц контур теплоносителя с насосами и
запорно регулирующими вентилями, проме-
жуточный теплообменник тяжелую и легкую
защиту от излучений защитную противо
ударную оболочку позволяющую сохранить
герметичность блока при аварии самолета
а также автономную систему расхолажива
ния реактора после выключения (для пог-
лощения остаточного тепловыделения пос
ле выключения реактора) Теплоносителями
первого контура могут быть Жидкие ше
лочные металлы (натрий литий) или инерт
ные газы (гелий) Масса реакторного бло
ка двухконтурного АЯСУ закрытой схемы
составляет 25—30% от взлетной массы
тяжепого дозвук самолета Второй цирку-
ляп контур теплоносителя связанный с пер
вым контуром через промежуточный тепло
обменник включает теплообменники ГТД
магистральные трубопроводы с тепловой
изоляцией, насосы и запорно регулирующие
вентили Теплоносителями второго контура
могут быть жидкие щелочные металлы
(натрий, звтектич сплав натрий-калий)
или инертные газы (гелий) Масса второго
контура вместе с ГТД составляет 15—20%
от взлетной массы самолета
ГТД АЯСУ имеет также обычную камеру
сгорания и поэтому может работать как на
ядерной энергии так и на хим топливе
Взлет набор высоты и посадка самолета
с АЯСУ из соображений безопасности дол ж
ны осуществляться При работе двигателей
на хим топливе маршевый полет само-
лета осуществляется при работе АЯСУ
Лит Теория воздушно реактивных двигателей
М 1975. М ue h I b а не г J С Thompson R Е
Nuclear aircraft innovations and applications в kh
A1AA very large vehicle conference aprtl 26—27
1979 [N Y ] 1979
АВИАЦИОННОЕ ПРОИСШЕСТВИЕ— со-
бытие связанное с использованием возд
судна, к рое имело место с момента, когда
к л лицо вступию на борт с намерением
совершить полет до момента когда все лица
находившиеся на борту с целью полета
покинули возд судно и обусловленное на
рушением норм функционирования возд
судна экипажа служб управления и обес-
печения полетов воздействием внеш уело
вий в результате к рого наступило одно из
последствий хотя бы один человек из на-
ходившихся на борту погиб или его здоровью
был причинен ущерб, повлекший смерть в
течение 30 сут С момента происшествия,
возд судно получило повреждения силовых
элементов планера или совершило посадку
на местность эвакуация с к рой является
технически невозможной или нецелесообраз
ной, хотя бы один человек из находив
шихся на борту пропал без вести и офи-
циальные поиски его прекращены
К А п не относятся гибель кого-либо
из находившихся на борту возд судна в
результате естеств причин, умышл действий
самого потерпевшего или др лиц не свя
данная с функционированием возд судна,
гибель к -л лица, самовольно проникшего
на возд судно и находившегося вне зон,
куда открыт доступ пассажирам локализо
ванное разрушение двигателя если повреж
ден топько сам двигатель повреждение
возд винтов, несиловых элементов планера
обтекатетей, законцовок,стёкол, антенн и Др
выступающих деталей пневматиков и тор
мозных устройств шасси и др элементов, ес-
ли эти повреждения не нару щают общей проч
ности конструкции разрушение или повреж
дение элементов несущих и рулевых вин
тов втулки несущего или рулевого винта,
разрушение ити рассоединение трансмиссии
разрушение вентиляторной установки редук
тора если эти случаи не привели к пов-
реждениям или разрушениям Силовых эле
ментов фюзеляжа (балок), повреждение
обшивки фюзеляжа (балок) без повреж
дения силовых элементов
А п в зависимости от тяжести насту
пивших последствий подразделяются на
катастрофы и А п без человеческих
жертв
авиационно-техническая база
(АТЬ| - в России стр\ кт\ рное noipameie-
ние эксплуатаи авиац пр тия гражд авиа-
ции (объединенного авиаотряда, аэропорта
производств объединения), обеспечивает
техн обслуживание и подготовку к полётам
самолетов и вертолётов находящихся в ее
ведении в аэропорту базирования, а также
в приписных аэропортах и на врем аэро
дромах Кроме того выполняет обслужи-
вание ЛА др пр тий гражд авиации со
вершающих посадку в базовом и приписном
аэропортах, техн обслуживание и подготов
ку к полетам ЛА др ведомств а также
иностр авиакомпаний
В состав АТБ обычно входят след цехи
(участки лаборатории группы) оперативно
го обслуживания авиац техники периодич
обслуживания авиац техники, проверки и те
кущего ремонта авиац радиоэлектронного
оборудования текущего ремонта ЛА и др
АВИАЦИбННО-ХИМЙЧ ЕСКИЕ РАБбТЫ
(АХР) —защита растений от вредителей
и болезней внесение минеральных удоб
рений борьба с сорной растительностью
дефолиация (удаление листьев) и десика
Ция (ускорение созревания) с-х культур
и лесных насаждений с помощью самолё
тов и вертолетов оборудованных апнара
турой для опрыскивания жидкими химиката
ми или для разбрасывания \добрений и
опыления сыпучими химикатами АХР прово-
дятся в огранич сроки лимитируемые ме
теорот илрогехн \сювиями В России щя
АХР нспо 1Ьз\югся тегкие само1еты (Ан-2
и др ) и вертолеты (Ми-2, Ка 26 и др )
сельскохозяйственной авиации АХР про во
дятся на малых высотах (5—50 м) как пра
вило, рано утром (до появления восходя-
щих потоков воздуха и усиления ветра)
и вечером (с момента прекращения ука
занных явлений)
Авиац способ внесения химикатов по
техн хоз и экон эффективности не усту
пает наземному а по таким показателям
как производительность труда возможность
обработки на влажной почве без уплотне-
ния и разрушения ее Структуры и повреж
дения растений, значительно превосходит
его
Ежегодно АХР в СССР в 80 х гг про
водились на площади более 100 млн га
АВИАЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ - мате-
риалы применяемые в ЛА В отечеств
практике А м по назначению подразде
ляются на конструкц определяющими
хар ками к рых являются механич свойства,
и материалы неконструкц назначения опре-
деляющими параметрами к-рых являются
специфич физ хим свойства По своей при-
роде А м подразделяются на металлич
неметаллич и композиционные по условиям
эксплуатации — на жаропрочные для рабо
ты при низких темп-pax тепло износо-, кор-
розионно топливо-, масло , огнестойкие и
т Д Отд классы А м в свою очередь под
разделяются на многочисл группы метад-
лич А м — иа металлич Сплавы и покры-
тия металлов, неметаллич А м — на плас-
тики конструкц и радиотехн назначения, во-
локнистые материалы лакокрасочные мате-
риалы и эмали клеи смазочные материа
лы оптич материалы декоративные мате
риалы, керамич и металлокерамич мате-
риалы, эластомерные материалы рабочие
жидкости бортовых систем радиопрозрачные
и радиопоглощающие материалы и др
Композиц материалы по своей природе
подразделяются на волокнистые, слоистые,
порошковые и смешанного типа по виду
матрицы— на материалы с металлич и не
металлич матрицами и полиматричные ма-
териалы
Уже за три столетия до создания пер
вых ЛА тяжелее воздуха люди понимали,
что необходимые для них материалы должны
отвечать определ требованию - сочетанию
легкости и прочности Однако разработкой
таких материалов не занимались, и для
постройки (1883) первого в России само-
лета А Ф Можайский использовал обыч
ные материалы сталь, шёлк льняной линь
и т п Но в нач 20 в когда в России
появились з ды для Стр ва самолетов А м
были выделены в отд группу материалов,
начали публиковаться иауч работы отечеств
ученых в области А м Осн А м тогда
были древесина (сосна, липа, тополь и Др )
одной из важных хар-к к-рой считалась
способность надёжно держать гвозди Для
обтяжки крыльев и поверхностей приме-
нялись ткани (перкаль шелк) прорезинен
ньГе или с водонепроницаемым покрытием,
напр лаками Алюминий только осваивался
Пром стью и применялся в виде отд отли-
вок листов и тянутспо материала для капо
тов двигателей и обшивки гондол Нек-рые
детали самолетов изготавливали из магна-
лия (ецлав 90—98% алюминия и магния)
Но в силу исторически сложившихся тра-
диций и реальных возможностей стр-ва
самолетов осн конструкц материалом в оте-
честв авиастроении оставалась древесина,
к рая широко использовалась вплоть до окон-
чания Вел Отечеств войны
В нач 20 х гг в конструкции отечеств
самолетов появился алюминий, обладающий
по сравнению с др применяемыми в то
время материалами наибольшей уд проч-
ностью и большей долговечностью С 1920
в МВТУ ЦАГИ и на нек-рых пр тиях
проводились разработки алюминиевых спла-
вов Для решения задачи стр-ва цельно
металлич самолетов и орг иии в Стране
произ ва алюм Сплавов в 1922 в ЦАГИ
была образована Комиссия по постройке
металлич самолетов председателем к рой
был назначен А Н Туполев
Для обеспечения самолетостроения ка
честв металлич и неметаллич материалами
6 окт 1925 коллегия ЦАГИ приняла реше-
ние о создании Отдела испытаний авиац
материалов и конструкций В 1928—29 на-
ряду с алюминием в опытных самолетах
начали использовать более прочный мате-
риал — Сталь Возникла потребность в высо-
копрочных сталях без дорогих имц<5ртируе
26 АВИАЦИОННОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
мых легирующих элементов — молибдена и
никеля Возрастающая роль А м в создании
передовой авиации потребовала орг ции
н и центра по А м В 1932 в составе
Гл управления авиац пром-сти был орга
низовая Всесоюзный научно исследователь-
ский институт авиационных материалов
(ВИАМ) В 1934—35 в ВИАМ были прове
дены исследования среднеуглеродистой ста
ли с марганцем хромом и кремнием Даль
нейшие изыскания привели к созданию в
1936—38 первой отечеств самолетной высо-
копрочной стали получившей назв хромая
силь Хромансиль и сейчас успешно приме-
няется для силовых конструкций самолетов
всех типов (В США авиац стали разра
ботаны и внедрены только после 1952>
Прочность совр отечеств конструкц де
формируемых сталей достигает 2000 МПа и
более В нач 30 х г г были разработаны
«электроны» — легкие магниевые сплавы для
самолетов, дающие экономию массы по срав-
нению с алюминием на 1/5 — 1/3
В годы Вел Отечеств войны одной из
важнейших стала задача повышения бое
вой живучести самолетов Важную ро ш в
решении этой задачи сыграна разработан
ная в ВИАМ авиац броня Во время войны
в ВИАМ были разработаны и др уникаль
ные для того времени А м жаропрочные
стати для клапанов без дефицитного ко
бальта, прозрачная броня из органич стек
ла для остекления самолетов, спец фибра
для топливных баков с протектором из
резины затягивающей пробоины маски
рующие покрытия для самолетов к рые
не обнаруживались при ИК аэрофотосъем
ке сливаясь с фоном местности
Послевоен развитие авиац техники вы
двинуло задачу создания А м для реак
тивной и высотной авиации Для решения
этой задачи в кон 40 х — нач 50 х гг
были созданы и освоены деформируемые
жаропрочные сплавы Одновременно ВИАМ
по предложению С Т Кишкина начал раз
рабатывить для лопаток турбин высокотем
пературных реактивных двигателей литейные
жаропрочные сплавы, обладающие рядом
преимуществ перед деформируемыми (можно
ввести больше легирующих элементов, от
ливать полые охлаждаемые лопатки скорость
диффузии в литейных сплавах меньше а
стабильность структуры больше) Темпера
турный уровень жаропрочности отечеств
жаропрочных ставов возрос с 800 до 1050 °C
при напряжении 140 МПа за 100 ч
В кон 40 х гг ВИАМ разработал высоко
прочные мартенситно стареющие коррозион-
но и жаростойкие стали и стали пере
ходного класса с низким содержанием угле
рода В тот же период сотрудниками ВИАМ
были разработаны и внедрены в конструк
цию самолетов высокопрочные деформируе
мые алюм сплавы а в кон 50 х — нач
60-х гг — литейные ачюм сплавы, у к рых
легированием редкоземельными элементами
или оптимизацией хим состава была достиг
нута высокая прочность при темп рах до
400 °C Прочность совр алюм сплавов до
стигает 750 МПа для деформируемых и
550 МПа для литейных
Повышение уровня рабочих напряжений
темп р и требований к уд прочности и
весовой отдаче самолётов привели к внед
рению в авиацию в 50 х гг титановых
сплавов характеризующихся удачным соче
танием небольшой плотности высокой проч-
ности жаропрочности и коррозионной стой
кости и превосходящих по уд прочности
большинство др сплавов Прочность совр
титановых сплавов достигает 1600 МПа
В 50 х же гг в авиастроении начали
применяться бериллиевые сплавы к рые по
прочности и нек рым др свойствам в ряде
случаев превосходят алюминиевые и тита-
новые сп ивы Находят применение в авиа
Нии медные сплавы, получают распростране-
ние сплавы на основе тугоплавких металлов
Улучшение хар к А м шло в основном по
пути использования для тегирования или в
качестве основы все более широкого набора
хим элементов Это в свою очередь требо-
вало совершенствования существовавших и
разработки новых технологии процессов и
оборудования Для этих целей в 1961 был
создан Всесоюзный институт легких сплавов
(ВИЛС)
Послевоен развитие авиации потребовало
создания и неметаллич А м с разл
специфич свойствами В кон 40-х — нач
50 х гг были начаты разработки полимеров
как основы широкой гаммы неметаллич
материалов для реактивной авиации копст
рукц пластиков и пенопластов (см Пено-
материалы) эластомеров и резин для уп
лотнений, герметиков клеев, рабочих жид
костей гидросистем, материалов остекления
(см Стекло в авиастроении), теплозащитных
материалов теплоизоляционных мате
риалов звукопоглощающих материалов об
лицовочных материалов В 50—60 х гг
были созданы полимеры, ставшие основой
мн теплостойких неметаллич А м , па
шедших широкое применение в авиации В
50-х ir были начаты разработки вибро
поглощающих вязкоупругих материалов для
снижения виброперегрузок на участках, при
мыкающих к двигателю, гашения шума, из
лучаемого обшивкой повышения уста-
лостной долговечности деталей и т д Уже
сточение требований к пожаробезопасности
самолетов в 50—60 х г г привело к соз-
данию полимерных А м с пониж горю-
честью
В 60-х гг были начаты работы по соз-
данию и применению конструкц компози-
ционных материалов, сложно армированных
разл упрочнителями, вводимыми извне или
образующимися в материале (напр в звтек
тич жаропрочных сплавах направленной
кристаллизации и в самоармируемых поли-
мерах), имеющих более высокие уд проч
ность и жесткость, чем классич материа
лы Разработаны новые технол процессы,
обеспечивающие высокое качество и чисто-
ту А м выплавка металла в спец сре-
дах, регламентир и на права кристаллиэа
ция, использование эффекта сверхпластич-
ности порошковая (гранульная) металлур
гия (см Порошковые материалы Гранули
руемые сплавы Дисперсноупрочненные ма-
териалы] с использованием высокоскорост
ной кристаллизации, газо и гидростатич
прессование и др Большая роль в исполь
зовании порошковой (|ранульнои) мезаллур-
гии для получения А м принадлежит ВИЛС
Для повышения безопасности полетов во
всепогодных условиях разработаны материа
лы и методы защиты от грозовых раз
рядов и разрядов зарядов статич электри
чества Насыщенность совр ЛА радиоэлект
ронной аппаратурой обусловила разработку
материалов, защищающих электронные сис
гемы от интерференции э|ектромагн изту
чения Стремление повысить боевую живу
честь самолётов и вертолетов привело к
созданию новых видов А м , обеспечиваю-
щих стойкость к поражающим факторам
систем оружия и пониж уровень демаски
руЮщих сигналов воспринимаемых радио-
локац ИК акустич оптич и др систе
мами обнаружения Для защиты кабины
пилота, двигателя и важных систем само
лета разработаны новые виды брони — ме-
таллич , керамич пластмассовая, комби
нированная
Для обеспечения оптимальных условий
обзора и защиты от факторов окружающей
среды созданы надежные теплостойкие ма
териалы остекления самолетов Разработаны
остекление с поляризующими фильтрами
и фотохромное стекло для регулирования
светопропускания, стекло, защищающее пи-
лота от светового излучения ядерных взры-
вов и др С повышением скоростей и усиле
нием интенсивности возд движения непре
рывно возрастает опасность столкновения
самолетов с птицами, поэтому ведется поиск
материалов и конструкций остекления, спо-
собных выдерживать такие столкновения
Появление РЛС обнаружения привело к
созданию радиопоглощающих материалов,
обеспечивающих уменьшение эффективной
отражающей поверхности ЛА с целью их
противорадиолокац маскировки Для защи
ты антенн самолетных РЛС от воздейст
вия аэродинамич и термомеханич нагрузок
разработаны радиопрозрачные материалы
с покрытиями, защищающими от пылевой
и дождевой Эрозии, а для новейших само
лётных многомодовых РЛС с интегральны-
ми системами типа «обтекатель—антен-
на»— радиопрозрачные материалы, вклю-
чающие элементы радиотехнич систем (вол
новодные фазовращатели и т д ) Появление
ИК систем обнаружения, пеленгации и авто-
матич сопровождения привело к разработке
как ИК прозрачных материалов используе
мых в качестве преломляющих сред, так
и к созданию ИК поглощающих материалов
для маскировки ЛА
Разрабатываются материалы и методы
защиты от поражающего фактора ядерных
взрывов — электромагн импульса, к-рый
приводит к появлению на обшивке самоле
та поверхностных токов силой 5—10 кА
с частотой 1 -10 МГц и соответствующих
электрич и магн полей, выводящих из
строя радиоэлектронную аппаратуру Для
защиты ЛА от рентгеновского излучения
ядерного взрыва создаются экранирующие
материалы
Дальнейшее развитие А м определяется
требованиями прогресса науки и техники
Ведущиеся исследования по применению во-
дорода в качестве авиац топлива охваты-
вают и разработку А м , способных рабо
тать в среде водорода и продуктов его
сгорания Открываются перспективы улучше
ния свойств А м за счет космич техно
логин, основанной на особенностях проте
кания в невесомости таких физ -хим явле-
ний, как диффузия поверхностное натя
жение, теплоперенос, кристаллизация и др
Непрерывный прогресс в области А м яв
ляется одной из основ дальнейшего раз
вития авиации	Р F Шагин
АВИАЦИОННЫЙ БОЕВОЙ КОМПЛЕКС
(АБК) —функционально взаимосвязанная
совокупность ЛА (со всеми комплектую
щими его системами и изделиями), техн
средств обеспечения (ICO) и инж строит
сооружении, объединенных дтя самостоя
тельного или совместного с боевыми комп
лексами др родов войск выполнения боевых
задач Различают АБК истребит , ударные,
разведыват , воен трансп и др ТСО, вклю
чаемые в АБК, подразделяются на средства
наземною обслуживания ЛА, подготовки и
содержания аэродромов, связи и управления
и др Термин применяется с нач 70 х ir
АВИАЦИОННЫЙ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕС-
КИЙ КОМПЛЕКС им А Н Туполева
История пр-тия восходит к 1922, когда при
ЦАГИ была образована Комиссия по по
стройке метадлич самолетов, а пред комис
сии назначен А Н Туполев возглавлявший
в ЦАГИ Авиац отдел, к рый стал затем
по существу самолетостроит КБ с собств
производств базой (сначала мастерские, а с
1926 -опытный з-д) Это подразделение
ЦАГИ, носившее впоследствии разл назв —
отдел авиации гидроавиации опытного
стр ва (АГОС), ЦКБ ЦАГИ, сектор опыт-
ного стр-ва (СОС), специализировалось
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт

27
гл обр на разработке и постройке опыт
пых образцов цельнометаллич самолетов,
выполнялись также работы по аэросаням
глиссерам, торпедным катерам, дирижаблям
В 1936 конструкторский отдеч СОС (КОСОС)
изд опытных конструкций (ЗОК) были
выделены из ЦАГИ и образовали ааиац
з д № 156 Наркомтяжнрома В 1938—41
на его территории располагалось ЦКБ 29
НКВД, в к-ром работали мн репрессиро
ванные в те годы авиац специалисты, в т ч
Туполев и др сотрудники з-да, а произ-
водств база использовалась для постройки
опытных образцов самолётов разрабатывав
шихся в ЦКБ В июте 1941 пр тие было
перебазировано в Омск (см Омское произ
бедственное объединение «Полёт»), а в сер
1943 реэвакуировано и продолжило свою
деятельность (снова как зд № 156} в Моск
ве О самолётах созданных на пр тии под
рук А Н Туполева и его преемника
А А Туполева, см в ст Ту Совр цазв —
с 1989, имя А Н Туполева присвоено в
1973 В разные годы здесь работали А А
Архангельский Н И Базенков, В Н Бе
ляев А П. Голубков, С М Егер, Д С Мар
ков, В М Мясищев А В Надашкевич
И Ф Незваль, А И Некрасов В М Петля-
ков, А И Путилов Е К Стоман, П О Су
хой, А М Черемухин, В А Чижевский
и мн др известные конструкторы и учё-
ные Пр тие награждено 2 орденами Ленина
(1947, 1972) орденом Октябрьской Рево
люции (1971)
АВИАЦИОННЫЙ СПОРТ — один из видов
техи спорта, учебцо-тренировочиые занятия
и соревнования на ЛА в выполнении фигур
высшего пилотажа, а также в скорости,
дальности высоте, скороподъёмности грузо-
подъёмности и продолжитетьности полёта
Различают самолётный спорт, вертолёт
ный спорт планёрный спорт парашютный
спорт дельтапланёрный спорт и авиа
модельный спорт А с возник в нач 20 в
с появлением ЛА и изготовлением их моде
лей Созданная Международная авиацион-
ная федерация—ФАИ (1905) провела в
1909 авиац неделю, в ходе к рой лётчики
(2[ чел ) соревновались в дальности ско-
рости и высоте полёта В России первые
соревнования летчиков н авиамоделистов
(отдельно) состоялись в 1910 Зарегистри
рованы первые достижения продолжитель-
ность полёта на самолёте — 2 ч 4 мни, вы-
сота — 600 м, дальность полета модели —
170 м В СССР развитие А с связано с
деятельностью Общества друзей воздушного
флота (с 1923), позднее — Осоавиахима
(с 1927) По их инициативе в стране
организовывались авиамодельные и та
нерные состязания Дальнейшее развитие
А с связано с принятием комсомолом в 1931
шефства над Воен возд, флотом Осоавиа
хим создал сотни планёрных школ и круж
ков Полётам иа планёрах и самолётах в
них обучались десятки тысяч человек Меж
ду аэроклубами и отд городами ежегодно
проводились соревнования, в ходе к рых
зарегистрированы выдающиеся достижения
Первый сов мировой рекорд установлен
В М Ильченко на двухместном планёре
21 окт 1936 Рекордными были также поле
ты П Д Осипенко на гидросамолёте с
поршневым двигателем 22 мая 1937 и 2 июля
1938
В нач 30 х гг стал развиваться пара-
шютный спорт После оераого слёта спорт
сменов парашютистов ([935} во мн городах
регулярно проводились показат выступле-
ния, соревнования в прыжках иа точность
приземления В 1935 на базе Центральной
лётно-техиич школы и Высшей парашютной
школы Осоавиахима был создан Централь
ный аэроклуб СССР, к рый стал методич
центром подготовки авиац спортсменов С
1949 всесоюзные состязания по парашютно
му спорту организуются ежегодно Сов пара
шютисты в предвоен, годы добились значит
успехов — по числу рекордов они занимали
одно из первых мест в мире В послевоен
период появились новые виды А с (верто
лётный дельтапланёрный) разновидности
уже сложившихся видов спорта—дельта
чётный, парашютное многоборье групповая
парашютная акробатика, ракетомоделизм
Проводятся соревнования на самолётах с
реактивными двигателями, ЛА на мускуль
ной силе, с коротким взлётом и посадкой
Руководство А с до [991 осуществлял
ДОСААФ СССР Подготовка спортсменов
проводится в аэроклубах н др уч авиац
спортивных орг циях, к-рые располагают не
обходимой материальной базой — аэродро-
мами, ЛА, парашютной техникой В 1990 в
СССР было более 200 аэроклубов сотни юно
шеских планёрных школ парашютных секций
и дельтаклубов С [985 снижен возрастной
ценз для занятия самолетным спортом — до
16 лет, парашютным —до 15 лет планёр
ным —до 14 лет По данным ФАИ на 1 янв
1991 по осн видам А с из 1461 мирового
рекорда 773 принадлежали СССР в т ч
по самолётному 641 (из 1087 зарегистри
рованных), по парашютному 52 (из 66),
по вертолётному 47 (из 123) по авиа
модельному 29 (из 86) См ст Рекорды
авиационные Г П Поляков А П Колядин
АВИАЦИОННЫЙ ТРАНСПОРТ — то же,
что воздушный транспорт
АВИАЦИЯ (франц aviation от лат avis —
птица) — широкое понятие, связанное с полё-
тами в атмосфере аппаратов тяжелее воз-
духа А включает необходимые техи сред
ства н личный состав функционирует в рам
ках сложившихся организац, структур и опи-
рается на спец отрасли знаний Авиаци-
онная техника наряду с летательными
аппаратами, реализующими преим дииамнч
принципы создания подъёмной силы {са-
молётами планёрами автожирами, верто-
лётами, винтокрылами др ), охватывает так
же разл наземные средства, обеспечиваю
щие подготовку Л А к полёту и выполне-
ние полётного задания Создание авиац
техники сосредоточено в авиационной про
мышленности отраслях радиоэлектронного
профиля и др , к рые проводят науч ис-
следования и осуществляют разработку и
изготовление соответствующей продукции
Личный состав А включает лётный
состаа, а также широкий круг специалистов
связанных с техн обслуживанием авиац
техники управлением возд движением и т Д
В соответствии с назначением различают
гражд. и аоен А Гражд А может вклю-
чать как гос. авиапредприятия транспорт
ные так и частные или смешанные авиа
компании В ряде гос-в принято выделять
т н А общего назначения, к к-рой отно-
сят личные служебные, спортивные и
нек-рые др ЛА В СССР применение ЛА
для пасс и грузовых перевозок и в др
целях было подведомственно МГА СССР
(см Гражданская авиация СССР), а ру
ководство развитием авиационного спорта
осуществлял ДОСААФ СССР Парк ЛА
гражд. А включает магистральные пасс
самолёты самолёты местных возд линий,
самолёты и вертолёты для перевозки грузов,
проведения авиационно химических работ
(см также Сельскохозяйственная авиация)
мед обслуживания населения (см Санитар
ная авиация), аэрофотосъёмки и др работ
Воен А может выступать в качестве само-
стоят вида вооруж сил или входить в
состав др видов вооруж сил ВВС (см
Военно воздушные силы), ВМФ (см Мор
ская авиация), войск ПВО (см Авиация
ПВО), сухопутных войск (армейская А )
и др Обеспечение эксплуатации авиац
техники требует развития сети аэропортов
(аэродромов) центров и пунктов управле
ния возд движением, ремонтных пр тий уч
заведений для подготовки лётного и ииж -
техн состава и др служб Авиационная
наука, формирующая основы создания и
применения авиац техники, базируется иа
достижениях аэродинамики, газовой ди-
намики, механики полёта, аэронавигации,
теории автоматич регулирования, строит
механики, материаловедения технологии,
акустики, радиоэлектроники эргономики, ме
теорологии, медицины,экономики, воен наук
и т д
Зарождение и начальный период
развития А (рис. в табл I—V) Из
вестно, что люди далёкого прошлого иаде
ляли способностью летать не только богов
но также персонажей мифов, легенд и ска-
заний О многочисл попытках человека
летать самому с помощью искусств, крыльев
свидетельствуют сохранившиеся летописи
Эти попытки основывались на подражании
полёту птиц и не были подкреплены к.-л
знаниями о законах полёта У истоков
науч исследований, прямо или косвенно
связанных с решением проблем полёта, стоя
ли многие выдающиеся учёные Леонардо
да Винчи изучал полёт птиц, строение их
тела и крыльев разрабатывал искусств
крылья, пытался опытным путём постигнуть
сопротивление среды движению в иен тел
В ею рукописях приведены рисунки пара
шюта, мускульной крыльчатой машины
(махолета) и ЛА типа вертолета к-рый
должен был «ввинчиваться* в воздух с
помощью Архимедова винта В 17—18 вв
исследования сопротивления тел, движущих
ся в жидкости или газе, получили ши-
рокое развитие, что было вызвано рядом
актуальных проблем (движение маятника,
свободное падение тел, баллистика судо
строение и др ) И Ньютон первым пред
принял попытку дать теоретич объяснение
сопротивления, базирующееся на представ
леииях о механич (ударном) воздействии
частиц жидкости (газа) на поверхность
тела Основополагающие ур-ния гидродина
микн были получены Д Бернулли, Л Эйле
• ром и Ж Лагранжем Эта наука позднее
нашла приложение к решению задач обте
каиия ЛА Независимо от Леонардо да Вин
чи, о проекте к рого стало широко известно
лишь в кон 19 в , идея вертолёта была
разработана и экспериментально обоснова-
на М В Ломоносовым В 1754 он пред-
ставил собранию Петербургской АН модель
«аэродромич машины», предназначенной
для подъёма метеорол приборов и обору-
дованной для этого двумя противоположно
вращающимися крыльями (теперь их наз
несущими винтами) с приводом от часовой
пружины Опыты наглядно продемонстриро-
вали образование подъёмной силы (облег-
чение модели) при вращении винтов а
принцип их противовращения (как один
из способов уравновешивания реактивного
крутящего момента) впоследствии был ис-
пользован в реальных конструкциях вер-
толётов В 1783 состоялись первые полё-
ты людей на ЛА легче воздуха—аэроста-
тах братьев Монгольфье и Ж Шарля
На развитие ЛА тяжелее воздуха большое
влияние оказала концепция аэроплана [са-
молёта), зародившаяся в кон 18—нач
19 вв (Дж Кейли) и состоявшая в том,
что ЛА может поддерживаться в воздухе
несущей поверхностью (неподвижным
крылом) при движении аппарата за счёт
источника мощности, позволяющего прео-
долеть сопротивление возд среды Схема са
молёта в 19 в привлекает внимание мн
изобретателей Проекты самолётов с паро-
выми машинами в качестве двигателей па
28 АВИАЦИОННЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тентуют У Хенсон, Ф Дю Тампль и др
Смелыми новаторскими идеями отчича
лись проекты Н А Телешова (много-
местный пасс самолет, самолет с пульси
рующими реактивными двигателями), Н И
Кибальчича (ракетный ЛА) Выдающаяся
роль в развитии отечеств А принадлежит
А Ф Можайскому, к-рый более 30 лет своей
жизни посвятил созданию первого в Рос
сии самолета Он строил успешно летав
шие модели, проводил исследования возд
винтов разработал проект самолёта В
1883 завершил постройку натурного самоле-
та и в 1885 предпринял попытку провести
летные испытания во время к-рых пронзощ
ла поломка крыла После Можайского сот
дать пригодные для полета самолёты с па-
ровыми машинами пытались К Адер и
X Максим, однако успеха не достигли Тем
не менее жизнеспособность принципа не
сущей поверхности подтверждалась полета
ми на безмоторных ЛА самолётной схемы —
планерах, строившихся К₽йли, О Лилиента
лем, О Шанютом и др Продолжались
изыскания по ЛА вертолетной схемы со-
провождавшиеся постройкой большого чис-
ла летающих моделей и расширением про
ектных проработок В России оригинальные
проекты вертолётов были разработаны
А Н Лодыгиным, Д К Черновым П Д
Кузьминским, С С Неждановским и др ,
эксперим исследования несущих винтов про
водил М А Рыкачев Эксперим подход
к разрешению многочисл и сложных проб
лем, встававших на пути зарождающейся
А , получал всё большее распространение
Особенно большое значение для науки и
практики имело создание аэродинамических
труб, позволяющих определить хар ки ЛА
посредством испытаний их моделей Важ-
ным результатом фундам исследований
19 в в области гидродинамики была раз
работка теоретич основ движения вязкой
жидкости и обтекания тел с отрывом
струй (А Навье, Дж Стокс Г Гельмгольц
Г Кирхгоф, Дж Рэлей и др ) Экспе
риментачьно установтенное О Рейнольдсом
существование двух видов течения вязкой
жидкости— ламинарного и турбулентного —
стало впоследствии играть большую роль
при изучении и моделировании обтекания
ЛА В России в 1880 была опубликована
монография Д И Менделеева «О сопро-
тивлении жидкостей и о воздухоплавании»,
ставшая капитальным руководством для
рус исследователей и инженеров
Значит прогрессом в развитии А ознаме
новалось нач 20 в 17 дек 1903 совер
шили первые успешные полёты братья Ор
вилл и Уилбер Райт на самолете собств
конструкции Этому во многом способство
вало использование ими более лёгкого, по
Сравнению с паровыми машинами, порш
невого бензинового двигателя внутр его
рания (нашедшего к тому времени при
менение в автомобилестроении), а также то,
что они пошли дальше своих предшествен-
ников в обеспечении устойчивости и управ-
ляемости самолета Одновременно с братья-
ми Райт самолёт с ПД построил С Ленгли,
одиако попытки полета на нем (1903) не
были удачными В последующие годы А
начинает быстро развиваться в европ стра
нах, здесь создателями первых самолетоа
были А Сантос Дюмон Г Вуазен, Л Бле-
рио, Р Эно-Пельтри А Фарман, Э Нью
пор, Л Бреге, А Ро, Дж Де Хэвилленд,
Ф Хэндли Пейдж А Фоккер, Дж Капрона
и др В России первые показат полеты (на
франц самолетах) состоялись в 1909, а в
1910 поднялись в воздух первые отечеств
самолёты А С КуДашева. И И Сикорско-
го, Я М Гаккеля В числе первых рус
конструкторов самолётов были также
А А Пороховщиков, И И Стеглау, В Н
Хиони, С В Гризодубов, В А Слесарев,
Д П Григорович Большой вклад в по
пуляризацию А и ее становление в России
внесли первые рус лётчики М Н Ефи-
мов, Н Е Попов, С И Уточкин, А А Ва-
сильев, Г В Алехнович, Л М Мациевич,
П Н Нестеров, Е Н Крутень, К К Арцеу
лов и мн др К иач 1900-х гг относится
зарождение и развитие новой науки — аэро
динамики Запросы практики поставили перед
ней в качестве первоочередной задачи объяс-
нение механизма образования подъёмной си-
лы крыла, дальнейшее изучение проблем
сопротивления и решение проблемы крыла
в целом — изыскание таких его форм, к рые
при наименьшем сопротивлении обладали
бы наибольшей подъёмной силой Фундамен
том аэродинамики явились основополагаю
щие труды Н Е Жуковского, С А Чап-
лыгина Ф Ланчестера Л Црандтля, Т Кар-
мана и др учёных (циркуляц теория про
филя крыла, вихревая теория возд винта,
теория крыла конечного размаха теория
пограничного слоя) В 1907 во Франции
были продемонстрированы вертолеты спо
собные подниматься на небольшую высоту
с людьми на борту (один из них построи-
ли братья Л и Ж Bpeie и Ш Рише,
другой — П Корню), однако создание прак
тически пригодных вертолетов требовало ещё
решения мн сложных проблем Большое зна
чение для развития теории и конструкции
вертолета имели изыскания Б Н Юрьева
разработка одновинтовой схемы вертолёта
с рулевым винтом, изобретение автомата
перекоса для управления вертолетом, нссле
дования по теории несущего винта
Самолетостроение развивалось быстрыми
темпами Наиболее употребит схемами ста-
ли моноплан и биплан с xboctobijIm опере
нием, вынесенным на конец открытой стерж
невой фермы или закрытого корпуса — фю-
зеляжа Монопланы оборудовались тянущим
возд винтом, а бипланы—тянущим или
толкающим Преобладали конструкции с де
ревянным силовым каркасом и матерчатой
обшивкой крыла и фюзеляжа Наряду с са
молётами наземного базирования строи
лнсь гидросамолеты (А Фабром Г Кертис
сом, Григоровичем и др ) В 1913 Си
корским были созданы первые в мире тя
желые 4 двигательные самолёты «Русский
витязь» и «Илья Муромец»
Практическое освоение А Повы
шение скорости высоты и датьности почета
самолетов позволило приступить к исполь
зованию их в практич целях, и на рубеже
первого десятилетия 20 в в ряде стран
организуется воен А Впервые в воен це
лях А была использована в Ливии итальяц
цами во время войны с Турцией (1911)
а затем на Балканах в войне ГреЦии и
Болгарии с Турцией (1912), причем в соста
ве болг армии действовал рус доброволь
ческий авиац отряд В России был создан
ряд оригинальных удачных образцов само-
летов, однако воен ведомство предпочитало
закупать их за рубежом и на отечеств
з дах заказывало в осн самолеты иностр
моделей (исключение составили, по сущест
ву, лишь самолеты «Илья Муромец» и летаю
щие лодки Григоровича) В период 1 й
мировой войны А (рис в табл VI—IX)
первоначально использовалась для разведки
и связи, а затем для нанесения ударов
и борьбы с возд противником В всей
действиях принимала участие и мор А ,
в т ч самолеты корабельного базирования
(см Авианесущий корабль) За годы войны
значительно улучшились летио-техв хар-ки
самолетов всех классов скорость полёта
легких самолетов возросла от 100 —120 до
200—220 км/ч, потолок—с 2000—3000 до
6000—7000 м, бомбовая нагрузка много-
двигат самолётов достигла 2—3,5 т, мощ
ность двигателей увеличилась от 60—95
до 300 кВт В числе новинок был свобод-
нонесуший (т е без наруж элементов
крепления крыла) цельнометаллич моноплан
Г Юнкерса Но наибольшее распростране-
ние получили фюзеляжные бипланы с тя-
нущими винтами, поскольку маневренности
и грузоподъёмности бипланов отдавалось
тогда предпочтение перед более высокими
скоростными качествами монопланов В
воен годы внушит размеров достигло
произ-во самолетов Если в начале войны
воюющие стороны имели в строю немногим
более 800 боевых самолетов, то в ходе
войны их было изготовлено св 200 тыс
(потери самолетов у Франции, Великобрита-
нии и Германии превысили 116 тыс)
Наиболее известными были самолеты франц
фирм «Ньюпор», «СПАД», «Фарман» англ
«Сопвич», нем «Фоккер» «Альбатрос»
После окончания войны в странах Зап
Европы получили развитие авиатрансп
компании осуществлявшие возд перевозки
пассажиров, почты, грузов В этих целях
создаются спец пасс самолёты, а также
используются переоборудованные воен
самолёты На европ линиях широко приме-
нялись пасс самолеты Юнкерса и Фоккера
А в период между 1 й и 2й
мировыми войнами (рис в табл
X—XV) В 20-х гг совершенствование са-
молётов продолжалось как за счет улучше-
ния их азродинамич хар-к, так и путём
повышения мощности двигателей Преобла-
дающей азродинамич схемой оставался би-
план, но на тяжелых самолётах с боль-
шой дальностью полета начал находить
практич применение свободнонесуший моно-
план Получила распространение практика
постройки эксперим самолетов, позволяв
ших проверять многочисл новые науч -техн
решения в реальных полетных условиях, а
также спец рекордных (гоночных) само
летов X Сиерва создал первый пригод
ный для практич применения винтокры-
лый ЛА — автожир
Зарождение и становление сов А проис-
ходило в трудный для страны период Гражд
войны и интервенции, когда авиац пром-сть
и возд флот пришли в упадок С первых же
дней образования сов гос ва были созданы
органы управления А Авиац отряды вноси-
ли свой посильный вклад в дело защиты
Республики 1 дек 1918 был организован
Центр аэрогидродинамич ин т (ЦАГИ) —
науч центр, призванный обеспечить раз-
витие авиац науки и техники, а в 1920—
первое в стране высшее авиац уч заведе-
ние — Ин-т инженеров Красного Возд фло-
та (впоследствии Воен возд инж академия
им проф Н Е Жуковского) Первым ру-
ководителем этих ин тов был Жуковский,
к рый по праву был признан «отцом рус-
ской авиации» Он сплотил вокруг себя
большую группу учеников и последовате
лей (А А Архангельский В П Ветчинкин,
А А Микуяин, Б С Стечкин А Н 7 уполев,
Юрьев и др )
С переходом к мирному периоду страна
приступила к восстановлению и укреплению
авиац пром-сти и возд флота Орга-
низуются КБ, возглавляемые А Н Туполе-
вым (см Ту), Н Н Поликарповым (см
Поликарпова самолеты), Григоровичем (см
Григоровича самолеты), К А Калининым
(см Калинина самолеты) В 1922 бы ш по
лучены первые образцы отечеств алюм
сплава — кольчугалюминия, что положило
начало развитию цельнометаллич конструк-
ций в сов самолетостроении 9 февр 1923
учреждается Совет по гражд авиации
(офиц дата рождения гражд А СССР),
в том же году открывается первая в стра-
не регулярная возд линия Москва — Ниж-
ний Новгород (годом раньше начались регу-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими^фИАЦ|МЯ 29
лярные перевозки иа междунар авиалинии
Москва — Кенигсберг) Первым отечеств
пасс самолетом был АК i (1924), рассчи
тайный на перевозку 2 -3 пассажиров В
ряду сов самолетов раннего периода видное
место занимают тяжелые бомбардировщи-
ки-монопланы ТБ 1 и ТБ 3, истребители
И 2бис, ИЗ, И 4, И-5, разведчики Р 3
и Р 5, пасс самолеты АИТ 9 (ПС 9) и
/(-5, многоцелевой самолет У 2 (По-2),
сыгравшие важную роль в укреплении ВВС
и развитии гражд А страны Серия даль
них перелетов 20 х гг наглядно проде
монстрировала успехи сов авиац пром-сти
и высокое мастерство лётчиков
Отличит особенностью мирового авиа
строения 30-х гг было внедрение в кои
струкцию самолета большого числа новых
техн решений, обеспечивших значит улуч
шение его хар-к В качестве осн направле-
ния увеличения макс скорости полета было
принято аэродинамич совершенствование
самолета Самолёты разл классов и типов
стали строиться преим по схеме свободно
несущего моноплана, с гладкой обшивкой
крыла, убирающимся шасси, закрытой каби
ной экипажа, фюзеляжем обтекаемой фор-
мы, что позволило существенно снизить
«вредную» площадь самолета и его аэро
динамич сопротивление (рис 1} Увеличе
ние удельной нагрузки на крыло вызвало
необходимость использования средств меха
низации крыла, позволивших повысить его
несущие свойства (рис 2} и сохранить на
приемлемом уровне взлетно посадочные
хар-ки — посадочную скорость и потребную
длину ВПП (задолго до широкой практич
реализации механизир крылб было теорети
чески исследовано Чаплыгиным) Сниже
ние сопротивления силовых установок до
стигалось применением профилир капотов
на ПД возд охлаждения, выдвижных или
туннельных радиаторов для Г1Д жидкостно
го охлаждения Летно-техн хар ки самоле-
тов были улучшены также путем дальней
шего увеличения мощности ПД, их высот
ности (наддув двигателей с помощью
нагнетателей воздуха) и применения возд
винтов изменяемого uiaia, обеспечивших бо
лее эффективное использование мощности
двигателя на разл режимах полета Осна
щение самолетов более совершенным борто
вым оборудованием (радиотехн средства,
гироскопич приборы,автопилоты противооб-
леденит устройства и т д } позволило
выполнять длит полёты днем и ночью и в
неблагоприятных погодных условиях Среди
зарубежных самолётов 30-х гг выделялся
амер пасс самолет Дуглас DC-З, в к ром
одновременно были реализованы мн из
указанных техн новшеств, что предопреде
лило его массовый выпуск и длит экс-
плуатацию Начали создаваться самолеты с
наддувом кабины экипажа и пасс кабины
для длит полетов на большой высоте, од
иако более распространенными такие са-
молеты стали позднее Значит усовершен
ствованию подверглось вооружение боевых
самолетов — начали широко применяться
авиац пушки, повысилась скорострельность
пулеметно пушечного вооружения, увеличи
лось число огневых точек на самолете
Получили дальнейшее развитие работы цо
винтокрылым ЛА Опыт накопленный при
постройке, испытаниях и доводке автожи
ров сыграл определ роль в решении
проблем создания вертолетоа В ряде стран
разрабатывались эксперим конструкции вер
толётов с последоват повышением скорости,
высоты и продолжительности полета, устой-
чивости аппарата н пилотажных качеств
Достигнутый к кон 30 х гг уровень лёт
но-техн хар-к обеспечил переход к после
дующему освоению вертолёта в практич
целях
Рис. 1 Изменение приведённой «вредной» площади
Fo маневренных истребителей по годам Fo==cJ(] Зкр/
/128 (сл —коэффициент лобового сопротивлении
само ie।а при нулевой подъемной силе 1 28 — коэф
фициент сопротивления плоской пластины уста
конченной перпендикулярно потоку SKp—площадь
крыта)
Рис 2 Несущие свойства крыла I — крыто без
механизации 2 — крыто с предкрытком 3 — крыто
с закрылком 4- кры ю с за к рыт ком и предкрыт
ком Cj,d—коэффициент подъемной си ты а — у юл
атаки крыла
В 30-е гг быстрыми темпами продолжи
ла развиваться А в СССР Создаются
гигантские для того времени самолеты
АНТ 14 и АНТ 20 «Максим Горький»,
рекордные самолеты АНТ 25 (РД) и
АНТ-37бис «Родина», скоростной бомбарди
ровтик АНТ 40 (СБ), истребители И 15,
И 16, И 153 разл легкомоторные само-
леты в т ч массовый самолёт перво-
иач обучения УТ-2 А С Яковлева (см Як)
дальний бомбардировщик ДБ 3 С В Илью
шина (см Ил), МБР 2 и др гиДросамо
леты Г М Бериева (см Бе) Оригинальны-
ми техн решениями отличались также са
молёты Р Л Бартини А С Москале
ва, И Г Немана, А И Путилова Б И Че
рановского В А Чижевского, И В Чет-
верикова и мн др сов конструкторов Пло-
дотворная деятельность конструкторских
коллективов А Д Швецова (см АШ),
Микулина (см AM), В Я Климова (см
ВК) и Др моторостроит КБ и развитие
пром базы позволили решить сложные за
дачи по созданию мощных и надёжных
отечеств авиац двигателей В 1929 Н И Ка-
мов и Н К Скржинский построили первый
в стране автожир, а в 30 х гг работы по
винтокрылым ЛА (автожирам и вертоле-
там) получили значит развитие в ЦАГИ
Расширились науч исследования в ряде
новых орг ций (в т ч в ЦИАМ, НИИ
ГВФ, ВИАМ, позднее в ЛИИ) Укрепля-
лась эксперим база НИИ (особенно важ
ное значение имело стр во нового ЦАГИ)
Сов ученые успешно работали над реше
наем сложных вопросов создания новой
авиац техники, включая проблему штопора
самолета (В С Пышное, А Н Журав-
ченко) и возникшую при создании скоро-
стных самолетов проблему флаттера (М
В Келдыш, Е П Гроссман) В 1931 ком
сомол на своем 9 м съезде принял шефст
во над Воен -возд флотом, после чего в
стране развернулось стр-во сети аэроклу-
бов сыгравших большую роль в подго
товке летных кадров 30 е гг ознаменова
лись мн замечат достижениями сов летчи-
ков, в числе к рых челюскинская эпопея
(её участники — летчики А В Ляпидев
ский, С А Леваневский, В С Молоков,
Н П Каманин М Т Слепнев, М В Во
допьянов И В Доронин стали первыми
в стране Героями Сов Союза), первая
арктическая воздушная экспедиция, выдаю-
щиеся перелеты экипажей В П Чкалова,
М М Громова, В С Гризодубовой, ре-
кордные полеты В К Коккинаки А Б Юма-
шева и др авиаторов
А в I оды 2-й мировой войны
19 39 — 45 (см рис в табл XVI—XXII)
В преддверии 2 й мировой войны в разл
р нах мира возникали воен конфликты в
к рых, как правило, находила применение
и А война Италии против Абиссинии
(Эфиопии), Японии против Китая, гражд
война в Испании и др Важную роль А
отводили в своих захватнич планах фашист
ская Германия и ее союзники, подготовив-
шие и развязавшие надую мировую войну
До начала Вел Отечеств войны сов воен
А выдержала испытания в боях у оз Хасан
н на Карельском перешейке а также у
р Халхин Гол (здесь сов А впервые и
успешно применила ракетное оружие клас
са «воздух —воздух») Сов лётчики отважно
сражались в небе Испании и Китая Пе
ред лицом нараставшей воен угрозы был
принят ряд энергичных мер по дальней
шему качеств укреплению ВВС В серийное
произ во запускаются бомбардировщики
Пе 8 и Пе-2 В М Петлякова (см Пе),
бомбардировщик Ил-4 и штурмовик Ил 2,
истребители ЛаГГ 3 С А Лавочкина,
В П Горбунова, М И Гудкова (см
Ла), МиГ 1 и МиГ-3 А И Микояна
и М И Гуревича (см МиГ), Як-1 мдою-
целевой самолет Су 2 П О Сухого (см
Су) В нач период войны, несмотря на
чрезвычайно сложные условия, связанные с
перебазированием мн авиац з-доа в вост
р-ны страны, авиац пром сть наращивала
выпуск боевых машин, и уже в 1942
СССР превзошел Германию по годовому
ироиз-ву самолетов Совершенствовались се
рийные образцы, вводились в строй но
вые — Як-7Б, Як 9, Як-3, Ла 5, Ла-7, Ил-10,
Ту 2 Всего за годы войны соа пром-сть
выпустила св 125 тыс самолётов Сов А
внесла большой вклад в победу над врагом
В ходе войны было произведено св 3 млн
боевых самолете вылетов, в результате к-рых
противник понес большие потери в живой
силе и технике В возд боях и ударами
с воздуха по аэродромам уничтожено
57 тыс вражеских самолётов 2420 авиа
торов были удостоены высокого звания Ге-
роя Сов Союза 65 из них — дважды, а
А И Покрышкин и И Н Кожедуб стали
трижды Героями Сов Союза
Осн самолетами фашистской Германии в
годы 2 й мировой войны были истребители
Мессершмитт Me 109 и Фокке Вульф Ewl90
бомбардировщики Хейнкель Не 111 Юнкере
Ju88 и Ju87 Для бомбардировки англ го
родов применялись самолеты снаряды Фау-1
с ПуВрД и баллистич ракеты Фау 2
Союзники СССР широко использовали бон
барднровщики, в т ч англ Хэндли Пейдж
«Галифакс», Авро «Ланкастер», Де Хэ
вилленд «Москито» и амер Боинг В-17
30 АВИАЦИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
и В 29 Консолидейтед В 24 Истребитель-
ная А включала англ самолеты Хокер
«Харрикейи» Супермарин «Спитфайр»,
амер Кертисс Р 40, Белл Р 39, Локхид Р-38,
Норт Американ Р 51 Рипаблик Р 47 и др
США, Великобритания и Япония использо
вали также и палубную А В эти же годы
начала развиваться реактивная А посколь-
ку возможности существ повышения ско
рости самолета с ПД и возд винтом
(достигшей в годы войны 700—750 км/ч)
практически были исчерпаны Дальнейшее
увеличение скорости сопровождается резким
ростом аэродинамич сопротивления само
лета и падением кпд возд винта вследствие
значит влияния сжимаемости воздуха
Соответственно возрастает потребная мощ-
ность силовой установки однако она не мог-
ла быть обеспечена при приемлемых раз
мерах и массе ИД Качеств скачок могли
обеспечить реактивные двигатели, выгодно
отличающиеся от винтомоторных установок
меньшими габаритами и массой, благоприят
ной зависимостью тяги от скорости полёта
(рис 3) Выдающаяся роль в формирова
нии основ реактивною движения принадле
жнт К Э Циолковскому Теории ВРД бы
ла разработана Стечкиным (1929) В 30 х гг
работы по газотурбинным двигателям (ГТД)
проводили В В Уваров и А М Люлька
в СССР, Ф Уиттл в Великобритании,
X Охайн в Германии в СССР и за рубе
жом велись также разработки ЖРД В 1939—
42 был создан ряд опытных реактивных
самолетов — Хейнкель Не 176 (Германии)
и Би 1 (СССР) с ЖРД, Капрони Кампи-
ни N 1 (Италия) с мотокомпрессорным
ВРД Хейнкель Не 178, Глостер Е 28/39
(Великобритания), Белл Р 59А (США) с
ТРД В последние годы войны (1944—45)
использовалось нек рое кол-во серийных
реактивных самолетов — нем Мессершмитт
Ме163В и Ме262 и англ Глостер «Метеор»
Др важным новшеством в ходе 2 й мировой
войны явилось применение (хотя и в огра
нич масштабах) бортовых радиолокаторов
для обнаружения целей и навигации
А в период 1 946—60 (по данному
и последующему периодам см рис в табл
ХХ1Н—XXXVIII) Этот период характери
чуется быстрыми темпами развития реак-
тивной воен А скоростною возд транспор-
та освоением и расширением практич ис
пользования вертолетов На боевых самоле
тах оси типом двигателя Стал ТРД
применение ЖРД ограничивалось эксперим
самолётами с небольшой продолжительно-
стью полета (на одном из них, Белл X 1,
в 1947 впервые была превышена скорость
звука) ТРД обеспечил достижение скорос-
тей полета 800—900 км/ч на первых се
рийных самолетах с обычным прямым кры
лом, а в сочетании со стреловидными
крыльями и крыльями малого удлинения
(треугольными и Др ), отличающимися мень
шим волновым сопротивлением (рис 4)
позволил освоить околозвук скорости, прео
долеть звуковой барьер и выйти (в рассмат
риваемый период) на рубеж скоростей
в 2 раза и бопее превышающих скорость
звука Широкий круг эксперим и теоретич
исследований позволил отработать компо-
новки скоростных реактивных самолетов,
рациональные в отношении аэродинамики
ЛА, динамики полета и аэроупругости кон-
струкции Потребовалось также значительно
повысить тягу ТРД (в т ч за счет осна
щения их форсажными камерами) разрабо
тать эффективные воздухозаборники и реак-
тивные сопла Важным направлением раз
вития боевых самолётов явилось вооруже
ние их управляемыми ракетами классов
«воздух—воздух» и «воздух— поверхность»
(1-я пол 50 х гг ) Внедрение ГТД в гражд
А открыло перед возд транспортом боль
Рис 3 Скоростные характеристики силовых уста
новок различного типа (Мж- число Маха полета)
Рис 4 Влияние формы крыла в плане (стрело
видностн и удлинения) ка волновое сопротивление
где с^Шоо) и с1в(МД—
аэродинамические коэффициенты волнового сопро
тивлеиия соответственно при текущем и критН
ческом значениях числа Маха
л--------1_______
1	г	м„
Рис 5 Аэродинамические характеристики самоле
тов различных схем I — схема оптимальная дли
Дозвуковых скоростей (крыло малой стреловидности
и большого удлинения) 2 — схема оптимальная
для сверхзвуковых скоростей (крыло большой стре
л о видност и и малого удлинения) 3 — схема с кры
лом изменяемой в полете стреловидности Ащах—
максимальное значение аэродинамического ка
чества Мш число Маха полета
шие перспективы расширения возд перево
зок В 50-х гг в эксплуатацию посту-
пили многоместные комфортабельные пасс
самолеты с высокой крейсерской скоростью
полета — до 600—750 км/ч у турбовинто
вых и до 800—950 км/ч у реактивных
самолетов В кон 50-х гг на реак
тивных пасс самолётах начали применять
ся более экономичные двухконтуриые дви
гатели (ТРДД) В нач 40 х гг в Германии
и США был выпущен небольшими серия
ми ряд вертолетов ио практич применения
в воен период они не нашли В после-
воен годы создается большое число серий
ных вертолетов (трансп поисково спаса
гельные разведыват , противолодочные для
с х-ва и др } Наибольшее распростране
ние получили вертолеты одновинтовой схемы
Первоначально вертолеты оборудовались
ПД а с 50 х гг начинают также исцоль
зоваться тУрбовальные двигатели
СССР в послевоен годы добился значит
успехов в создании новой авиац техники
24 апр ]94б поднялись в воздух реактив
ные истребители МиГ 9 и Як 15 В числе
первых серийных реактивных самолетов были
также истребители Як 23, Ла 15, МиГ 15,
МиГ 17, фронтовые бомбардировщики Ил-28
и Ту 14 В нач 40 х гг в КБ И П Бра
тухина был создан ряд опытных образцов
вертолетов В послевоен годы работы по
вертолетам сосредоточились в специализир
ОКБ М Л Миля (см Ми) и Камова
(см Ка), а также проводились в тече
ние нек рого периода в ОКБ Яковлева
Первым серийным отечеств вертолетом был
Ми 1 В 50 х гг созданы реактивный бом
бардировщик Ту 16 и реактивные бомбарди-
ровщики В М Мясищева М-4 ЗМ (см М)
с большим радиусом действия всепогодный
перехватчик Як 25, сверхзвук самолеты
МиГ-19 (первый сов серийный сверхзвук
самолет) Су 7 МиГ 21 Як 28 реактивный
гидросамолет Бе 10, турбовинтовые трансп
самолёты Ан 8 и Ан 12 О К Антонова
(см Ан) В послевоен развитии гражд
А СССР важную роль сыграли самолеты
Ил 12 и Ил 14 с ПД а в 1956 на линии
Аэрофлота вышел первый реактивный пасс
самолет Ту-104 за к-рым последовали тур
бовиитовые Ил-18 Ту 114, Ан 10 В 50 х
гг наращивается выпуск вертолётов были
созданы Ми 4, Як 24 и Ми 6, отличавшие
ся рекордной в своем классе грузоподъем-
ностью а также легкие многоцелевые вер-
толеты Ка-15 и Ка-18 В разработку оте-
честв ТРД и ТВД первых поколений боль-
шой вклад внесли конструкторские коллек
тивы возглавляемые Люлькой (см АЛ),
Климовым Микулиным, С К Туманским,
В А Добрыниным (см ВД) А Г Ив-
ченко (см АИ), Н Д Кузнецовым (см
НК), Г1 А Соловьевым Важное значение
для решения качественно новых задач авиа
строения имели фу идам исследования сов
ученых в области аэродинамики, устойчн
вости и управляемости ЛА, газодинамики
ВРД, новых конструкц материалов и проч
ности авиац конструкций (работы Келдыша
С А Христиановича А А Дородницына.
В В Струминского Г П Свищева, Г С
Бюшгенса Стечкина, Г И Петрова А И
Макаревского, С Т Кишкина А Ф Белова
ими др}
Из ранних зарубежных реактивных са-
молетов в больших кол вах выпускались
истребители Локхид F 80 Рипаблик F 84,
Норт Американ F 86 и бомбардировщик
Боинг В 47 (США), истребители Глостер
«Метеор» и Де Хэвилленд «Вампир» (Ве-
ликобритания) Первые серийные сверхзвук
самолеты за рубежом — Норт Американ
1 '00 среди истребителей и Конвэр В 58
ергди бомбардировщиков (США), первые
пасс самолеты с ГТД — турбиитовой Вик-
керс «Вайкаунт» и реактивный Де Хэвил-
ленд «Комета» (Великобритания) Начало
массового произ ва вертолётов было поло
жеио выпуском многоцелевого вертолёта
Белл 47 (США)
А в период I 9 60—8 0 В этот пери
од развитие мировой А шло по пути даль-
нейшего повышения летно техи хар к и эф-
фективности ЛА разработки ЛА нового ти
па Были созданы боевые самолеты с кры-
лом изменяемой в полете стреловидности,
обладающие благоприятными аэродина-
мич хар ками в широком диапазоне ско-
ростей полета (рис 5), и самолеты верти-
кального взлета и посадки с широкими воз-
можностями базирования На эксперим и се-
рийных образцах самолетов с ТРД достигну-
ты макс скорости полета 3000 км/ч и более
Проблемы аэродинамич нагревания вызвали
необходимость применения в конструкции
таких самолетов титана и стали Отличит
особеинпстью истребителей становится боль
Шая тяговооруженность (более 1), обес
печиваюшая высокие маневренные хар-ки
Значительно повысились трансп возможно-
сти самолетов за счёт радикального увели-
WWW. vokb-la.spb.ru - Самолёт своими АВИАДИЯ 31
Годы
Рис 6 Максимальная производительность пасса
жирских самолетов (тыс пассажиро кч в I ч)
Годы
Рис 7 Удельный расход топлива на крейсерском
режиме 1 — турбореактивные двигатели 2 — тур
бореактивные двухконтурные двигатели с малой
степенью двухконтурностн 3 — то же с большой
степенью двухконтурности
чения их общих размеров, габаритов гру
зовой кабины и грузоподъёмности (до 250 т)
Аналогичная тенденция получила развитие
и в сфере пасс самолётов, что привело к
созданию широко фюзеляжных самолетов —
аэробусов большой пассажировместимости
(до 550 чел ) и высокой вследствие этого
производительности (рис 6) и было иап
равлено на снижение перегруженности круп
нейших аэропортов (сокращение интенсив
иости взлето посадок), а также на повы
шение рентабельности возд пассажиропере
возок Широкофюзеляжиые самолеты оспа
щаются ТрДД с большой степенью двух-
контурноСти, отличающимися высокой топ
ливной Экономичностью (рис 7) и низким
уровнем шума, последнее стало важным
из за введения соотв ограничений (см
Нормы шума) Возможности применения
трансп и пасс А расширяются после
создания самолетов короткого взлета и по-
садки, способных эксплуатироваться с грун
товых аэродромов небольших размеров
Появление первых сверхзвук пасс самоле
тов — сов Ту 144 и англо фраиД «Кон
корд» — положило начало решению сложных
техн экон проблем, стоящих на пути освое-
ния возд транспортом качественно новых
рубежей Получили широкий размах работы
по беспилотным ЛА разл воен назначе-
ний, в т ч дистанционно-пилотируемым ле
тательным аппаратам Граница скорост
ного диапазона вертолетов продвинулась за
300 км/ч, грузоподъемность серийных машин
достигла 20 т Большое значение приобре
ли боевые вертолеты Опыт накопленный
при создании авиац техники, был исполь
зован при создании космич аппаратов
Новым направлением в развитии ЛА стало
создание систем, в к рых объединяются воз
можности авиац и космнч средств К ним
относятся возд космич и орбитальные аппа
раты многократного использования (см
«Буран», «Спейс шаттл») ЛА оснащались
радиоэлектронным оборудованием, в к ром
нашли использование новые физ принципы
(телевизионная, инфракрасная лазерная тех
ника и т д) прогрессивная элементная
база (интегральные микросхемы), цифровые
методы обработки информации на основе
бортовых ЭВМ Получила дальнейшее разви
тие автоматизация управления ЛА (системы
автоматизации посадки в сложных погод
ных условиях, активные системы управления
и др ) Расширяется применение компози-
ционных материалов, позволяющих значи
тельно снизить массу конструкции ЛА и
увеличить полезный груз или запас топлива
В 60 х гг на возд трассы СССР выш-
ли пасс самолеты Ан 24, Ту 124, Ил 62,
Ту 134, Як-40 Ан-22 «Антей», рассчитанный
на перевозку 60 т грузов, явился родо
начальником трансп самолетов большой
грузоподъемности В 1961 на возд параде в
Тушине наряду с др авиац техникой были
показаны корабельный вертолет Ка 25, ско
ростиой винтокрыл Ка 22 и вертолет Ми 10,
предназначенный для транспортировки круп
негабаритных грузов на гидравлич захватах
Были также созданы многоцелевые верто
леты Ми 2, Ми 8, Ка 26 и вертолет край
Ми 10К, способный выполнять уникальные
монтажные работы В классе винтокрылых
машин не имел себе равных по грузо
подъёмности (св 40 т) эксперим вертолет
В 12 (Ми 12) В 1967 на возд параде в
Домодедове были продемонстрированы
СВВП Як-36 н самолеты с изменяемой
стреловидностью крыла — эксперим само
лет С 22И ОКБ Сухого и опытный образец
МиГ 23 В 70—80 х гг парк гражд А
пополнили более совершенные пасс само
лёты Ту 154 Ил 62М, Як-42 Ту 154М, аэро
бус Ил 86, а также грузовые Ан 26 и Ил 76Т
Перевозки нар хоз грузов возд транспортом
приобрети большое значение для Сибири
Севера и Дальнего Востока В обеспечении
таких перевозок видное место отводится
новым ЛА — вертолёту Ми 26 грузоподъем
ностью 20 т СКВП Ан 72 и Ан 74, к-рые
могут эксплуатироваться с иеподготовл
площадок небольших размеров, трансп само
летам Аи-124 «Руслан» и Ан 225 «Мрия»
грузоподъёмностью 150 и 250 т К кон
80 х гг были созданы магистральные пасс
самолёты нового поколения (Ил 96 300
Ту 204), к рые, благодаря дальнейшему про
грессу в области экономичности двигателей
(см рис 7) и аэродинамики (рис 8),
имеют значительно улучшенные показатели
топливной эффективности (рис 9) Во 2 й
пол ВО х гг на разл показах и выставках
демонстрировалась новая воен техника
Рис. 8 Максимальные значении аэродинамического
качества Ктах пассажирских самолетов
высокоманевреиные истребители МиГ-2д,
Су 27, СВВП Як 38, штурмовик Су-25,
стратегии бомбардировщик Ту 160, вертоле
ты Ка 27, Ми-28 и др ЛА Творческие
традиции отечеств школы авиастроения ус
пешно продолжили р А Беляков А А Ту-
полев, Г В Новожилов, П В Балабуев,
Рис 9 Топливная эффективность пассажирских
самолетов (?т— расход топлива в г на I пасса
жиро км)
М Н Тищенко, С В Михеев С П Изотов,
В А Лотарев и др конструкторы
За рубежом в числе ЛА новых типов
были истребитель бомбардировщик Джене
рал дайнемнкс Fill с изменяемой стрело
видиостью крыла, СВВП Хокер Сидли «Хар-
рИер* тяжелый воен трансп самолет Лок
хид С 5А, широкофюзеляжный пасс са
молёт Боинг 747 боевой вертолет Белл АН 1
В числе последних серийных зарубежных
ЛА пассажирские самолеты Боинг 757, Бо
инг 767 Макдоннелл Дуглас MD 11, Эрбас
индастри A300-600, A3I0 и А320, модер-
низир варианты истребителей Грумман
F 14, Макдоннелл Дуглас F 15 и Дженерал
дайнемикс F 16, истребители Дассо Бреге
«Мираж» 2000, Панавиа «Торнадо», Мак
дониелл Дуглас F 18 ударный малозаметный
самолет Локхид F 117А, стратегии бомбар
дировшик Рокуэлл В 1В самолет радно-
локац обнаружения и наведения Боинг
Е 3, вертолеты Сикорский UH 60 и СН-53Е,
Хьюз АН 64 н мн др самолёты и вертолеты
,	В П Шенкин
АВИАЦИЯ ВМФ — см в ст Морская авиа-
ция i	,
«АВИАЦИЯ И КОСМОНАВТИКА» - еже
месячный журил ВВС Издается с 1918
До 1962 выходит под названием «Вестник
воздушного фюта» Журнал освещает жизнь
и учебу воен авиаторов и космонавтов,
Достижения и перспективы развития авиац
и космич техники, публикует статьи о героич
прошлом авиации, проблемах безопасности
полетов, передовом опыте освоения и бое
вого применения авиац техники, знакомит
читателей с состоянием авиац дела и космо
навтики за рубежом Награжден орденом
Красной Звезды (197В)
АВИАЦИЯ ПВО — один нз основных и наи
более маневренный род войск ПВО Состоит
из истребит авиации (ИА), специальной и
трансп авиации Назначение ИА — уничто
жение средств возд нападения (самолетов,
крылатых ракет нт д ) противника гл
обр на дальних подступах к обороняемым
объектам Боевые задачи ИА решает во взаи-
модействии с др силами и средствами
ПВО, а также с истребит авиацией ВВС
Части ИА входят в состав соединений ПВО
Спец и трансп авиация предназначена для
обеспечения боевых действий ИА, зенитных
ракетных и радиотехн войск ПВО Состоит
из отд авиац подразделений, оснащённых
трансп самолетами, самолётами спец назна-
чения, вертолетами
Возникновение и развитие А ПВО связано
с общим развитием авиации и форм её
боевого применения В годы 1 й мировой
войны значит часть ИА привлекалась для
прикрытия крупных пром и адм полит цент-
ров Выполнение ИА Этих спенифич задач
32 АВИАЦИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
и предопределило зарождение А ПВО В
1916 в рус армии был сформирован отд
авиац дивизион в составе 3 истребит авиац
отрядов (по 6 самолетов) для обороны
Петрограда В Великобритании было создано
неск спец эскадрилий, организационно Све-
денных в «Крыло воздушной обороны стра-
ны» Во всех наиболее развитых странах
Зап Европы разрабатывались способы и
тактич приемы прикрытия объектов, ведения
возд боёв с целью предупреждения ударов
с воздуха сделаны первые шаги по орг-ции
взаимодействия ИА с др средствами ПВО
В соответствии с декретом о создании
регулярной Красной Армии в нач 1918
стали формироваться первые авиац отряды
в Петрограде В короткий срок было создано
авиац прикрытие из 19 истребителей
Были сформированы истребит авиац отря-
ды для обороны Москвы, Кронштадта и
Тулы В 1925 принято спец постановление
об укреплении ПВО объектов гос значе
ния и крупных городов В 1925—30 на
вооружение поступили первые отечеств
самолеты истребители Т/-2, И-3, И-4, И-5,
вооруж 7,62 мм пулеметами, имевшие ско
рость 220—280 км/ч потолок до 7500 м
В 1933—39 ИА ПВО имела самолёты И 15
И 15бис, И-153 и И 16 со скоростью полета
370—490 км/ч, потолком до 10700 м, с 12,7-мм
пулеметами, 20-мм пушками и реактивными
Снарядами PC 82 с 1940 стали поступать
истребители 1 и МиГ 3 со скоростями
полёта 580 и 615 км/ч соответственно
Совершенствовались организац структура
А ПВО способы боевого применения и
взаимодействия с др средствами ПВО
Тыловые объекты предусматривалось оборо
нить специально выделенными частями
ИА ПВО во взаимодействии с зенитной
артиллерией зенитными прожекторами и с
использованием аэростатов заграждения
До Вел Отечеств войны и в начале
войны все соединения и части ИА входили
в состав ВВС, при этом нек рые из них вы-
делялись для выполнения задач ПВО объек
тов страны Гак, для прикрытия крупных
городов в 1935 из ВВС было выделено 29
эскадрилий (более 900 истребителей) К на-
чалу войны имелось 40 истребит авиаполков
ПВО, насчитывавших ок 1500 самолетов
ПВО Москвы обеспечивали 1 I истребит
авиаполков (602 истребителя), Ленинграда —
9, Баку — 9 Киева — 4, Риги, Минска, Одес
сы, Кривого Рога, Тбилиси — по 1, Дальне
го Востока—2 Все 40 авиаполков в янв 1942
из ВВС были переданы в состав войск
ПВО, что означало создание нового рода
войск — А ПВО
В ходе 2-й мировой войны на терр
воюющих гос в значит силы ИА привле-
кались для обороны важных р нов и объек-
тов В Великобритании в интересах ПВО
было создано авиац командование в составе
15 эскадрилий ПВО Берлина возлагалась
на авиадивизию (400—600 истребителей)
В годы Вел Отечеств войны А ПВО
СССР организационно состояла из возд
истребит армий корпусов дивизий, полков
Осн принципы боевого применения ИА
ПВО массирование сил на гл направлении,
централизация управления, четкое взаимо
действие с зенитной артиллерией Получила
дальнейшее развитие тактика А ПВО Раз
работана и успешно освоена тактика ведения
групповых возд боев составом авиаэскад
рильи, авиаполка и неск полков в простых
метеорол условиях Успешно применялись
действия авиаподразделений и частей из
засад Начали использоваться для на веде
ния истребителей в сложных метеорол ус
ловиях РЛС Применение РЛС расширило
возможности получения более точных данных,
о возд обстановке и обнаружения авиа-
ции противника на дольних подступах к
обороняемым объектам Шире стал приме
няться манёвр силами ИА ПВО, что дало воз-
можность прикрывать от ударов с воздуха
целые р ны и обширные зоны Наряду с
выполнением осн задач ИА ПВО дейст-
вовала и в интересах сухопутных войск
Только ИА ПВО Москвы с се нт 1941
по март 1942 выполнила св 26 000 само
лето вылетов для нанесения штурмовых уда-
ров по нем -фашистским войскам и при-
крытия войск Зап фронта Осн боевой еди
ничей была пара истребителей, а осн спо
собой боевых действий — вылет из поло-
жения дежурства на аэродроме Вместе
с развитием тактики совершенствовались
боевые порядки Получило дальнейшее разви-
тие планирование возд боя В соответствии
с замыслом боя определялись группы так
тич назначения ударная прикрытия, от
влекающая и др Лётчики истребители ИА
ПВО были в числе первых к-рые в Вел
Отечеств войну применили таран как спо
соб уничтожения самолётов противника,—
А С Данилов, С И Здоровцев, П С
Рябцев, П Т Харитонов (днем), В В Та-
лалихин (ночью), А Н Катрич (высотный
таран) Один из авиаполков (586 й истре
бит ) был женским Этот полк прошел
боевой путь от берегов Волги до столицы
Австрии — Вены Летчицы полка соверши-
ли 4419 боевых вылетов, провели 125 возд
боев и сбили 38 самолетов противника
Всего же за период войны летчики ИА
ПВО сбили ок 4000 самолетов противника,
уничтожили на аэродромах 238 самолетов,
92 летчикам было присвоено звание Героя
Сон Союза, А Т Карпову — дважды За
годы войны самолётный парк ИА ПВО
обновился полностью Истребители Ла-5,
Як-3,\ Як-9, Ла 7, состоявшие на воору
женин к концу войны, имели скорость по
лета 600—720 км/ч и мощное пушечное
вооружение На 1 мая [945 в А ПВО
насчитывалось 97 полков
Для послевоен развития А ПВО харак
терно оснащение её реактивными самолё
тами, дальнейшее совершенствование си-
стемы управления, а также развитие спец
и трансп авиации В кон 40-х гг А ПВО
вооружается реактивными истребителями
МиГ 9, Як-15, в 50-е гг —МиГ 15, -17,
19, Як-25 с бортовыми радиолокац прибо-
рами и управляемыми ракетами класса
«воздух—воздух» В 60-е гг в состав А ПВО
поступают сверхзвук истребители Су-9, -И,
-15, Як-28П, в последующие годы — новые
поколения самолетов МиГ 25, -31, Су 27
с высокими лётно тактич хар ками Имея
скорости полёта самолетов до 3000 км/ч
практич потолок более 20 000 м, высоко-
эффективные системы вооружения, А ПВО
способна поражать малозаметные и мало
размерные цели в любых метеорол усло-
виях Тактика А ПВО строится на основе
всестороннего учета опыта Вел Отечеств
войны и послевоен практики, достижений
и перспектив развития воен науки и тех
ники Шире Стало взаимодействие А ПВО
с др родами войск ПВО, средствами
ПВО др видов Вооруж Сил Командую-
щими А ПВО были И Д Климов
(1942—47) С А Пестов {1947—46},
Е Я Савицкий (1948—53, 1954—66),
М Г Мачин (1953—54), А Л Кадомцев
(1966—69), А Е Боровых (1969—77}
Н И Москвителев (1977—87), В И Анд
реев (с 1987)
А ПВО в вооруж силах стран НАТО и
США представ 1ена огд авиац эскад
рильями истребителей ПВО В зависимости
От обстановки могут привлекаться значит
силы тактич авиации На вооружении
А ПВО состоят истребители Макдоннелл
Дуглас F 15 «Игл», Дженерал дайнемикс
F 16 (США), Панавиа «Торнадо* F2 (Вели-
кобритания), «Мираж» F 1С, «Мираж» 2000
(Франция) и др Управление истребителя
ми ПВО предусмотрено в единой автома-
тизир системе управления средствами ПВО
«Нейдж* В целях повышения возможностей
управления истребителями ПВО исполь-
зуются также самолеты дальнего радиоло-
кац обнаружения и управления, входящие
в систему «АВАКС—НАТО» (амер самолет
Боинг Е ЗА)	Н Н Москвителев
«АВИАЭКСПОРТ» — внешнеэкономическое
государственное объединение До 1959
экспортом авиац техники занимался Гос
комитет СССР по внешнеэкон связям За-
тем эта ф-ция была возложена на Мин-во
внеш торговли СССР, где во всес объеди
нении «Автоэкспорт» была создана контора
по экспорту авиац техники В 1961 об
разована всес контора по экспорту и им-
порту авиац техники — «А », в 1963 она
преобразована во всес объединение, а в
1978 — во всес хозрасчётное внешнеторго
вое объединение с 1991 — внешнеэкономи
ческое государственное объединение «А »
«А » кроме экспорта и импорта авиац
техники осуществляет и др операции внешне-
торгового характера, включая обучение
иностр лётного и техн персонала для
эксплуатации экспортируемой авиац техни-
ки разрабатывает и проводит мероприятия
по орг Ции техн обслуживания и ремонта
авиац техники, изучает и использует
конъюнктуру соответствующих товарных
рынков, разрабатывает и проводит реклам-
ные мероприятия с целью расширения экс-
порта товаров закреплённой номенклатуры,
разрабатывает мероприятия, направленные
на повышение требований к качеству и техн
уровню экспортируемых и импортируемых
товаров
Непосредственно экспорт но-импортны мн
операциями занимаются специализир фирмы
тяжёлых самолетов, средних и лёгких само-
лётов вертолетов, аэродромного оборудова-
ния и машин, авнаприборно-радиолокац бор-
тового и наземного оборудования, авиац -
техн сервиса, авиац ремонта, оборудова-
ния и лицензий «А» имеет своих уполно-
моченных представителей за рубежом, к рые
одновременно являются и руководителями
групп авиац специалистов за границей
«А » участвует в работе ряда междунар орг-
ций, в т ч Междунар орг-ции гражд авиа-
ции (ИКАО)	Э Е Хорошилов
АВИЕТКА (франц aviette)—устар назв
маломощного одноместного самолёта (мощн
двигателя до 25 кВт), обычно любительской
постройки или созданного в обществ КБ
Как правило, это простой, недорогой самолёт
с мотоциклетным двигателем В СССР стр-во
А получило развитие в 1920-е Гг благода-
ря массовому увлечению молодежи авиа
цией В 1924—25 Об во друзей возд фло-
та (ОДВФ) проводило конкурс проектов
маломощных самолетов и двигателей, в 1934
проходил конкурс Авиавнито в 1935—
1 й всесоюзный конкурс легких самолётов
В последующие годы к А Стали относить
одно- и двухместные самолеты и самолёты
с двигателем мощи до 75 кВт
Первая в России А «Касьяненко № 4»
была построена в 1913, мощность двига
теля «Анзани» 1I кВт К первым сов А
относятся ВОП I (конструктор В О Писа
ренко) и АНТ 1 (конструктор А Н Тупо-
лев), построенные в 1923 А типа «летаю
щее крыло* были созданы Б И Чера-
новским («Парабола» БИЧ 3, 1926, БИЧ 2Q,
1937} А НВ 5 В В Никитина, полу-
чившая первую премию конкурса Авйавнито
в 1934, строилась в неск вариантах Над
созданием А работали также В К Грабов-
ский, В П Невдачин, А Н Рафаэлянц,
А С Яковлев и др А "Буревестник»
3 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
С 4 Невдачина построенная в кружке
ОДВФ совершила рекордный перелет Моск
ва —Одесса и установила рекорд высоты
(5500 м) в 1927 Этот самолет экспони
ровался на междунар авиац выставке в Бер
лине в 1928 А АИР 1 созданная в ВВИА
Яковлевым, установила 2 мировых рекорда
(дальности полета — 1420 км и продолжи
тельности — 15 ч 30 мин) во время перелета
Москва — Симферополь в 1927 Ю В Макаров
«АВКО ЛАЙКОМИНГ» (Avco Lycoming
Textron)—двигателестроит фирма США
Ведет начало от фирмы «Лайкоминг» —
одного из крупнейших производителей авто
мобитьных двигателей в США, начавшего
выпуск авиадвигателей в кон 20 х гг
До 1964 ф\нкннонирова ia в виде группы
отдетений фирмы «Авко» (Avco Corpora
tion), затем вошла в состав концерна
«Текстрон» (Textron Inc ) Выпускает ГТД
для вертолетов, легких пасс самолётов на
земного и мор транспорта и промышлен
ности, является крупнейшим зарубежным
поставщиком ПД мощи до — 300 кВт для
авиации общего назначения Осн программы
кон 80 х 11 произ во ТРДД ALF502 (F102)
вертолётных ГТД LTCl (Т53) 1ТС4 (Т55),
LiSlOl, ТВД LTP10I и ряда авиац ПД,
разработка роторно поршневых двигателей,
проектирование (совм с «Пратт энд Уитни»)
ГТД для перспективного армейского легко
го вертолета LH Осн данные нек рых дви-
гателей фирмы приведены в табл
Габл — Д ви г а те ч н фирмы «Авко Лайкоминг:
Основные данные	Т53 L 703 (ГТД)
Тяга, кН	—
Мощность кВт	1100
Масса, кг	247
Диаметр, м	0 584
Удельный оасход	
топлива на взлётном режиме	
г/(кВТ'Ч)	364
кг/(Н ч)	—
Расход воздуха, кг/с	5
Степень повышения давления	8
Степень двухионтурности	—
Температура газа перед турби	
ной К	—
Применение (летательные аппа	Вертолеты
раты)	Бе 11 АН IQ
	АН 1S
	«Кобра»
Т55 L 7|2 (ГТД,	ALk 502L 2 (ТРДД)	LTP101 700А 1 (ТВД)
		33 4		
2800	—	560
341	590	152
0,6)6	1 06	0,533
322			335
.—.	0 043	—
.—.	116	2,27
8	13.6	8,5
—	5	—
—	1423	|3|3
Вертолёт	Атминисгра	Административный
Боинг вертол	тивный само	самолёт Цессна 421
CH 47D	-|Ст Канадэр	
«Чннук»	CL 600	
	«Челленджер»	
«АВРО» (А V Roe and Со , Lid) — само-
лётостроит фирма Великобритании Осн в
1910 англ пионером авиации А В Ро
С 1935 дочерняя компания концерна «Хокер
Сидли», в 1963 в святи с реорганизацией
концерна прекратила существование Выпу-
скала боевые и уч тренировочные самолеты,
из к рых наиболее известны Авро 504
(первый полёт в 1913 за годы 1 й мировой
Табл —Бомбардировщики фирмы «Авро*
Основные данные	«Ланкастер» 1	«Шеклтон» М R Мк 3	«Вулкан» В2
Первый цо !ет год	1942	1954	1958
Число и гип двигателей Мощность двигателя, кВт	4 ПД 955	4 ПД 1830	4 ТРД
Тяга двигателя кН	—	—	89
Длина самолета, м	21,01	28,2	30 45
Высота самолета м	6,1	7,11	8 4
Размах крыла м	31 09	36,57	33 83
Площадь крыла м2 Взлетная масса т	120,8	132	350
нормальная	27,21	—	81,65
максимальная	30,84	45 36	86
Масса пустого самолёта т	160|	—	—
Боевая нагрузка т	6 35	11 з	4 5
Максимальная дальность полета, км	4040	-6000	9000
Максимальная скорость полета км/ч	450	500	1005
Потолок м	7000	6000	18000
Экипаж чел	6	10	5
Вооружение	|0 пулеметов (7 62 мм), бомбы	4 пушки (20 мм) бомбы глубинные бомбы торпеды мины	1 УР, бомбы (в т ч ядерные)
войны построено более 8 тыс производился
ок 20 лет см рис в табл VI) и «Ансон»
(1935, построено 7195) Во время 2-й миро
вой войны вела массовое произ во бомбарди
ровщиков с четырьмя ПД «Ланкастер» (1941,
построено 7366. см рис в табл Х[Х) и
«Линкольн» (1944) на основе к-рых были
созданы трансп самолеты «Йорк» (1942),
«Тюдор» и «Ланкастриан» (оба в 1944),
патрульный бомбардировщик «Шеклтон»
(1949, см рис ) В 1952 совершил первый
полет реактивный стратегия бомбардиров
щик «Вулкан» (рис в табл ХХХ|) Произ во
пасс самолета Авро 748 с двумя ТВД
(1960) было продолжено концерном «Хокер
Сидли» и позже фирмой «Бритиш, аэро
спейс» Осн данные нек рых самолётов фир
мы приведены в табл В В Беляев М А Левин
АВТОЖИР (фр ани autogyre, от греч
autos — сам и gyros — круг вращение) —
ЛА тяжелее воздуха, у к рого подъемная
сила создаётся несущим винтом — ротором,
вращающимся свободно (без привода от
двигателя) под действием набегающего по
тока воздуха Постулат движение А полу-
чает от обычно!о тянущего или толкающего
воздушного винта Осн достоинства А
небольшая миним (эволютивная) скорость
и меньшие (по сравнению с самолетами)
взлётно посадочные дистанции А является
промежуточным типом ЛА между самолетом
и вертолетом Изобретен X Сиервои
в 1919, его первым летавшим А был С 4
(1923, см рис в табл XIV), а в 1928 ему
удалось создать удачную конструкцию аппа-
рата, на к ром был совершен перелет из
Лондона в Париж
В СССР первый A КАСКР 1 (рис
в табл XI) построен в 1929 Н И Камовым
и Н К Скржинским После этого иа про
тяжении десяти лет было создано ок 15
типов и модификаций, строившихся в ЦАГИ
по проектам Камова Скржинского, А М
Черемухина и В А Кузнецова (см Ст А)
Последним А , разработанным в СССР,
стал двухместный АК, взлетающий без раз
бега спроектированный в 1940 Камовым
при участии М Л Миля За рубежом
создаются опытные экземпляры сверхлегких
одноместных (см рис ) и двухместных А
Разработаны три принципиальные схемы А
Первая схема — крылатый А с неуправляе
мым несущим винтом и с органами уп-
равления, как на самолете Эффективность
органов управления зависит от постулат
скорости аппарата К этому типу ЛА отно-
сятся первые А (Сиерва С-8, С-19, сов
КАСКР 1, ЦАГ И А-4, А-7)
Вторая схема — бескрылый А с управляв
мым несущим винтом, с горизонтальным и
вертик оперениями Управление аппара-
том осуществляется наклоном оси несущего
винта, связанной с ручкой управления аппа-
ратом посредством рычажной передачи (Си-
ерва С-30, Келлетт K-lB, ЦАГИ А 12, А-14)
Третья схема — А с непосредств («прыж
ковым») взлётом без разбега Непосредств
взлет в этих аппаратах осуществляется
путем использования кинетич энергии рас
кручиваемого перед взлетом до макс обо-
ротов ротора от двигателя Перед раскрут
кой ротора с целью уменьшения потребляв
мои мощности его лопасти ставятся под
углом, соответствующим нулевой подъемной
силе, а при достижении макс оборотов
угол установки лопастей особым механизмом
34 АВКО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
автоматически переводится на полетный
(до 5—7°), и А получив избыточную
тягу «подпрыгивает» вертикально вверх ва
веек метров Под действием возд винта ап
парат получает постулат перемещение а за
тем переходит на обычный для А набор
высоты Первым в 1936 такой ЛА (С ЗОР)
построил Сиерва
Мвогочисл теоретич работы эксперим
исследования конструктивные решения несу
щей системы и лопастей опыт летных йены
таний и доводок А в значит Степени нашли
применение при создании вертолетов
Лит Камов Н И Винтовые летате сьные
аппараты (автожиры и геликоптеры) М 1948
Изаксон А М Советское вертолетостроение
2 изд М 1981	В А Касьяников
АВТОМАТ ПЕРЕКОСА — механизм в систе
ме управления несущим винтом вертолёта
для изменения угиов установки лопастей
А п является средством (ити одним из
средств) регулирования тяги винта и изме
нения ее направления т е обеспечивает
управляемость вертолета относительно про
дольной и поперечной осей Управление А и
осуществляется ручкой управления и рыча
гом общего шага из кабины пилота либо
от системы автоматич управления
Различают А п кольцевого типа рычаж
ные кривошипные типа «паук» Наиболее
распространены А п кольцевого типа (рис
1), схема к рых была впервые предложена
Рис I Автомат перекосу кольцевого типа 1 —
вращающееся кольцо 2 -1- невращаюшееся кольцо
3 шлиц шарнир 4 — рычаг поворота лопасти
5 —тяга рычага поворота лопасти 6 - подшипни
новый узел 7 — качалка управления циклическим
шагом 8 — направляющая 9 — рычаг изменения
общего шага
Б Н Юрьевым в 1911 В А п этой схемы под
втулкой несущего винта {соосно с валом)
устанавливаются два кольца (вращающееся
и неврашающееся) к рые могут переме
щаться вдоль вала и ваклониться относи
тельно его оси Вращающееся кольцо
связано с невращающимся через подшипник
т о Что оба кольца могут наклоняться
и перемещаться в осевом направлении толь
ко совместно Вращающееся кольцо связано
с втулкой несущего винта (обычно посред
ством шлиц шарнира) и вращается с часто
той несущего винта Кольца в сборе шарнир
но установлены на направляющей (стакане)
параллельной оси вала несущего винта К
невращаюшемуся котьцу подсоединены эле
менты цепи управления циклическим шагом
н общим шагом несущего винта (качалки
и рычаги либо непосредственно бустеры при
т н трехбустерной схеме привода А и )
а к вращающемуся — тяги рычагов поворота
лопастей При перемещении колец по нап
равляющеи без изменения их углового
положения происходит одноврем изменение
Рис 2 Автомат перекоса типа «паук» 1 —тяга
управления общим тагом 2 — стакан 3 — шарнир
ный узел рычага 4 — крестовина 5 — рычаг пово
рота лопасти 6 рычаг управления циклическим
шагом
углов уставовки лопастей на одну и ту же
величину (управление общим шаюм) При
наклоне колец А п углы установки перио
дически (в течение одного оборота) меняют
ся Внеш расположение А п кольцевого
типа выюдно с конструктивной и технол
точек зрения а также облегчает техн
обслуживание (упрощены осмотр смазка)
У А п типа «паук» (рис 2) внутри нала
несущего винта шарнирно установлен рычаг
на верх конце к рого закреплена крестови
на связанная с рычагами поворота лопастей
Шарнир рычага установлен в стакане к рый
может перемещаться вдоль оси вала несу
щего винта К ниж части рычага подсое
динена цепь управления циклич шагом а к
стакану — цепь управления общим шагом
Поворот рычага вызывает наклон крестови
ны и периодич изменение углов установки
лопастей Перемещение стакана вместе с ры
чагом вдоль вала несущего винта вызывает
вертик перемещение крестовины и измене
ние углов установки всех лопастей на одну
и ту же величину К достоинствам схемы
А и типа «паук» относится пек рое сни
жение «вредного» сопротивления (благодаря
размещению части элементов внутри вала
несущего винта) к недостаткам — Жесткие
габаритные О|ра(|И1ения ц проблемы с уста
новкой надвтулочпых устройств соединит
элементы к рых проходят внутри вала несу
щего винта	ЛА Самойлов
АВТОМАТИЗАЦИЯ КОНСТРУИРОВАНИЯ
летательного аппарата процесс
конструирования агрегатон узлов ЛА а так
же элементов его систем с использованием
вычислит техники Существуют два метода
решения задачи А к ЛА метод типовых
конструктивных решений и метод типовых
процедур (операций) Метод типовых
конструктивных решений использует
опыт авиац отрасли по созданию рациональ
пых элементов соединений и узлов апро
бированных эксперим исследованиями и опы
том эксплуатации Для каждого из типо
вых решений разрабатывается матем модель
конструкции отражающая геом (кинема
тич ) свойства расчетную прочностную и
технол схемы формируются аЛ|Оритм поис
ка оптим параметров форма необходимого
комплекта техн документации Использова
ние Этого метода для конструирования нетра
дин объектов затруднено Метод типо
вых процедур не предполагает наличия
матем модели объекта При решении за
дачи используются типовые операции по
геом построению и кинематич прочност
ному и др анализам объекта Расчетная
модель формируется конструктором непос
редственно в процессе работы с системой
автоматизир конструирования в режиме
диалога Метод типовых процедур требует
более высокой подготовки конструктора
(пользователя)
Система автоматизир конструирования
как одна из подсистем системы автоматами
рованного проектирования (САПР) авиац
техники обеспечивает выбор рационального
схемного решения проведение необходимых
расчетов и поиск оптим параметров Опре
деление директивной технологии изготовле
Ния конструкции и выбор типового обо
рудованин выпуск рабочей конструкторской
документации подготовку необходимой ин
формации для технол оборудования с чис
ловим программным управкнием Подси
стема состоит из трех составляющих модуля
конструирования информац справочного
модуля графим модуля Моду |ь кон
струирова ния может испопьзовать один
из названных выше методов А к ЛА или
их сочетание Программная реализация
модуля и удобство работы с ним в значит
степени опрсдезяются языком описания
конструкции Информационно с при
вочныи модуль отвечая на «прямые»
запросы конструктора и программы модуля
конструирования обесценивает поиск ин
формации необходимой Дзя формирования
конструкции Базой Данных информэц спра
ночного модуля служат типовые конструк
тинные решения деталей и узлов норма
тивные и справочные документы Гра
фический модуль строится по иерархич
принципу и включает программы ниж
уровня связанные с конкретными графнч
периферийными устройствами ЭВМ базовые
программы реализующие операции графики
машинной сервисные программы обеспечи
вающие выполнение чертежа в соответствии
с требованиями ЕСКД прикладные графич
программы формирующие чертеж конструк
ции по данным потученным от модуля кон
струирования Для реализации А к необ
ходи мы соответствующие техн средства
и матем обеспечение ЭВМ Техн средства
ми А к ЛА в САПР служит набор авто
мотивированных рабочих мест А к изме
няет содержание и характер работы кон
структора избавляя его от рутинных гра
фич построений элементарных расчетных
операции и непроизводит затрат времени ца
поиск информации Применение А к в про
цессе создания новой техники позволяет
уменьшить трудоемкость выпуска конструк
торскои документации существенно снизить
стоимость опытного экземпляра путем рез
кого уменьшения количества ошибок в до
кумензации а при взаимодействии с авто
матизированнои системой технологической
подготовки производства сократить сроки
разработки бзаюдаря своеврем начазу тех
hoi подзставки произ ва
Л М Шкодов В В Лазарев
АВТОМАТИЗАЦИЯ ПОСАДКИ - переда
ча части ф цнй летчика на разл Этапах
посадки системе авюматт управления
(САУ) самолетом а также последоват
полная автоматизация выполнения этих эта
пов (в данной Статье в понятие «посадка»
нкзючены заход на посадку и собственно
посадка) Потребность в А п возникла из
за необходимости расширения эксплуатац
метеоминимумов самолетов при однонрем
повышении безопасности выполнения посад
ки т к при посадке происходит почти
50% всех авиац происшествий (в т ч ка
тастроф) причем значит их часть является
следствием ошибок пилотирования
Первые опыты по А п начали прово
диться в Великобритании с 1923 Первая
автоматич посадка (до касания ВПП) с
применением радиотехн средств бы и выпот
йена в 1948 С кон 50 х гг в разл стра
нах начался процесс интенсивною исследо
вания и внедрения н эксплуатацию автома
3*
www.vokb-la.spb.ru - Самол

35
Минимальный состав технических средств автоматизации но
садки и их использование на различных этапах посадки в соответ
стеки с категориями ИКАО: СВС — система воздушных сигналов
КРМ — курсовой радиомаяк ГРМ — глиссадный радиомаяк
РВ радиовысотомер мачых высот
Категория I
Категория tl
ГРМ
Начало выравнивания
400-600 м
БОм
Касание ВПП .ЛРМ

Этапы
Категория
Заход на посадку
Горизонтальный полет Снижение по глиссаде
I |[
Автоматическое 11 - ч|
управление по сигналам II
СВС и КРМ
КРМ и ГРМ
тнзир систем посадки (АСП) Несколько
позже для пасс авиации ИКАО установи
ла три категории погодных минимумов
регламентирующих степень А п (состав
техн средств, см рис ), требования к назем
иым (курсовой и глиссадный радиомаяки
светотехн системы аэродрома и т д ) и бор
товым (курсовой и глиссадный приемники
радиовысотомер малых высот система возд
сигналов и т д ) системам обеспечения цо
садки, а также требования к квалификации
экипажа и системам отображения информа
НИИ.
Вначале категории ИКАО были основаны
только на понятиях высоты принятия ре
шения (ВНР) или высоты ниж
облаков и дальности
(ДВ) В дальнейшем
границы
видимости на ВПП
требования станови
Посадка
Приземление
Пробег
Ручное управление по
визуальным ориентирам
РВ и КРМ
КРМ
вне
лись жестче и доцолнячись напр были
дены ограничения на скорость ветра вдоль
и поперёк ВПП (см Минимум погодный)
При работах по А п параллельно разви
вались две концепции лётчик — активное
звено АСП, он принимает решения и уча
ствует в управлении лётчик — пассивное
звено он только контролирует исправность
САУ В САУ, разработанных с применением
первого подхода, лётчик выполнял ряд ф Ний
по управлению самолетом напр париро
ваиие бокового сноса При втором подходе
разрабатывались АСП, полностью автомати
зирующие выполнение как отд этапов так
и всей посадки Такая автоматич система
посадки реализована на «.Буране» Послсдо
ват применение этих концепций привело к
разработке и внедрению АСП, соответст
БАНК ВОЗМОЖНЫХ РЕШЕНИИ
ВАРЬИРУЕМЫЕ
ПАРАМЕТРЫ
G0,S,P,X,X, с.м „
ВХОД
А/пасс> £ X,—
ГЕОМЕТРИЯ
Gq , Мр
ШАССИ
ВЫХОД
ВЫХОД
крыла
фюзеляжа
/ ф > Др, X
<сб.6,И,-
ВЗЛЁТНО-
1^влп .
гпрврв
*сб
^прод
Кир К
ПОСАДОЧНЫЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
вход
G0,S,P,„.
ол	
.о о	ол
пгл ст ®т^ПИ,...
М,Н,Р,
СИЛОВАЯ
УСТАНОВКА
Р>Се ,Рмг
S.A	,Х,с, „
АЭР Су	ОДИНАМИКА
mz	сх без ГО
	
ГО	
Сутак	
вующих категории II] ИКАО в к рых за
лётчиком остаётся право принятия решения
об уходе на второй круг и переходе на
ручное управление самолётом (см Совме
щённое управление)
Лит Бетогородскии С ЛАвтоматизация
управления посадкой самозета М., 1972
И Н Титове кий
АВТОМАТИЗАЦИЯ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
летательного аппарата — процесс
проектирования ЛА с использованием вы
Рис 1 Структура программы формирования об
лика самолета 60 — взлётная масса S — площадь
крыла Р тяга двигателей: х— стреловидность
крыла X— удлинение крыла С—относительная
толщина профиля крыла, М— число Маха Л'гасс —
число пассажиров Л1„ - расчетный изгибающий
момент дня плит аэродромного покрытия’ Оф —
диаметр фюзеляжа;/ж — длина фюзеляжа nrjl ст —
число главных стоек шасси — диаметр инее
матика колеса; Н — высота полета се — удельный
расход топлива, £>мг— диаметр мотогочдолы с„
с, соответственно аэродинамические ко Эффи ци
енты подъёмной силы и сопротивления тг — коэф
фициент аэродинамического момента относитель-
но оси г ГО — горизонтальное оперение « — угол
атаки cymajj— максимальное значение коэффнци
ента подъёмной силы с“ — производная коэффи
циента подъёмной силы цо углу атаки крыла
xF — относительная координата фокуса Крыла
?аэр — распределённая аэродинамическая нагруз
ка — распределённая массовая нагрузка от
топлива, —распределённая инерционная нагруз-
ка крыла; 0дв — масса двигателя, GKp—масса
крыла Gon — масса оперения G^, — масса фюзе
лижа АГ1} — относительный статический момент
горизонтального оперения хт относительная ко
ордината центра масс, Дхт,— Относительный экс
плуатационный диапазон изменения центровок
самолета т? — производная коэффициента про
дольного аэродинамического момента по коэффи
циенту подъёмной силы Sri] SBO — площади соот
ветственно горизонтального и вертикального one
рений, Zc6 — длина сбалансированной взлетной
Дистанции 6 — угол набора высоты, V — скорость;
2-ВПП— Длина взлётно—посадочной полосы /прерВ—
дистанция прерванного взлета, /грод длина про
должен кого взлета Г'кр — критическая скорость
принятия решений о взлете EPN — уровень шума
в децибелах ЗВИ- звукоизоляция т — Степень
двухконтурности двигателя	/п— время полёта
банэ — масса аэронавигационного запаса топлива;
— дальность полета
посадки С'_ — серийная
себестоимость авнапере
г	-
GT — масса топлива L
10ж т время ожидания
стоимость самолёта а
возок (в), Oj — значения себестоимости перевозок)
GKH - масса коммерческой нагрузки.
5,Х,Х,РФ,.,
ВЕСОВОЙ
РАСЧЁТ
^аэР
liiiiiiii?
+ <7Г+Г7К
едв
бкр,Соп,Сф, —
ОБМЕН ИНФОРМАЦИЕЙ МЕЖДУ БЛОКАМИ
EPN
EPN
ч без ЗВИ
X ЗВИ
Холтон дол

ШУМ
G,S,P,m,...
^n>GaH3>Gi
Н
ПРОФИЛЬ
ПОЛЁТА
Gn,Ai
Ox,Q.™
а
ЭКОНОМИКА
Gt, материалы
Go,S,P,X,Xt...
р/е„


го

ОПТИМИЗАЦИЯ
У,Р,Х,Х,с(...
УСТОЙЧИВОСТЬ
УПРАВЛЯЕМОСТЬ
mcJ
ВЫВОД ИНФОРМАЦИИ
36 АВТОМАТИЗАЦИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ФЮЗЕЛЯЖ	КРЫЛО	ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
ЧИСЛО ПАЛУВ одн^Я^нык двухпалубный	ТИП ПРОФИЛЯ обычный	УПРАВЛЕНИЕ ОПЕРЕНИЕМ переставное поворотное
	суперкритическии	РАСПОЛОЖЕНИЕ | на фюзе |ляже ,.,6„ оперении
	ЗАКРЫЛОК □днощ^леЕБн^4	
ФОРМА СЕЧЕНИЯ одна окружность О две	двухщелееои 4 трехщелевом*^	
	ПРЕДКРЫЛОК ВЫДВНЖН Крюгера отклоняемый носок	ТИП ПАНЕЛЕЙ 1	А. 	т- х	□.
ЧИСЛО КРЕСЕЛ И ПРОХОДОВ В СЕЧЕ- НИИ	п , 1	2ЕВ} йада!		ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
	ЭЛЕРОНЫ < концевые (1) 1 ^'«^к£рнееые(2;	
		УПРАВЛЕНИЕ ОПЕРЕНИЕМ неуправляемое переставное
ТИП ПАНЕЛЕЙ	ТИП ПАНЕЛЕЙ	ТИП ПДНЕЛЕИ
4 верхних 1	ТверхнихТ-	Т верхних Д-
нижних ’Lr	1 нижних Л	1 нижних 1
1 боковых ।	-i-боковых Ф	-1- боковых!-
ШАССИ
ЧИСЛО И РАСПОЛО-
ЖЕНИЕ КОЛЕС
В ТЕЛЕЖКЕ
числит техники А п основывается на тео
рии и методах авиац науки, методах ана
лпза сложных техн систем А п исполь
зует построение единой матем модели ЛА,
определяющей функциои связи между его
параметрами и хар ками В системе авто
мотивированного проектирования матем мо
дель ЛА представляется в виде комплекса
Программ, каждая из к рых осуществляет
решение определ ур кий Ур-ния описывают
внеш азродинамич силы, внутр усилия в
конструкции, хар ки двигат установки и
др При этом учитываются управляющие
воздействия и законы управления при огра
ничениях на значения н связи параметров,
определяемых лётно техн требованиями, ус
ловиями эксплуатации и т н уравнения-
ми существования ЛА (ур иия компоновки)
На рис I приведена одна из возможных
матем моделей самолёта. Для определения,
напр., азродинамич хар-к ЛА мО1ут исполь-
зоваться аналитич и расчетно эксперим ме
тоды, базирующиеся на результатах систе
матич эксперим исследований Хар-ки сило
вой установки при А п могут быть получе
ны на основании данных проспекта сущест
вующего или матем модели разрабатывае
мого двигателя Одной из составляющих
матем модели ЛА является матем опи
саине его пов-сти На этой основе полу
чаются частные геом модели самолета или
его агрегатов испотьзуемые при расчёте
азродинамич acap к прочности и т п , про
ектирпвании и изготовлении азродинамич
моделей ЛА изготовтении технол оснастки
и т д Важным моментом в А п является
создание языковых и программных средств
предварит формирования схемы ЛА, с по
мощью к рых конструктор «излагает» ЭВМ
свой замысел, пользуясь банком возможных
техн решений (рис 2) Содержимое бан
ка пополняется результатами новых иссле
ЧИСЛО СТОЕК
ДИАЛОГ
,КОНСТРУКТОР-ЭВМ
РАСПОЛОЖЕНИЕ
ДВИГАТЕЛЕЙ
ПОД КРЫЛОМ
00.00
00 00
0W0
12
НА ФЮЗЕЛЯЖЕ
oom
Рис 2 Пример банка возможных тех
нических решений проекта самотета (мо
дуль формирования схемы)
дований в аэродинамике, двщ ателестроенин,
материаловедении, приборостроении, техно
логии и новыми конструкторскими решения
ми Предварит формирование схемы ЛА
на базе банка возможных техн решений
является средством соединения творческих
возможностей человека, предшествующего
опыта и науч техн потенциала отрасли с
вычислит возможностями ЭВМ А и не за
меняет конструктора, а предоставляет ему
новое средство для творчества При А п
на разл стадиях развития проекта решают
задачи формирования облика ЛА, оптимиза
ции нек рой группы его параметров по част
ным (нацр , максимум азродинамич качест-
ва) или общим (напр., топливная эффектив
ность) критериям, синтеза конструктивно
силовой схемы при фикЬир обводах и об
Щих параметрах ЛА и др Использование
А п является также весьма эффективным
при решении задачи определении рацио
нальных техн требований к новому поко
лению ЛА Применение методов А п в
практике работы КЬ позволяет повысить
достоверность получаемого результата, нс
пользуя при этом единую информац базу,
наиболее точные методики расчёта хар к
и автоматич проверки значений параметров
и выполнения требований (см напр ,
Автоматизированная система весового конт
роля) Увеличение скорости вычислит и
Графич работ позволяет повысить произ
водительносуь труда проектировщиков Ка
чество проекта улучшается благодаря воз-
можности анализа большего числа вариантов
и техн решений по отд направлениям
Л Шкадов
АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА ВЕ-
СОВОГО КОНТРОЛЯ (АСВК) — подсисте
ма управления ходом разработки ЛА в
системах автомата шрованного проектирова-
ния (САПР), предназначенная для обеспе-
чения проектных значений весовых характе
ристик ЛА АСВК осуществляет сбор,
хранение, обработку и выдачу информации
о состоянии разработки и значениях весовых
и массово-инерц. хар к агрегатов, узлов, о
прогнозируемой массе ЛА в целом АСВК
оперирует след значениями массы изделия
лимитным, чертежным фактическим, теку-
щим и др (см Весовой контроль) АСВК
является организац техн системой и вклю
чает техн средства, матем обеспечение
ЭВМ и нормативно техн документацию
Техническими средствами АСВК
служат универе ЭВМ имеющая накопите
ли на мат дисках и лентах ёмкостью,
достаточной для хранения информации по
всем изделиям, выпускаемым данным КБ, и
необходимые периферийные устройства вво
да и вывода данных Математическое
обеспечение включает программы фор
мнрования банка данных, расчёта массово
ниерц хар-к и программ вывода итоговых
сводок АСВК Нормативно техинче
ская документация АСВК содержит
перечень и порядок исполнения всех работ,
связанных с оформлением, Прохождением и
изменением чертёжно-конструкторекой и
производств документации, а также спец
документации АСВК вводимой инструкцией
по АСВК данного пр тия Наличие one
ратнвной и достоверной информации о те
кущем состоянии весовых и массово инерц
хар-к ЛА и его отд элементов в ходе
проектирования н изготовления позволяет
руководителю проекта принять своеврем
меры для обеспечения проектных значений
весовых хар к	В В Лазарев
АВТОМАТИЗИРОВАННАЯ СИСТЕМА
ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ подготовки
ПРОИЗВОДСТВА (АСГПН) - совокуп
ность техн средств н методов автоматнзир
проектирования и реализации технол систе
мы, обеспечивающих возможность произ ва
ЛА и др изделий с заданным уровнем
качества и в заданных кол-вах с наимень
ши ми затратами ресурсов в конкретных
условиях произ ва с учётом Отраслевой
системы технологической подготовки произ
водства АСТППсовм с системой автомати-
зированного проектирования (САПР) я в
ляется частью производств системы и обя
зательна для гибкого автоматнзир произ ва
(ГАП) Кол во выполняемых ф-ций и объём
решаемых АСГПН задач в составе ГАП
значительно возрастают в связи с перехо-
дом о г проектирования и изготовления отд
единиц технол оснащения к проектирова-
нию изготовлению, вводу в действие и мо-
дернизации сложных автоматнзир технол
комплексов (АТК). а также проектированию
технол процессов, выполняемых с помощью
АТК, с высокой степенью детализации н
программированию действий АТК
В укрупненной типовой структуре ГАП
(см рис ) в составе АСТПП выделяют три
подсистемы в соответствии с тремя внеш
ф-циями АСТПП I) автоматизнр систему
управления технол подготовкой произ-ва
(АСУТПП),2) систему автоматнзир технол
проектирования (САПРТ), 3) гибкое авто-
матизир пронз во автоматизнр технол
комплексов (ГАП АТК)
АС У ТП П является координирующей
подсистемой и решает задачи планирования,
учёта, контроля и регулирования всех под-
систем АСТПП Она согласовывает фуикцио
нироваиие АСТПП в составе пр тия для
достижения целей, определённых ей авто-
матизир системой управления произ вом
(АСУП)
САПРТ осуществляет проектирование
технол системы изготовления элементов кон-
струкции выпускаемого изделия, его сбор
ки и испытания, разработку программ уп-
равления технол оборудованием с число-
www. vokb-la. spb. г u A	АЛА TKSMff фДАНН А Я
АСУП
Структура гибкого автоматизированного произвол
ства Ас У 11П—автоматизированная система
управления производственными подразделениями
АСУ ТП — автоматизированная система управления
технологическими процессами (остатьные обозии
чения приведены а тексте)
вым программным управлением (ЧПУ) в
составе АТК В процессе проектирования
технол системы определяются соответст
вие каждого элемента конструкции из
делия требованиям чертежно конструктор
ской документации, состав производств
подразделений по видам работ, состав
элементов технол процесса, последователь
ность их выполнения и режимы, исходные
данные и требования па создание или ре
конструкцию АТК; состав технол обору
доваиия требования к оборудованию или
техи задания на его разработку и изго
товление, состав приемов работы исполни
телей, состав и квалификация исполните
лей по видам работ, нормы затрат ресурсов
(трудовых, материальных, энергетич , вре
менных, стоимостных) на выполнение всех
элементов технол процесса В задачи
САПР Т входят также согласование кон
гтрукции изделия и отд её элементов с воз
можностями технол системы пр-тия, увязка
(геометрическая и размерная) элементов
конструкции изделия и технол оснастки,
построение конструктивных плазов при
плазово шаблонном методе произ ва, про
1раммирование действий технол оборудова
ния с ЧПУ в составе АТК САПР Т ре
тает задачи проектирования технологии с
разл степенью детализации в зависимости
от типа и уровня автоматизации произ ва
Для мелкосерийного произ ва, оснащённого
универсальным оборудованием, технол до
кументом является маршрутиая карта, со
держащая перечень осн технол операций
Полный состав задач решается на основе
матем модели в САПР-7 для произ ва,
максимально оснащенного технол оборудо
вавием с ЧПУ, управляемого от ЭВМ и
объединённого в АТК При использовании
оборудования с ЧПУ необходима детальная
разработ ка технол операций, на основе к рых
производится изменение параметров технол
процесса и разработка программ управле
ния АТК
В рамках ГАП А Т К осуществляются
проектирование, изготовление и ввод в дейст-
вие АТК в целом и отд его компонентов:
технол оборудования автоматизир транс
партно-складских систем, оснастки стендов,
инструмента программно техн комплек
СОВ и т Д	ПН Белянин Й Ф Соколов
АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ РАБОЧЕЕ
МЕСТО (АРМ) — комплекс техи средств
вычислит техники, обеспечивающий эффек
тивное взаимодействие пользователя (кон
структора, проектировщика, науч работника
ит п ) с системой автоматизированного
проектирования (в т ч авиац техники),
системами технол подготовки эксперимен
та управления экспериментом, автоматиза
ции науч исследований и т п АРМ может
быть терминалом ЭВМ или автономным
устройством базирующимся на мини (мик
ро)-ЭВМ АРМ составляют периферийные
устройства ЭВМ (алфавитно цифровой дис
плей, графич дисплей, графопостроитель,
диджитайзер) ориентированные на режим
диалога и работу с графич информацией
АРМ имеет своё матем обеспечение, вклю
чающее диалоговую операц. систему и пакет
прикладных программ, состав к рого зави
сит от назначения АРМ В самолётостроит
и др КБ АРМ используется как средство
оргтехники
АВТОМАТИЧЕСКОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ
(синтез систем) Практически все этапы
и режимы функционирования ЛА сопро
вождаются (обеспечиваются) автоматич
регулированием Регулируются как парамет
ры полёта (в т ч координаты), так и па
раметры режима силовой установки, систем
энергоснабжения, многочисл. др бортовых
систем и агрегатов, включая СЖО Назна
чение систем автоматич регулирования
(САР) заключается в исполнении (отра
ботке) задающих воздействии в условиях
помех (возмущающих воздействий) Задаю
щие воздействия поступают от старших
уровней системы управления в т ч эки
пажа, или программируются заранее на
стадии произ ва (монтажа) системы или её
предполетной подготовки От точности от
работки задающих воздействий во многом
зависят техн экой показатели и безопас
•ность полётов Поэтому качеству автоматич
регулирования уделяется большое внимание
Используются все известные принципы ре-
гулирования по отклонению (с обратной
связью) по возмущению (с разомкнутым
контуром), комбинированное (сочетание двух
предыдущих принципов), адаптивное и др
Одним из путей обеспечения достаточно
высоксио качества процессов регулирования
является синтез САР на стадии проекти
рования Синтез САР заключается в опре
делении структуры и параметров (коэффи
циентов) системы, обеспечивающих заданные
показатели качества регулирования Синтез
САР определ образом связан с анализом
САР и в простейшей форме может бази
роваться на анализе множества вариантов,
задаваемых произвольным образом Однако
таким путем практически невозможно достиг
нуть оптим решений
На всех этапах развития авиации и ра
кетно космич техники для синтеза борто
вых САР привлекались наиболее передовые
для своего времени методы теории управле
ния На ранних этапах это были в оси
методы теории устойчивости дви
жения Система «регулятор — регулируе
мый объект» проектировалась так, чтобы
обеспечить устойчивость заданного состоя
ния, на этом предварит синтез заканчи
вался В дальнейшем широкое распростра
иение получили частотные методы
синтеза САР—Структурные динамич
схемы контуров регулирования САР рас
сматриваются как совокупность элементар
пых динамич звеньев однонаправл дейст
вия, образующих взаимосвязанные или ав
тоиомные контуры Строгое обоснование
частотный синтез имеет для т н линей
ных систем Для каждого элементарного
линейного звена известны частотные ха
рактеристики, в т ч логарнфмич частот
ные хар ки правила определения частот
ных хар-к заданного соединения звеньев,
а также критерии устойчивости и качества
процессов регулирования, сформулирован
ные в терминах частотных хар к На этой ос
нове строятся инж методики синтеза контх
ров, широко применяемые и в 90 х гг
На базе этих методов обычно осуществляет
ся предварит синтез на нач стадии проек
тирования САР Последующие этапы син
теза выполняются с помощью ЭВМ В ходе
матем , а иа заключит стадии и полуиа
турмго (с реальной аппаратурой управле-
ния) моделирования уточняются структура
и значения параметров синтезируемой систе
мы Процедуры синтеза посредством ЭВМ
во многом могут быть формализованы (авто-
матич поиск оптим структур и значений
параметров) и являются осн направлением
практич синтеза САР
Начиная с 60 х ir широкое развитие и
применение получила современная тео
рия управления, базирующаяся на опн
сании процессов в т и пространстве состоя
ний Качество управления, критерии оптими
зации в этой теории задаются в виде
функционалов, как и в классич вариацион-
ном исчислении Эта теория явилась осио
вой решения задач синтеза САР как в детер
минированной (аиалитич конструирование
регуляторов), так и стохастической (вероят
иостнои) постановке, как при полной, так и
при ограиич информации о матем модели
регулируемого процесса (синтез оптим адап
тивных САР) Совр теория объединяет в
единое целое теории фильтрации (оценива
ния), идентификации и собственно регули-
рования Она позволяет синтезировать как
непрерывные, так и дискретные алгорит
мы, удобные для реализации в ЦВМ
В связи с совершенствованием и ши
роким применением бортовых цифровых вы
числит управляющих систем, внедрением
методов совр теории управления синтез бор
товых САР всё больше трансформируется
в разработку матем обеспечения На эту
разработку приходится всё большая доля
затрат при создании перспективных систем
Лит. Системы автоматического еправления
самолетом Методы анализа и расчета М 197|,
Красовский А А Системы автоматического
управления полетом и их аналитическое кон
струирование, М, 1973, Бюшгенс Г С
Студнев Р В, Аэродинамика самолета Дн
намина продольного и бокового движения, М,
|979	А А Красовский
АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ
летательным аппаратом — процесс
программного изменения и стабилизации
отд параметров движения ЛА или целе
направленного управления траекторией поле
та, осуществляемый с помощью средств ав
томатики без воздействия лётчика иа орга
иы управления Для А у к л параметром
движения ЛА должен быть реализован
нек рый контур автоматического регулирова-
ния, включающий измерители текущего зна
чения регулируемого параметра и его откло
нения от заданного значения и регулирую-
щее устройство (см рис ) Воздействуя на
объект управления, регулирующее устройст
во обеспечивает поддержание сигнала откло
нейия в области пулевого значения, уст
ройство состоит из вычислителя, формирую
щего сигнал, и средств передачи сигнала
управляющего воздействия на органы управ
ления
Для программного изменения и стабили
зации отд параметров движения самолёта
АХГТ~|8> Гз |6' Г 4

Схема контура регулирования параметра движения
самолёта I — измеритель отклонения; 2 — вычн
слитель 3 — сервопривод 4 — самолёт; 5 — изме
ритель параметра; Хэ и Хтек заданное и текущее
значения регулируемого параметра, ДХ — отклоне
ние регулируемого параметра, бу — управляющий
сигнал, 6р — отклонение рулевого органа
38 АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
чаше всего используются контуры регули
рования его углового положения, а также
высоты, приборной скорости и Маха числа
полета Указанные контуры могут быть
реализованы в отд устройстве, наз автопи
лотом Выбор состава одновременно регу
лируемых параметров, установка их задан
ных значений, необходимых для последую-
щей стабилизации, осуществляются лет
чиком с помощью пульта управления
Для целенаправл управления траекторией
полета реализуются контуры регулирования
положения ЛА на заданной пространств
траектории, параметры к-рой формируются
бортовыми и наземными ннформац средст-
вами В этом случае соответствующее бор
товое регулирующее устройство наз авто
матич системой траекторного управления
Для устранения отклонений от заданной
траектории необходимо управлять линейны
ми перемещениями ЛА в горизонтальной
и вертик плоскостях Это достигается изме-
нением параметров движения ЛА относи-
тельно его центра масс Вычислителем систе
мы траекторного управления на основании
сигналов отклонений, а также скоростей их
изменения формируется сигнал управляю-
щего воздействия (командный сигнал) в ви
де заданных значений угла крена нормаль
иой перегрузки или угла тангажа Эти коман
ды могут быть выполнены (отработаны)
автопилотом или аналогичным ему устройст-
вом Т о , при автоматич управлении траек
торным движением образуются два контура
контур отработки отклонения от заданной
траектории (внешний) и контур отработки
командного сигнала (внутренний) Если ко
мандные сигналы вычислителя траекторно-
го управления (индицируемые на дирек-
торном приборе) отрабатываются летчиком
то процесс регулирования наз директорным
управлением а соответствующее вычислит
устройство и директорный прибор -- дирек-
торией системой траекторною управления
При решении задачи автоматич управления
траекторным движением необходимо точ
ное выдерживание заданной летчиком при
борной скорости посредством изменения тя-
ги двигателей Для этой цели применяется
бортовое регулирующее устройство, наз
автоматом скорости или автоматом тяги
В наиболее сложном случае заданные зна-
чения параметров траектории могут фор
мироваться в зависимости от др параметров
движения самолета (напр , высоты в ф ции
оставшейся дальности до нек рой ючки)
или координат самолета относительно др
подвижного объекта
Средства измерения параметров траекто-
рии, формирования заданной траектории и
отклонений от нее обычно объединяются в
функционально законченные бортовые (или
бортовые и наземные) ннформац системы,
обеспечивающие выдачу необходимых сигна-
лов на «индикаторы пилота н в систему
траекторного управления на отд этапах по
лёта Напр , при полете по маршруту и
предпосадочном маневрировании параметры
траектории формируются в бортовых нави
гац вычислителях, на этапе захода на по
садку и приземления используются наземные
маяки и бортовые приёмники радиотехн
системы посадки (см Автоматизация по-
садки)
Согласование работы бортовых средств,
входящих в автоматич контуры формирова-
ния заданной траектории, с командами траек
торного управлении и системами отработки
командных сигналов осуществляется в сис
темах пнлотажно-навигзп оборудования
(ПНО) В зависимости от требований к
уровню автоматизации управления ЛА все
необходимые для этой Цели регулирующие
устройства, обеспечивающие выполнение
ф-ций автопилота, автомата скорости, систе
мы автоматич и Директорного траектор
ного управления, MOiyT быть объединены
(интегрированы) в бортовую систему авто
матич управления (САУ), входящую в сос
та в ПНО самолёта
Бортовая САУ в соответствии с выбором
летчика обеспечивает все режимы А у ,
предусматриваемые для данного ЛА САУ
обычно включает функционально конструк
тивные модули вычислителей автопилота
и команд траекторного управления серво
приводы, блоки контроля отказов, пульты
включения питания и выбора режимов,
пульты задатчики, индикаторы контроля ра
боты САУ — указатели усилий на рулевых
машинках, табло переключений режимов
работы, табло отказов, органы экстренного
вмешательства — кнопки быстрою отклю
чения САУ, устройства пересиливания ру
левых машинок, датчики угловых скорое
тей и перегрузок В состав САУ могут
входить автоматы улучшения хар к устой
чивости и управляемости самолёта Кон
структивно САУ делятся на неск каналов
в соответствии с органами управления
продольным, боковым поперечным движе-
ниями ЛА а также тяюй двигателей
Для удобства работы обычно предусматри-
вается возможность раздельного включения
и выключения каналов с пульта летчика
В конструкции САУ для уменьшения влия-
ния отказов используются разл устройства,
ограничивающие размер хода и моменты
рулевых машинок значения перегрузок
углов крена и тангажа Для ОтветСтв режи-
мов А у (напр, заход на посадку) пре-
дусматриваются меры по обеспечению т и
пассивного проявления Отказов (т е заход
на посадку может быть автоматически
прерван без значит изменения режима по
лета самолета) Пассивность САУ при от
казах достигается средствами встроенного
контроля или резервированием каналов уп-
равления с автоматич сравнением их ра-
боты
По мере повышения уровня аппаратур
ной интеграции бортовых цифровых систем
понятие САУ как самостоят аппаратуры
исчезает, а ее ф-ции распределяются между
вычислит системами самолетовождения
управления полетом и тягой, а также
автоматизир системой штурвального управ-
ления
Лит Махачев И А Окоемов Ь Н
Чикулаев М С Системы автоматического и
директорного управления самолетом 2 изд М
1987 Гуськов Ю П Загайнов Г И
Управление полетом самолетов М 1980
Л Af Бондаренко
АВТОМОДЕЛЬНОЕ ТЕЧЕНИЕ (от греч
autos — сам и франц modele — образец) —
течение жидкости (газа) к-рое остается
механически подобным самому себе при из
пропорциональность мехаиич величин —
скоростей, давлений и др При этом оказы-
вается, что в системе диф ур-ний в част
ных производных, описывающей течение, мо-
жет быть уменьшено число независимых
переменных введением соотв зависимых и
независимых переменных Для анализа А т
широко привлекается теория подобия и
размерностей (см Подобия законы)
А т представляют собой вырожденные
течения к-рые сохраняют существ особен
ности рассматриваемого класса течений
и существуют при определ ограничениях,
накладываемых на теплофиз свойства среды.
Структур! потока и форму обтекаемой
пов сти Они исследуются с целью выяснения
физики явления а также изучения влияния
определяющих параметров задачи на хар ки
течения, поскольку их числ анализ упро-
щается из-за уменьшения числа независи-
мых переменных Нек-рые А т имеют при-
кладное значение, т к они описывают те-
чение среды около отд элементов ЛА
Для двумерной задачи анализ А т сводит-
ся к интегрированию обыкнов диф ур-ний
и, следовательно, во всем поле течения
имеется подобие профилей искомых ф ций,
построенных в соотв координатах, поэтому
А т часто наз подобными или самопо-
добными течениями, в особенности в за-
рубежной литературе
В трехмерной задаче возможны два слу-
чая а) задача сводится к решению обык
нов Диф ур ний и, следовательно, подо-
бие профилей искомых ф ций существует
для всего поля течения (на всей обтекае
мой пов сти), поэтому А т такого рода
иногда наз поверхностно-подобным
течением, б) анализ А т сводится к
инте1 рированию двумерных днф ур-ний в
частных производных, в Этом случае подо
бие профилей имеет место в определ пло-
скостях (вдоль координатной линии на обте-
каемой нов сти), поэтому они иногда наз
л и н е и н о-по д о б и ы м и течениями Ти
пичным примером может служить обтекание
«острою» кругового конуса сверхзвук пото-
ком совершенного газа при больших Рей-
нольдса числах и умеренных углах атаки а,
когда головной скачок уплотнения присое-
динен к его вершине В потоке идеаль-
ного газа за коиич скачком уплотнения
реализуется коническое течение, под воз
действием к рого на пов-сти конуса развн
вастся ламинарный пограничный слой Ре-
шение задачи как для идеальной, так и для
вязкой жидкости является при а = 0 по
верхностно подобным, а при а#=0 линейно-
подобным (подобие профилей в меридиа-
нальных плоскостях)	В А Башкин
АВТОПИЛОТ (от греч autos—сам и франц
pilote — руководитель, вожак) — система уп
менении одного или неск
редел яю щи х это течение
подобных явлениях наряду
нальностью геом размеров
параметров, оп
В механически
проиорцио-
соблю дается
Структурная схема
автопилота
Двигатель
Руль высоты
Асгро-
компас
Измеритель
скорости
И зм ери гель
высоты
Навигацион-
ный автомат
Прицел
Вспомогательные датчики
Руль направления
Элероны
Радио-
система
посадки
Двигатель
.. 1	. г	АВТОПИЛОТ 39
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
равления, обеспечивающая автоматич ста
билизацию и управление ЛА с целью
сохранения заданного режима полета А
состоит (см рис ) из близких по принципу
действия автоматов каждый из к рых обес
печивает сохранение олредел параметра ре
жима полета (курса углов и скоростей
крена и тангажа, скорости полета и т д )
При отклонении параметра от заданного
значения соответствующий датчик выраба-
тывает сигнал, пропорциональный этому от
клонению Сигнал после необходимых преоб
разований воздействует через сервоприводы
на органы управления двигателями или на
рули управления ЛА к рые устраняют от
клонения соответствующего параметра От
его заданно!о значения Работа А дает
возможность сохранить заданный режим
полёта без вмешательства летчика
Датчиками А служат гироскопы системы
возд сигналов радиотехн устройства, ииер-
циальные системы и др В А используются
электрич и электрогидравлич сервоприводы
Для обеспечения безопасности полетов при
меняется резервирование отД цепей А и
его узлов
Практич значение получили А с приме
нением гироскопнч датчиков В США Э
Сперри построил А с гироскопич датчи-
ками, и во время всемирной выставки в
Париже (1914) был совершен первый офи
циально зарегистрир полет гидросамолета
с автоматич управлением Первый отечеств
А был создан в 1932
В 60 х гг в связи с совершенствова-
нием ЛА и расширением ф циЙ автомата
ки осуществлялась интеграция А с др
пилотажными автоматами (захода на по-
садку взлёта и ухода на второй круг,
программного полета, тяги и т д ) Комп
леке этих автоматов составляет бортовую
систему автоматического управления ЛА
Дальнейшая интеграция А проводится на
базе цифровых вычислителей
Лит Красовский А А Системы автоМа
тического управления полетом н их аналитическое
конструирование М 1973 Автоматизированное
управление самолетами в вертолетами под ред
С М Федорова М 1977 Е В Зорин С С Логунов
АВТОРОТАЦИЯ (от греч autos—сам и лат
rotatio— вращение) 1) А винта—ре
жим работы несущего (возд ) винта, при
к ром энергия необходимая для его враще
иия, отбирается от набегающего на винт
потока Режим А является рабочим для
автожира а на вертолете (самолете) возни
кает При отказе (выключении) двигателя
(силовой установки) Набегающий на винт
поток при снижении вертолета (самолета)
образуется за счет уменьшения потенц
энергии ЛА (у двух или многовинтового
самолета энергия набегающею потока иду-
щая на вращение винта отказавшего двига
теля, создаётся остальными, работающими
двигателями) А отличается от др режимов
работы несущего (возд ) винта тем, что кру
тящий момент на валу винта равен нулю
(практически очень мал), а тяга винта
(сопротивление) весьма значительна (равна
напр , весу вертолета или автожира) Из-
вестно, что на режиме А прикомлевые
сечения лопасти несущего винта обтекаются
потоком с большими закритич углами атаки
средние сечения — с большими докритич
углами В этих сечениях аэродинамические
силы и моменты создают тормозящий вра
щение винта момент Концевые же сече
ния обтекаемые с малыми и средними
углами атаки создают момент ускоряющий
вращение винта На схеме скоростей набе-
гающего на лопасть потока и сит в нек ром
сеченин лопасти (см рис ) показан случай
когда момент сил относительно оси враше
ния винта равен нулю Режим А несу-
щего винта (поток набегает снизу) устойчив
Схемы скоростей набегающего на сечение лопасти
несущего винта потока и действующих в этом
сеченни сит в режиме авторотации V — горнзои
сильная скорость полета скорость снижения
<о,— окружная скорость сечения R, X, V — аэро
динамические силы <р—угол установки сечения
при малых положит углах установки ло-
пасти, что позволяет при отказе двигателя
перевести вертолет с режима моторного по
лета на достаточно пологое планирование
и совершить безопасную посадку с пробе-
гом цо самолетному или без пробега с при
менением энергичного торможения вертоле
та за счёт увеличения угла атаки несу
щего винта и угла установки лопастей
перед моментом посадки (используется ки-
нетич энергия снижения вертолёта и враще
ния несущего винта) Посадка на режиме
А со снижением по вертикали не приме
няется т к в этом случае установив-
шаяся скорость снижения примерно вдвое
больше, чем при планировании с горизон
тальной составляющей скорости и безопас-
ная посадка практически невозможна Одна
ко в отд случаях А может быть исполь
зоваиа для увеличения скорости снижения
вертолета
Вращения воздушного винта самолета на
режиме А стремятся избежать, т к вра
щающийся винт создает большое сопротив
ление заметно увеличивая скорость сниже-
ния самолёта В этом счучае лопасти винта
устанавливают в т и флюгерное поло-
жение — плоскости хорд лопастей примерно
совпадают с направлением набегающего по-
тока (углы атаки сечений минимальны),
винт перестает вращаться и имеет гораздо
меньшее лобовое сопротивление
2) А двигателя — режим работы
газотурбинного двигателя в полете, когда
ротор вращается за счет скоростного на
пора (без (.жщания топлива в камере его
рания) Приведенные параметры ГДТ любой
конструктивной схемы на режиме А одно
значцо зависят от Маха числа полета М^,
в области условий полета в к рой кпд
элементов ГТД не зависят от Рейнольдса
числа при отсутствии отбора мощности от
ротора и отбора воздуха от компрессора
и неизменных или изменяемых по законам
подобия положениях ре!улирующих уст-
ройств А двигателя обычно характеризует
ся частотой вращения ротора (роторов)
Приведенная частоiа вращения ротора при
А возрастает по мере увеличения числа
Мж по зависимости, близкой к линейной,
до тех пор пока не будет достигнуто
критич истечение в реактивном сопле или
на выходе из турбины Приведенная частота
вращения при А при прочих равных уело
виях выше у ГТД имеющих меньшую
темп ру газа перед турбиной и большую
степень повышения давления в компрессе
ре иа расчетном (максимальном) режиме
У многовальных двигателей наибольшие
частоты вращения характерны для рото
ро§ высокого давления При отказе двига
теля режим А в общем случае более бла
гоприятен поскольку аэродинамич сопро-
тивление двигателя в режиме А меньше,
чем у остановл двигателя Кроме того
привод электрогенераторов и насосов гид-
ра вл ич систем ЛА осуществляется от дви
гателей, А облегчает также повторный за
пуск заглохшего двигателя
3) А крыла — то же, что самовраще-
ние аэродинамическое
Лит Братухин И П, Автожиры Теории
и расчет М —Л 1934 leccoy А Мейерс Г
Аэродинамика вертолета пер с аигл М |954
Юрьев Б Н Избр труды т I М (961
Литвинов Ю А Боровик В О Харак
теристики и эксплуатационные свойства авиа
ционных турбореактивных двигателей М J979
Е С Вождаев Ю А Литвинов
АГАЛЬЦОВ Филипп Александрович (1900—
80) — сов военачальник, маршал авиации
(1962) Герой Сов Союза (1978) В Сов
Армии с 1919 Окончил Киевскую воен по
лит школу (1925), Воен полит академию
им В И Ленина (1932), курсы летчиков
при Качинской воен авиац школе летчи
ков им А Ф Мясникова (1934) Участ
ник Гражд войны Нац -рев войны в Испа
нии В начале Вел Отечеств войны ком
бомбардировочного авиаполка в 1941-—43
нач воен -авиац школы лётчиков в 1943—
45 ком штурмовой авиадивизии и смешан
иого авиакорпуса После войны зам глав-
нокоманд ВВС (1949 — 56, 1958—62), ко
манд Авиацией дальнего действия (1962—
69) Награждён 4 орденами Ленина 5 ордена
ми Красного Знамени, орденами Суворова 2-й
степ Кутузова 2 й степ , Отечеств войны
1-й степ , Красной Звезды «За службу Роди-
не в Вооруженных Силах СССР» 3 й степ
медалями, а также иностр орденами
АГАРД (AGARD, Advisory Group lor Aero-
space Research and Development) — co-
вешат комитет при НАТО по науч -иссле
доват и опытно конструкторским работам
в области авиации и космонавтики Обра
зован в 1952 с целью обмена науч техн
информацией по авиации и космонавтике
между странами—членами НАГО Имеет
отделения механики полета, динамики жид-
кости, наведения и управления ЛА, кон
струкции и конструкц материалов и др
Регулярно проводит конференции и собра-
ния материй ты к рых публикуются в трудах
комитета (AGARD conference proceedings),
лекционной серии (AGARD lecture senes)
и др изданиях
АГЕНТСТВО ВОЗДУШНЫХ СООБЩЕ-
НИЙ—в России самостоят производств
пр тие гражд авиации осуществляющее
коммерч деятельность для удовлетворения
потребностей нар х ва и населения обслу
живаемогО р-на в авиаперевозках Через
разветвленную сеть касс и филиалы произ
водит продажу билетов на самолеты, резер
вирование мест в самолетах транзитным
пассажирам осуществляет бронирование и
прием заказов на авиабилеты, доставку их
на дом через печать радио, телевидение
проводит информац и рекламную работу
заключает с клиентурой договоры па мас-
совые пасс и грузовые перевозки орга
низует обслуживание пассажиров и грузе
вой клиентуры в кассах городских аэро
вокзалах—регистрацию билетов оформле
ние багажа и доставку пассажиров и их
багажа в аэропорт В зависимости от
объема авиаперевозок терр обслуживае
мого р на, наличия филиалов и др фак
торов А в с подразделяются на цент
ральные терр и юродские Каждое А в с
имеет свой р н экон тяготения, эти р ны
охватывают всю территорию страны
«АГУСТА» (Consiruziorie Aeronautiche Gio
vanni Agusta SpA) — вертолетостроит
фирма Италии Осн в 1907 Дж Дгустой
Занималась разработкой и постройкой лег
ких самолетов, в 1954 начала лицензион-
ное произ-во вертолётов фирмы «Белл»
Белл 47 (построено св 1100), затем моделей
Белл 204 (первый полет в 1961) 205 (1965,
40 АВТОРОТАЦИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ф А Агальцов
Н В Адамович Иодко
построено ок 1000), 206 (1967), 412 (1981)
По лицензии фирмы «Боинг вертол» выпу
скала воен -трансп вертолеты СН-47С «Чи-
нук» н по лицензии фирмы «Сикорский»
противолодочные вертолеты SH-3 В первой
ппл 1960-х гг фирма разработала первый
вертолет собств конструкции А101 с тремя
ГТД (1964), рассчитанный на перевозку
36 десантников Первый серийный верто
лет фирмы — легкий многоцелевой А109
«Хирундо» (1971, построено более 350 в
адм и противотанковом вариантах) На
его эснове создан противотанковый верто
лёт А129 «Мангуста» (1983, см рис в
табл XXXV111) В 1980 совм с фирмой
«Уэстленд» образовала консорциум ЕН1
(European Helicopter Industries) для раз-
работки многоцелевого вертолета ЁН 101 с
Табл — Вертолеты фирмы «Агуста*
Основные данные	Многоцелевой AI09A Мк II	Противотанковый А129
Первый полет год Число и Тип двигателей Мощность двигателя кВт Диаметр несущего винта м Число лопастей Размах крыла м Длина вертолета с вращающимися винтами м Высота вертолета с вращающимися винтами м Сметаемая площадь, м’ Взлетная масса т нормальная максимальная Масса пустого вертолёта т Число пассажиров Максимальная перевозимая нагрузка т Крейсерская скорость км/ч Максимальная дальность полета км Статический	потолок (без учёта влияния земли) м Экипаж чел Вооружение и спецоборудовани₽	1981 2 ГТД 313 II 4 13 05 3 3 95,03 2 4 2 59 1 42 7 0 9 (на внешней под веске) 285 650 2880 1-2	1983 2 ГТД 615 Н 9 4 3 2 14 29 з,з Ш2 4,1 2 53 I (боевая нагрузка) 260 525 2390 2 НАР 8 ПТУР контейнеры с пу лемётамн и пушками лазерный и оптический прицелы
тремя ГТД (1987) Осн данные нек рых
вертолетов фирмы приведены в табл
В В Бе гяев
АДАМОВИЧ-ИОДКО Николай Владимиро-
вич (р 1915) — сов лётчик испытатель,
засл летчик-исиытатель СССР, канд техн
наук (1956) После окончания МАИ (1940)
на испытат работе Летал на мн ти-
пах самолётов Провёл полные испытания
опытного экземпляра самолёта Ла-7 Вы
поднял сложные испытания на самолётах
с ТВД с Отказом систем флюцирования
винта иа режимах взлета и посадки Про
вел исследования в области устойчивости и
управляемости ЛА, авиац эргономики авто-
матнч систем управления Награжден ор
денами Ленина Трудового Красного Знаме
ни Красной Заезды, медалями
АДАПТАЦИЯ (от ср век, лат adaptatio —
приспособление) к темноте — приспособ
леняе глаз к восприятию слабых ярко
стей при переходе от сильной освещён
ности к пониженной А характеризуется рас
шнрением зрачка, повышением чувствитель-
ности сетчатки глаз и смещением зритель-
ного восприятия в фиолетовую область
спектра (т и феномен Пуркинье) А
имеет важное значение при ночных полетах,
когда летчику приходится переводить взгляд
от освещенной приборной доски на затем
иенные внекабннные ориентиры Поэтому при
подготовке летчиков проводятся спец тре-
нировки по восприятию наземных ориенти
ров в условиях слабой освещенности с
учетом того что предметы красного и оран-
жевого цветов при этом кажутся более
темными, а сине зеленые — более светлыми
А в темноте изменяется с возрастом,
нанлучшне показатели А отмечают в 20—30
лет затем эта способность постепенно сни
жается
АДАПТИВНОЕ КРЫЛО — крыло, профиль
к-рого принимает форму близкую к опти-
мальной на каждом заданном ре ж ши е по-
лета (в т ч при маневрировании) Эле-
менты А к (носовые ц хвостовые части)
автоматически отклоняются в зависимости
от Маха числа полета Мот и угла атаки,
сохраняя плавность обводов внеш пов сти
А к является миогофуикциои органом
и предназначается для многоцелевых и(или)
высокоманевреиных самолетов Управление
элементами А к осуществляется высоко
автоматнзир электродистанп системой
Улучшение азродинамич и летно техн хар-к
самолета достигается за счет азродинамич
эффектов и расширяет возможности управ
ления
Отклонение подвижных элементов А к с
сохранением плавности его обводов по
нек-рому закону подобранному на основа
нни эксперим и расчетных исследований
позволяет перераспределить давление на его
цов-сти т о чтобы предотвратить срыв
потока или существенно ослабить ею раз
витие на выбранном режиме полета В ре-
зультате граница возникновения тряски и
бафтинга смешается на большие углы атаки,
повышается эффективность поворотных
пов стей, работающих в режиме органов
управления Если изменение формы А к
подчинить условиям, при идеальном выпол-
нении к рых критнч точка в каждом сечении
крыла смещается в носик профиля, а рас
пределение циркуляции скорости по размаху
становится эллиптическим, то при выбран
ном значении коэф подъемной силы су обес-
печивается минимум коэф сопротивления
сх (см Аэродинамические коэффициенты)
При выполнении первого условия снижаются
пики разрежения в окрестности передней
кромки, к-рые на обычном крыле приводят
по достижении нек-рого угла атаки (тем
меньшего, чем тоньше профиль и острее
ею передняя кромка) к отрыву потока и
потерям подсасывающей силы (рис 1),
тек увеличению сопротивления При вы-
полнении второго условия минимизируется
индуктивное сопротивление Поляра А к,
непрерывно изменяющего форму попереч-
ных сечений в зависимости от с являет-
ся огибающей семейства поляр для крыльев
с разл положениями их подвижных эле-
Рис I Поляры крыла с неплоской (I) н плоской
(II) срединными поверхностями (п) и зависимости
коэффициента давления ср и картины обтекания
в режимах полета {б—г) соответствующих точквм
I (б) 2 (в) и 3 (г, виден срыв потока) х —
приведенная хорда крыла
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свт1?к^	41
ментов (рис 2) Общая закономерность
изменения формы срединной пов-сти для
крыла с углом стреловидности Х>0 — уве
личение кривизны профиля и отрицат
Крутки крыла с возрастанием угла атаки
Рис 2 Поляры самолета и профили крыла {по
казаны справа) оптимальные Для различных режи
мов полета О I — с максимальной скоростью
2 — в крейсерском режиме • 3 — маневрирование
на больших углах атаки X 4 — на предепьных
углах атаки Красная линия — огибающая по |яр
Отклонение подвижных элементов А к
(возможно, синхронизированное с откло
пением горизонтального оперения), осущест-
вляемое т о, чтобы центр давления
действующих на самолет аэродинамич сил не
менял своего положения, дает возможность
осуществить нелосредств управление аэро-
дннамич подъемной силой Преимуществ
отклонение задней кромки корневых сече
ннй крыла позволяет уменьшить изги
бающие моменты в его корневых сеченнях
при полете с большими перегрузками (рис 3)
за счет перераспределения циркуляции,
Рис 3 Распре-
деление подъём
Иой силы Y fa)
н изгибающего
момента Миэг
(б) прн отклоне
кии задней кром
кн крыла на угол
fi (в) различный
по размаху кры
Ла (сплошные
линнн) и без
её отклонения
(штриховые лн
нии)
а следовательно, и нагрузки по размаху
крыла — увеличения в корневых и умень
шения в концевых сечениях Снижение пе
регрузок при полёте в неспокойной атмо
сфере достигается включением в контур уп
равления подвижными элементами А к
соотв обратных связей
А к должно иметь спец конструкцию
гарантирующую миним отклонение формы
его пов-сти от расчетной в полётных ус
ловиях В частности, в его обшивку долж
иы быть включены гибкие элементы для
обеспечения плавности обводов пов сти при
отклонении подвижных элементов
р Д Иродов Л А Курочкин
Ад£Р fAder) Клеман (1841- 1925) —
франц конструктор, один из пионеров авиа-
ции Самоучка-механик, А в 1882 в обета
иовке секретности приступил к созданию са
молета с паровым двигателем В 1890
построил самолет «Эол», или «Авьон 1»
с массой 296 кг складывающимися кон
солями крыла большой кривизны одним па
ровым двигателем и возд винтом При
испытаниях этот самолет прыгнул приблизи
тельно на 50 м однако этот прыжок не
рассматривают как истинный полет, посколь-
ку самолет был неуправляемым в полёте
и не мог совершать устойчивого полета
Постройка аналогичного самолета «Авьон 11»
завершена не была При поддержке пр ва
А построил самолет «Авьон 111» больших
размеров с массой •—400 кг, двумя паровыми
двигателями мощи по 15 кВт и двумя возд
винтами В офиц испытаниях в 1897 самолет
сошел с круговой стартовой дорожки и про
бежал •—200 м, фактически не отрываясь
от земли Поддержка работ А была прекра-
щена, и он отошел от авиац исследований
Слово «авьон» (avion) вошло во фраиЦ
язык для обозначения ЛА с двигателем
и фиксир крылом См рис в табл И
административные формально-
сти ПРН ВОЗДУШНЫХ ПЕРЕВОЗКАХ —
собирательный термин, относящийся к труп
пе норм, регулирующих разл виды конт
роля (таможенного санитарного, валютно
го, паспортного, иммиграционного, карантин-
ного), а также действующим в аэропортах
правилам, касающимся прибытия и убытия
возд судов, членов экипажей, пассажиров,
багажа и грузов А ф при в п опре
деляются нац законодательством и меж
дунар соглашениями, напр Чикагской кон
венцией 1944 В СССР А ф при в п
регламентировались Воздушным кодексом
СССР, согласно к-рому на возд суда, их
экипажи и пассажиров, прибывавших в
СССР и отбывавших из СССР, а также
на имущество, ввозимое в СССР или выво-
зимое из СССР, распространялось действие
соответственно паспортных, таможенных, ва
лютиых, санитарных, карантинных и иных
правил о въезде и выезде, а также ввозе и
вывозе имущества и транзите через террито
рию СССР
К А ф при в п относится также комплекс
мер касающихся обязательности тех или
иных документов вносимых в них данных,
способа их заполнения, досмотра багажа и
груза и личного досмотра пассажиров и т Н
Ввиду непосредств влияния применения А ф
при в п на сроки отправки возд судов, при
установлении А ф при в п особое внима
ние обращается на их упрощение и сокраще
ние их чиста В этих целях применительно
к междунар перевозкам в рамках Междунар
орг ции гражд авиации (ИКАО) разработа
ио отд приложение к Чикагской конвенции
1944 под иазв «Упрощение формальностей»
АДМИНИСТРАТИВНЫЙ САМОЛЁТ —
предназначен для перевозки офиц лиц гос
учреждений, фирм и компаний, а также при
надлежащих этим организациям грузов А с
являетсн собственностью соответствующих
организаций, а лётчики могут или состоять в
штате организации, или быть наняты в аренду
от авиатранспортных предприятий А с полу-
чили распространение за рубежом в 50 е
гг К данному классу относятся самолёты с
числом мест от 6—8 до 15—20, имеющие ка-
бину с высокой степенью комфорта, а также
асе необходимое оборудование для работы во
время полёта, включая персональные ЭВМ,
аудиовизуальную аппаратуру, средства
спутниковой связи и т д
Разработкой и серийным произ вом А с за
рубежом занимаются более 20 фирм веду
щие из к-рых «Бич» («Бичкрафт») «Цессна»,
«Пайпер» «Гольфстрим аэроспейс», «Лирд
К Адер
Б М Адрнаноа
жет» (США), «Канадэр» (Канада), «Дассо
авиасьои» (Франция) и «Бритиш аэроспейс»
(Великобритания) В США для координации
работ по А с определению рынков и пер-
спектив развития созданы Нац ассоциация
адм авиации, к рая ежегодно проводит меж
дунар выставки и конференции по А с , и
Ассоциация фирм-производнтелей самолетов
авиации общего назначения К сер 1990 в ми-
ре находилось в эксплуатации 14727 А с
(7999 с ТВД и 6728 с ТРДД) Наибольшее
число А с эксплуатировалось в США (9581),
Канаде (539), Мексике (446), Франции (435)
и Бразилии (41 7) Наиболее популярны А с
Цессна «Сайтейшен», ЛирДЖет 3| и 35,
Бритиш аэроспейс ВАе 125, Канадэр «Чел
леиджер», Гольфстрим аэроспейс «Гольф
стрим» HI и IV, Дассо авиасьои «Мистер —
Фалькон» 50, 200 и 900 Бич «Супер книг
эр», Пайпер «Шайеин*	В В Беляев
АДРИАНОВ Борис Михайлович (р 1921) —
сов летчик-испытатель, полковник, засл лет-
чик испытатель СССР (1968) Окончил Бо-
рисоглебскую авиац школу пилотов им
В 11 Чкалова (1943), ВВИА (1953) Во вре
мя Вел Отечеств войны выполнил 62 боевых
вылета В 1943—45 лётчик-инструктор в
1953—77 на летно испытат работе Освоил
55 тинов ЛА, испытывал самолеты конструк
ции А И Микояна, П О Сухого, А С Яков
лева, О К Антонова С В Ильюшина, а
также средства высотного жизнеобеспечения
В i960 на самолете Т 405 конструкции Сухо
го установил абс мировой рекорд скорости
по замкнутой кривой {2092 км/ч) отмечен
'ный ФАИ медалью де Лаво Награжден 2 ор
денами Отечеств войны 1 й степ орденом
Отечеств войны 2-й Степ , 3 орденами Кро-
ной Звезды, медалями
«Адрия эруэйс» г---------ч
(Adria Airways) — \
авиакомпания Юго- \
славив Осуществля \
ла чартерные пере \
возки в страны Еаро
пы, Бл Востока и Сев \
Африки, а также об- '
служивала внутр
авиалинии Осн в 1961, в 1968—86 иаз
«Инэкс Адрия эруэйс» В 1989 перевезла
1,21 млн пасс Авиац парк—13 самолетов
А И — марка авиац двигателей, создан
ных в ОКБ под рук А Г Ивченко (см
Запорожское машиностроительное конструк-
торское бюро «Прогресс») Двигатели разра-
ботанные под рук его преемника В А Лота-
рева, имеют марку Д Осн данные нек-рых
двигателей приведены в табл
В 1945—49 в ОКБ создано семейство ПД,
к-рые по техи хар кам и уд параметрам на-
ходились иа уровне лучших мировых образ-
цов Среди них АИ-4В и АИ-26ГР — пер-
вые отечеств двигатели, спроектированные
специально для установки на опытных верто
летах Н И КаМова (Ка |0) и И П Бра
ту хина (Г 4) Четырехнилиндровый АИ 4 В с
возд принудит охлаждением имел редуктор
для уменьшения частоты вращения и переда
42 АДЕР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
чи мощности на несущие винты комбинир
муфту редуктора двигателя, выполнявшую
функции включения и свободного хода Осо
бенностью се ми цилиндрового АИ 26 ГР было
наличие спец углового редуктора, к рый пе
редавал вращение в двух направлениях — к
несущему винту и на синхронизац вал Ох
лаждеиие цилиндров двигателя осуществля
лось принудительно осевым вентилятором с
приводом от двигателя Мощность двигате-
ля 368 кВт при частоте вращения 2100 мин-1
АИ 26ГРФ не отличался конструктивно от
АИ 26ГР, но был форсирован до 405 кВт
взлетной мощности Устанавливался и а опыт
ные вертолеты Б 5, Б 9, Б 10 и Б 11 (кон
струкции Братухина) АИ 26ГРФЛ — моди
фикация АИ 26ГРФ с увеличенной до 423
кВт мощностью устанавливался на опытный
вертолет Як 100 АИ 26В — модификация
АИ 26ГРФ Двигатель разработан специаль
но для вертолёта Ми 1, снабжен угловым ре
дуктором с выводом осн мощности на вертик
вал, комбиниров муфтой включения транс
миссии и свободного хода осевым веитилято
ром для принудит охлаждения двигателя
К кон 40 х гг потребовался двигатель
для лёгких самолетов на замену двигате
лю Л4 II, созданному в 1926 и имевшему
мощность в разл модификациях от 81 до
132 кВт Был разработай более экономичный
легкий и мощный ПД АИ 14Р (рис 1) -
девятицилиндровая «звезда» возд охлажде
ния с редуктором и нагнетателем Модифика
ция увелич мощности получила обозначение
АИ 14РФ АИ 14В—модификация двига
теля выполненная для вертолетов, имеет уг
ловой редуктор с выводом мощности иа вер
тик вал с фрикционной и храповой муфта
ми включения выводного вала Охлаждение
Рис 1 Поршневой двигатель АИ 14Р
воздушное от осевого вентилятора, приводи
мого редуктором через фрикционную муфту
АИ 14РФ и АИ 14В нашли широкое приме
нение иа легких самолетах Як, Ан вертоле
тах Ка Запасы надёжности, заложенные в
конструкцию двигателей АИ-14Р и АИ-14В,
позволили в серийном производстве (гл кон’
структор И М Веденеев) выпустить моди
фикации М 14П и М 14В 26 увелич мощное
ти (см Опытно конструкторское бюро мото
ростроения)
В 1953 начинаются работы по доводке
ТВД ТВ 2 (см ДА), переданного из ОКБ
Н Д Кузнецова Модификация ТВ 2Т была
установлена на первый отечеств турбовинто
вой трансп самолет Ан-8 (в серии устанав
ливался ТВД АИ 20Д) На базе ТВ 2 создан
вертолетный двигатель ТВ 2 ВК с оригиналь
ным редуктором для подъёмных и тянущих
винтов винтокрыла Ка 22
Рис 2 Турбовинтовой дви
гатепь АИ 20
Рис. 3 Турбореактивный
двух контур ный двигатель
Д 36
В 1956 построен ТВД А И 20 (рис 2) для
пасс и трансп самолетов Двигатель выпол
йен по одновальной схеме, состоит из осевого
10 ступенчатого компрессора кольцевой ка
меры сгорания, трехступенчатой турбины
и редуктора Особенности определившие вы
сокую эксплуатац надёжность и большой ре
суре двигателя сохранение пост мощности
доопредел высоты, иа к рой достигается пре
дельно допустимая темп ра перед турбиной
поддержание пост частоты вращения ротора
(12300 мин-1), обеспечение большого за
паса газодинамич устойчивости компрессе
ра во всем диапазоне режимов высот и ско
ростей полета, автоматич запуск двигателя
Применение точной гидравлич системы изме
рения крутящею момента на валу винта,
улучшающей работу шестерен редуктор^ на
личие неск дублирующих гнетем автоматич
флюгирования винта, в т ч системы флю
гирования по отринат тяге В серийном
произ ве двигатель строился с индексом АИ
20А Резервы его надежности позволили раз
работать модификацию АИ 20Д, в к рой по
вышением темп ры газа мощность увеличена
на 30% без существ изменений конструкции
двигателя АИ 20К — модификация с кон
структивно технол улучшениями, обеснечи
вающими повышение надежности и значит
увеличение ресурса АИ 20М—модификация
С улучшенной экономичностью и повышен
ной мощностью, в двигателе усовершенство
ван узел турбины, введены турбинные лопат
ки с бандажными полочками применен бо
лее жаростойкий материал жаровой трубы
камеры сгорания АИ 20ДМ сочетает мощ
ность и экономичность модификаций АИ 20Д
и АИ 20М Двигатели семейства АИ 20 на
холившиеся в серийном нроиз ве в 1957—
69 устанавливались па самолетах Ил 18 Ан
10 Ан 12 Ан 32 и др На двигателях был
достигнут уровень надежности, позволивший
впервые в отечеств твигателестроении уста
новить для них межремонтный ресурс, из
меряемый тысячами часов Назначенный
(амортизационный) ресурс АИ 20К и АИ
ЙОМ составляет 20 тыс ч
В 1958—60 разработан ТВД АИ 24 для
самолетов коротких и средних линий При
его создании использован прогрессивный ме
тод моделирования двигателя прототипа В
основу проекта положен хорошо доведенный
АИ 20К АИ 24 как и АИ 20, имеет высокую
эксплуатац надежность и большой ресурс
АИ 24 и его модификации АИ 24Т и АИ
24ВТ применены на самолетах Ан 24, Ан 26
и Ан 30
В сер 60 х гг ОКБ начало разработку
ТРДД Был создан АИ 25 двухвальной схемы
с умеренными параметрами рабочего процес-
са, лёгкий, с низким расходом топлива,
достаточно простой по конструкции, техноло-
гичный в произ ве, надежный в эксплуатации,
с большим ресурсом Хар ки двигателя поз-
волили создать реактивный самолет Як 40,
способный взлетать с очень коротких ВПП
В модификации АИ 25ТЛ увеличена тяга.
удлинена выпускная труба, масляная система
обеспечивает работу подшипников в уело
виях перевёрнутого полёта Двшатель уста
навливался на уч тренировочном самолете
Л 39 произ ва Чехословакии
В 70 х гг методом оптимизации осн пара
метров (экономичности, веса, производств и
эксплуатац технологичности надежности и
ресурса) решена задача создания эффектив
ного двигателя для пасс самолета корот
ких и средних линий В основу проекта
ТРДД Д 36 (рис 3) положены большая
степень двухконтурности, высокие темп ра
газа перед турбиной и степень повышения
давления воздуха в компрессоре Двигатель
выполнен по трехвальной схеме Для новы
шения надежности работы в его узлах реали
зован ряI прогрессивных конструктивных и
технол решений венти щторные лопатки по
вышей ной прочности способные выдержать
удар птицы при полете самолета, корпус вен
тилятора, упрочнённый композиционным ма
териалом, упру гомасляные демпферы валов
роторов, электронно лучевая сварка роторов,
титановое литье раскатка валов и др Дви
гатель выполнен но модульной (блочной)
схеме, к рая обеспечивает замену модулей в
условиях аэродромных мастерских, имеет
системы диагностики состояния деталей в
процессе эксплуатации, в т ч смотровое
отверстия для инструментального контроля
внутр деталей Это допускает возможность
его эксплуатации по состоянию и отказ
от системы капитальных ремонтов на з де
По уровню шума и эмиссии вредных веществ
двигатель удовлетворяет совр нормам
Дальнейшим развитием Д 36 стал ТРДД
Д 436 тягой 73,5 кН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
На базе конструкции Д 36 разработан са
мый мощный в мире турбовальный двига
тель Д-136 (рис 4) для вертолетов боль
той грузоподъемности Его особенностями
являются большая взлетная мощность низ
Рис 5 Турбореактивный двух
контурный двигатель Д I8T
кий уд расход топлива, малая уд масса,
модульная конструкция и устройства, обес
почивающие надежный контроль состояния в
процессе эксплуатации низкий уровень
эмиссии загрязняющих воздух веществ Узлы
компрессоров низкО|0 и высокого давления
камеры сгорания и турбин высокого и низ
кого давления полностью заимствованы у
Д 36 Это облегчает серийное произ во и ре
монт двигателей Для пасс и трансп самоле
тов большой дальности и грузоподъемности
создан ТРДД Д 1ST (рис 5) В основу его
конструкции в качестве двигателя прототипа
положен Д 36 с необходимой корректировкой
осн узлов соответствующей особенностям
Д 18Т Двигатель имеет техн данные на уров
не лучших Двигателей для гражд авиации
Низкий уд расход топлива обеспечен высо
кими значениями степени повышения давле
ния и степени двухконтурности Малая уд
масса обусловлена высокой темп рой газа
перед турбиной, новы щепным и окружными
скоростями роторов, рациональной конструк
цией и применением совр материалов и тех
нологии Д 18Т выполнен по трехвальной
схеме состоит из 18 модулей к рые могут
заменяться в эксплуатационных мастерских
что обеспечивает eio эксплуатацию по сос
тоянию без капитальных заводских ремонтов
Двигатель полностью отвечает требованиям
норм по охране окружающей среды имеет
низкии уровень шума и эмиссии вредных ве
щсств
В 1987 начались летные испытания первого
в СССР турбовин(овснтиляторного двига
теля Д 236Т	В А Л старее
АИР — обозначение самолетов созданных
А С Яковлевым в 1927—37 В начале
деятельности Яковлева как авиаконструкто
ра была распространена практика присвое
ния нек рым самолетам индивидуальных наи
менований в т ч имён видных гос деятелей
(напр «Яков Алкснис» «Дзержинский» и
т п ) и Яковлев в признание поддержки,
к рую он, тогда еще молодой самодеят
конструктор получал от Общества друзей
воздушного флота, а затем о г Авиахима
назвал свой первый самолет «А И Рыков»
в честь председателя этих орг ций (пред
СНК СССР в 1924—30) Аббревиатура
АИР (от А И Рыков) стала затем маркой
семейства самолетов в к-ром последним стал
АИР 18 в 1937 koi Да Рыков был необосно
ван но репрессирован Впоследствии вновь
создаваемые самолеты Яковлева получали
др обозначения (см в ст Як), а самолеты
АИР в лиг-ре стали именоваться как «Я»
Но в 1966, еще до офиц реабилитации
Рыкова Яковлев в своих книгах вернулся
к прежнему наименованию своих ранних
самолетов — АИР
АК-1 — первый сов Пассажирский самолет,
спроектированный в ЦАГИ под рук
В Л Александрова и В В Калинина Вы
сокоплан дерев конструкции крыло с но
лотця ной обшивкой и подкосами из кольчуг-
алюминиевых труб Рассчитан на перевозку
2—3 пассажиров с ПД «Сальмсон» моЩн,
125 кВт развивал скорость до 147 км/ч.
При его разработке особое внимание уделя-
лось обеспечению безопасности полетов —
в азродинамич трмбе и на свободнолетаю
Щих моделях исследована устойчивость са
молета впервые применены Нормы прочности
для самолетов такого класса и т д Первый
полет состоялся в 1924, в том же году са
молет под назв «Латышский стрелок» был
передай об ву «Добролет», эксплуатировался
на авиалинии Москва — Казань а в 1925
участвовал в tpyiinoBOM перелете Москва —
Пекин См рис в табп X
АКАДЕМИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИА-
ЦИИ высшее зч заведение по подготовке
командно руководящих кадров для авиа
трансп пр тии и пр тий но выполнению авиац
работ Осн в 1955 в Ленин! раде как Высш
авиац уч ше реорганизовано в академию в
1971 Одним из организаторов и первым
нач уч ща был А А Новиков Выпускники
академии работают руководителями авиа
предприятий и служб командирами и члена
ми экипажей воздушных лайнеров авиадис
Табл —Двигатели Запорожского машиностроительного конструкторского бюро «Прогресс*
			Поршневые				Турбореактивные			Турбовинтовые		Турбо
Основные данные			двигатели			двухконтурные д ни га те 1 и				двигатели		двигатель
		AH I4P	АП |4РФ	АИ 26В	AM 14В	АИ 25	АИ 25ТЛ	Д 36	Д I8T	А И 20 А	АИ 24	Д 136
Начало серийного производства	год	1950	1952	1954	1956	1967	1970	1977	1984	1957	I960	1982
Тяга, кН		—	—	—	—-	14,7	169	63 7	230	—				
Мощность кВт		191	221	423	188	—	—	—	—	2940	1880	8380
Масса кг Габаритные размеры мм		197	230	450	242	348*	400*	1100	4100	1080	600	1050
диаметр		0 982	0 985	1 272	0 985	—	—	—		—	—	
длина		—	—	—	—	1 993	3.358	3,324	4,792	3 096	2,346	3 964
ширина		—	—	, —	—	0.82	0,942	1,541	2,65	0.842	0,677	1,67
высота		—	—	—	—	0,896	0 928	1 711	2 765	1,18	1,075	1,161
Удельный расход топлива												
на взлётном режиме ki/(H ч)		—	—	—	—	0 0581	0 061	0 0382	0 0357			—
г/1кВт-ч)		346	360	306	346	—	—	—	—	353	364	269
на крейсерском режиме, кг/(Н	Ч)	—	—	—		0 0811**	0 0831**	0 0662***	0 06****	—	—	—
Расход воздуха кг/с			—	—	—	45 3	46 8	253	760	20 9	13 1	35 55
Степень повышения давления		—	—	—	—	8 1	96	20	28,9****	7 32	6 4	184
Степень двухконтурности		—	—	—	—	2 1	2	56	5,81****	—	—	—
Температура газа перед турбиной	К	—	—	—	—	1206	1310	1510	1602	1160	1150	1516
Применение (летательные аппараты)		Як |2М	Як 18ПМ,	Ми 1	Ка 15	Як-40	Л 39	Як 42	Ан 124	Ил 18	Ан-24	Ми 26
		Як |8П	Як-50,		Ка 18	М 15		Ан 72	Ан 225	Ан 10		
		Ан-14	Як 52 Як I8T		Ка-26			Ан-74		Ан 12		
* В состоянии поставки ** Высота полета //=6 км Маха число полета =0 48 *** И =8 кч Mw-0,75 *•" И-II км Мж = 0 7а
44 АИР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К В Акашев
Г В Акимов
В И Аккуратов
петчерами Среди вы-
пускников академии
два Героя Сов Сою
за, один дважды Ге
рой Corl Труда, |7
Героев Соц Труда В
составе академии
(1991) ф ты — выс
ших командных кад
ров, эксплуатации
возд транспорта, за
очного обучения по
уч планам командно
го ф та, 25 кафедр,
н и сектор, 5 отрас-
левых лабораторий,
уч летный Отдел,
комплекс летных и диспетчерских тренаже-
ров, центр автоматизир обучения В 1990/91
уч г в академии обучалось ок 4 тыс слуша
телей, работало св 250 преподавателей, в т ч
более 20 профессоров и д ров паук 150 до
центов и канд наук Издаются (с 1957) Тру
ды Награждена орденом Ленина (1971)
АКАШЕВ Константин Васильевич (1888—
]93l)—сов военачальник, первый главком
авиации Звание пилота авиатора получил
после окончания летной школы Дж Б Капро-
ни в Италии диплом инженера - по оконча-
нии Высшего уч ща аэронавтики в Пари
же (19]4) С началом I и мировой воины
вступи^ добровольцем во франц ВВС В 1915
вернулся в Россию, но из за ре вол го ц прош
лого не был допущен в действующую ар
мию и поступил на авиац з д 20 Дек 1917
(2 Янв 1918) А нагначен председателем
Всероссийской коллегии по управлению возд
флотом В 1918 в качестве команд возд
силами 5 й армии принимал участие в возд
боях при взятии Казани, с дек этосо же го
да назначен нач авиации и воздухоплава
ния Южного фронта В 1922 участвовал в
Междунар авиац конференциях в Лондоне
и Риме, работал экспертом по возд флоту на
Генуэзской конференции Последние годы
жизни был на руководящих должностях на
авиац з дах Ленинграда и Москвы Необос
нованно репрессирован, реабилитирован пос
мертно
АКИМОВ Георгий Владимирович (1901 —
53)—сов ученый в области металловедения,
основатель сов науч школы коррозионистов,
чл корр АН СССР (1939), засл деятель нас
ки и техники РСФСР (1943) После окончи
ния МВТУ (1926) науч сотрудник ЦАГИ
(1926—32), затем профессор Моск ин та цв
металлов и золота (1930 -41), заведующий
лабораторией физики металлов ВИАМ
(1932—53), директор Ин та физ химии
АН СССР (1949—53) Создал теорию струк
турной коррозии металлов, исследовал кор
розионную стойкость и разработал сплавы и
методы защиты от коррозии в мотОро , са
молёто и судостроении Чл Амер об ва ме
таллов (США) Фарадеевского об ва (Вели-
кобритания) Пр им Д И Менделеева
(1953) Гос пр СССР (1943, 1945, 1946)
Награжден 2 орденами Лепина, орденом Тру
довего Красного Знамени, медалями Имя А
присвоено лаборатории коррозии металлов и
сплавов Ин та физ химии АН СССР
Соч Теория и методы исследопания коррозии
металлов М — Л 1945
Лит Розенфельд И Л Г В Акимов —
основопочожник учения о структурной коррозии ме
таллов в кн Проблемы коррозии и зашиты ме
талпов М 1956
АККЕРЕТА ФОРМУЛЫ—формулы для
расчета коэффициентов давления ср. подъ-
емной силы суа и волнового сопротивления
схав тонкого профиля в сверхзвук потоке
(см Аэродинамические коэффициенты) По
лучены в 1925 швейц ученым Я Аккеретом
(J Ackeret) А ф имеют вид
Суа=^аА,
2А г ь
схОВ = ~7-\ [в^(х)+е2 (x)]dx,
° Jo
।де А^ДМ^о—1)—,/2, Mqq — Маха число
набегающего потока, а — угол атаки, е+ (л)
ие_(л)— углы наклона верх и ниж пов-стей
профиля в точке с коортинатой х, Ь — длина
хор'од профиля (ф-лы записаны в скорост
ной системе координат — см Системы коор
динат) Согласно А ф имеется локальная
связь между коэф давления и местным нак-
лоном профиля, коэф подьемной силы on
ределяется значением угла атаки и не зави
сит от формы профиля, профи чь любой формы
в сверхзвук потоке обладает соиротивле
нием, к рое пе связано с силами вязкости в
отличие от дозвук обтекания идеальным га-
зом когда в соответствии с Прандтля — Гла-
уэрта теорией сопротивление профиля равно
нулю
Явная зависимость коэф сопротивления От
формы профиля позволяет формулировать и
решать задачи оптимизации формы профиля
для нахождения профилей миГгИм волнового
сопротивления при определ ограничиваю-
щих условиях Напр при заданной макс тол
гциие наименьшее сопротивление имеет ром
бовидный профиль, при заданной подъемной
силе — профиль в вице плоской пластины
А ф дают значения коэф подъёмной си
лы и сопротивления с учетом членов первого
порядка малости Для дальнейших уточнений
можно использовать ф-лы А Буземана, учи
тываюшпе члены второго порядка малости,
и ф лы сов ученого А Г Донова, учи-
тывающие члены третьего и четвёртого поряд
ков
Лит Краснов 11 Ф Аэродинамика 3 изд
ч 1, М |9ЙО	В Н Голубкин
АККУРАТОВ Ва тентин Иванович (р
1909) - сов полярный навигатор, засл ШтУр
ман СССР (Ю67) Участник сов финл и
Вел Отечеств воин Окончил курсы изыска
телей возд трасс при Ленингр ин-те путей
сообщения (1934) высш курсы полярных
штурманов при Воен -возд академии РККА
им проф Н Е Жуковского (1938, ныне
ВВИА) Работал штурманом в арктич экс
полициях Гидрографич управления 1 лавсев
морпути в Карском море С 1935 в поляр
нои авиации Участвовал в высадке И Д Па
паника и его группы на Сев полюс (1937),
поисках пропавшего самолета С А Леванев
скот (1937—38), в экспедиции И И Чере-
пичного (1941) в первом пасс рейсе
Москва — США — Москва (1941) и др
В 1949—71 гл Штурман полярной авиации
А—создатель нового метода самолетовож-
дения по т н условным меридианам, автор
учебника по навигации Награжден 2 ор
девами Ленина, 2 орденами Красного Зна
мени, 4 орденами Трудовою Красного Зна-
мени 2 орденами Красной Звезды меда-
лями
Соч Лед и пепеч Записки штурмана М, 1984
АКСЕЛЕРОМЕТР (от пат accelero — уско-
ряю и греч metreo — измеряю)— прибор для
измерения ускорений подвижных объектов
А широко применяют на ЛА Принцип дей
ствия А основан на использовании законов
Функциональная схема маятникового компенса
ционного аксе периметра | - инерционная масса,
i — датчик перемещений 3 — ><илитель 4 — дат
чик силы w измеряемое ускорение и — выходная
величина
инерции Различают А для измерения линей-
ных и угловых ускорений Наиболее распрост
раненные А для измерения линейных
ускорении классифицируются по характеру
перемещения инерц массы — на осевые и
маятниковые, по принципу действия измерит
схемы - на непосредственного (прямого) и
компенсац измерения (с «электрической
пружиной») Нт Д Электромеханич мая-гни
ковый компенсац А (см рис) — один из
осн элементов инерциальных систем нави
гации
АКТИВНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
системы управления ЛА, предназначенные
для снижения нагрузок на его конструкцию,
уменьшения ускорении (перегрузок) в задан
ных его точках, а также для увеличения
демпфирования упругих колебаний конструк
ций Применение А с у позволяет улучшить
летно техн хар ки ЛА за счёт, напр , сни
жения требований к жесткости конструкции
(уменьшения массы ЛАу увеличить критич
скорость флаттера, повысить ресурс кон
струкции, улучшить комфорт экипажа,
пассажиров Принципы действия Асу
и их структура выбираются исходя из
решаемой задачи
Системы снижения экстремаль
ных нагрузок на крыло (рис 1) Рас-
четными случаями экстрем нагружения кры
ла ЛА являются маневр и воздействия по
рывов ветра Система снижения нагрузок при
маневре перераспределяет подъемную силу
(ПС) по размаху крыла т о, что при сох
ранении суммарной ПС изгибающие моменты
Рис I Распределение подъемной сипы по крылу
ЛА (й) при использовании систем Ы снижения
экстремальных нагрузок (кривая I) и без системы
(кривая 2) и структурная схема (б) системы
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

45
в корневых и срединных сечениях крыла
уменьшаются Это перераспределение ПС
осуществляется с помощью элевонов (Э) га
сителей подъемной силы, закрылков Выбор
органов управления (ОУ), используемых в
этих системах, определяется режимом полета,
влиянием скоростного напора и угла атаки на
эффективность органов управления, ко нет
руктнвными особенностями использования
ОУ в системе снижения нагрузок и т п
Управляющие сигналы формируются с помо
щью датчика линейных ускорений (ДЛУ)
или датчика отклонения рычага управления
а
Рнс 2 Система снижения нагрузок от воздействия атмосферной турбупентности
а — расположение датчиков и структурная схема системы б — спектральная
плотность f изгибающего момента у самолета с системой {кривая 11 и без
неё (кривая 2)
(РУ) Включаемые в систему фильтры (Ф) в
первом случае служат для подавления сиг
налов, вызываемых упругими колебаниями
конструкции, во втором — для сглаживания
переходных процессов изменения ПС при от
клонении ОУ на крыле и изменении угла ата
ки Эффективное (на 10—20%) снижение
макс значений изгибающих моментов в кор
невых и срединных сечениях крыла большого
удлинения обеспечивается с помощью рас
положенных в концевых частях крыла элево
нов и гасителей ПС При этом скорости от
клонения ОУ практически не отличаются от
Рис 8 Системы снижения местных ускорений / — расположение ОУ и ДЛУ
II- спектральные плотности f вертикального ускорения в месте расположения
экипажа для самотета с CCMV (кривая I) и без нее (кривая 2) Hl -
структурные схемы ССМУ маневренного (п) н немаиевреиного (б) самолётов
обычно используемых при управлении само
летом Для эффективного снижения макс
нагрузок, возникающих при порывах ветра,
может быть использована та же система, но
без канала РУ и с увеличенным до Ю0°/с и
более скоростями отклонения ОУ Компенса
дня моментов по тангажу, возникающих при
отклонении элевонов, осуществляется рулём
высоты (РВ)
Системы снижения нагрузок от
воздействия атмосферной турбу
лентности (рис 2) Системы этого типа
предназначены для уменьшения усталостных
повреждений конструкции ЛАот знакоперем
на! рузок, возникающих при болтанке В этом
случае осн часть на!рузок в сечениях крыла
сосредоточена в диапазоне частот, включаю
щем области частоты ыкп коротКопериоднч
движения ЛА (см Продольное движение)
и частоты wHJr первого тона изгибных ко
лебаний крыла В соответствии с этим Асу
содержит 2 контура, имеющих общие ОУ —
симметрично отклоняемые элевоны 1 й кон
тур, включающий расположенный на фюзе
ляже ДЛУ1 и корректирующий фильтр Ф1,
способствует снижению нагрузки в области
частоты <окп [в области от 0 до (2—3) о>кп]
2 й контур, включающий ДЛУ2 на концах
крыла и корректирующий фильтр Ф2 рабо
тает в области частоты <оизг и используется
для демпфирования изгибных колебаний
Совм работа обоих контуров обеспечивает
во всем рабочем диапазоне частот значит
уменьшение спектральной плотности изги-
бающего момента, особенно в области ее
больших значений Для обеспечения устой
чивости и управляемости самолетов на РВ
подаётся компенсирующий сигнал Системы
такого типа на до звук неманёвренном само
лете позволяют снизить усталостные пов
реждения крыла от воздействия болтанки
в 3—5 раз при обычных параметрах системы
(относит площадь элевонов 2—3%, углы
отклонения 3—5°, скорость отклонения
30—50°/с) При соответствующем увеличе
нии углов и скоростей отклонения элевонов
эта система может использоваться как комп-
лексная система снижения экстрем нагрузок
и нагрузок от воздействия атмосферной
турбулентности
Системы снижения местных ус-
корений при полете в турбулент
ной атмосфере (ССМУ) ССМУ (рис 3)
используются для улучшения комфорта
экипажа и пассажиров Их структуры и
рабочие диапазоны частот определяются в
осн геом размерами и массой ЛА На
манёвренных самолетах осн вклад в воз
никающие при болтанке ускорения вносит
колебат движение ЛА как целого в области
частот от 0 до (2—3)ыКГ1 Для дозвук
неманёвренных самолетов вклады этих ко
лебаний и упругих колебаний его конструк
ции соизмеримы Для многорежимиых не
маневренных самолетов с крылом малого
удлинения или с развитой центропланной
частью ускорение в месте расположения
лётчика определяется в осн упругими
колебаниями конструкции В соответствии
с этими крайними случаями существуют два
типа ССМУ В ССМУ первого типа исполь
зуЮтся способы, осн на компенсации поры
вов ветра с помощью органов непосредств
управления аэродинамич силами В этих сис-
темах используются флапероны (Фл), управ
ляемые пропущенным через корректирую
щий фильтр сигналом ДЛУ Т к диапазон
рабочих частот системы включает частоту
<окп, необходимы спец меры по компенсации
влияния ССМУ на устойчивость и управ
ляемость самолета Это достигается, напр ,
введением в ССМУ сигнала отклонения РУ,
пропущенного через «модель» самолёта Если
хар ки самолета и модели достаточно близки,
то в управляемом движении отклонения Фл
малы В случае, когда ускорения в месте рас-
положения экипажа определяются упруги
ми колебаниями конструкции фюзеляжа наи
более эффективной является ССМУ с допол
нит аэродинамич пов-стями, расположении
ми близко к этому месту Здесь управление
также производится по сигналам ДЛУ Кор
ректирующий фильтр выполняет две ф ции —
выделяет в управляющем сигнале полосу
частот в к рой находится пик спектраль
ной плотности ускорения, и формирует необ
ходимые для создания демпфирующих сил
фазовые хар ки системы ССМУ такого ти-
па снижают нормальные и бокоаые пере
грузки в месте размещения экипажа в 2,5—
) раза
Системы повышения критиче
ской скорости флаттера (СПКСФ)
Многообразие форм флаттера требует разра
боткн разл структур системы повышения его
критич скорости Одними из осн задач при
построении СПКСФ (рис 4) являются выбор
типа и места расположения датчиков для вы
деления сигналов упругих колебаний опре
деляющих критич скорость флаттера, а так
же эффективных ОУ Исполнит элементы сис
46 АКТИВНЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
темы должны иметь высокое быстродействие
и сохранить высокие динамич хар ки при
малых входных сигналах Напр в системе по-
давления изгибно-крутильного флаттера кры
ла неманевренного самолёта (частота 2,4 Гц)
используются по 2 ДЛУ на каждой полови-
не крыла Сигналы с ДЛУ через коррек-
тирующие фильтры подаются на флапероны
и элевоны Такая СПКСФ обеспечивает по
дааление флаттера этого типа при скорости
полёта V на 40% превышающей критич
скорость Гц флаттера у самолёта без сис
темы, хотя несколько уменьшает декремент
Рис 4 Системы повышении Критической скорости
флаттера крыла (а) и крыла с подвеской (б) I —
схемы расположения ДЛУ и ОУ Ц — структурные
схемы систем 1/1 — зависимости декремента Ь коле
баиий от И/Гк„ кривые | — дли самолета с СПКСФ,
кривые 2 —без СПКСФ (сплошные кривые —
частота колебаний 2 4 Гц штриховые — 2 8 Гк)
колебаний на частоте 2 8 Гц В СПКСФ кры-
ла с подвесными элементами (подвеской) ОУ
могут располагаться на подвеске Управле
ние осуществляется сигналом разности даух
ДЛУ установленных на концах подвески
Такая система также повышает Икр пример
но на 40% Асу используются на само
летах Ил-96 300 и Эрбас индастри А320
Ю Г Живов
АКТИВНЫЙ УЧАСТОК — участок траек
тории полета ракеты-носителя, возд -космич
самолета и т п ЛА с работающими дви
гателями В конце А у достигаются задан
ные скорость и высота полёта и в большинст-
ве случаев запускаемый объект выходит на
заданную траекторию полета Если место
старта расположено так, что невозможно вы
вести объект на траекторию без выключения
двигателей, то полет состоит из неск А у
чередующихся с пассивными участками на
к рых двигатели не работают Протяжён-
ность А у зависит от энергетич хар-к ЛА,
а также от законов упрааления вектором
тяги и азродинамич силами
АКУСТИКА АВИАЦИОННАЯ (от греч
akustikos — слуховой)—раздел науки, пос-
вященный изучению возникновения рас-
пространения и воздействия шума возникаю-
щего при эксплуатации ЛА и находящийся
на стыке аэродинамики акустики и динами-
ки упругих конструкций А а подразделяется
на аэроакустику и структурную акустику
ЛА Аэроакустика изучает проблемы аэ-
родинамич генерации звука акустики движу
щейся среды, взаимодействия заука с потоком
и методы снижения акустич шумов аэроди-
намич происхождения, структурная
акустика изучает распространение звука
по конструкциям ЛА, излучение звука этими
конструкциями процессы формирования зву-
ковых полей в замкнутых объемах (салонах
кабинах приборных отсеках ЛА) и методы
ослабления их интенсивности
Выделение А а в самостоят раздел науки
произошло в 60 х гг 20 в в связи с необхо-
димостью решения задач по снижению шума
ЛА до уровнен обеспечивающих нормаль-
ную жизнедеятельность людей а также ра
ботоспособность систем и оборудования и вы
носливость конструкции аппарата Потреб-
ность в увеличении грузоподъемности ЛА и
скорости их полета привела к увеличению
тяги силовых установок, в результате чего
резко возросла звук мощность, создаваемая
аппаратами Увеличение интенсивности экс-
плуатации самолетов гражд авиации (увели
чение числа взлетов и посадок в аэропор-
тах) привело к тому что в зонах размеще-
ния аэропортов жители оказались под не
благоприятным воздействием высоких уроа
ней шума Шум в салонах и кабинах ЛА соз-
даёт значит неудобства для пассажиров са-
молетов и вертолётов, вызывая их утомляе
мость, снижает работоспособность экипажей
Борьба с шумом в авиации стала частью
общей программы борьбы человечества за
чистоту окружающей среды Интенсивные
акустические нагрузки на ЛА являются при-
чиной повреждений элементов их конструк
ции и выхода из строя оборудования Поэ-
тому акустич хар ки в ряде случаев опре
деляют параметры и схему ЛА, парамет-
ры и тип его силовой установки
Решение задач А а осуществляется путём
комплексного выполнения ряда мероприятий
с учетом техн возможностей и экон затрат
Осн внимание уделяется снижению шума в
источнике выбору рациональной с точки
зрения акустики компоновки аппарата при-
менению методов снижения шума по пути
его распространения На рис в качестве
примера показана взаимосвязь между летно
техн хар ками самолета с заданными даль-
ностью и полезной нагрузкой и шумом, соз-
даваемым самолетом на местности (уровни
шумов приведены в ед EPN дБ — субъек-
тивная опенка авиац шума на местности)
Большую роль в снижении шума в р не аэро-
портов играет рациональная орг-Ния возд
движения выбор малошумных траекторий
взлета и посадки ЛА
Осн шума источниками ЛА являются
аэрогазодинамич потоки в силовой уста-
новке (см Шум двигателя) возд поток,
обтекающий аппарат и газовые потоки бор-
товых систем оборудования Т о, аэроакус-
тика в осн имеет дело со звуком создавае-
мым азродинамич силами и возмущениями,
к рые возникают в самом потоке Поскольку
образование азродинамич шума является
следствием перехода энергии от вихревых
возмущений к акустич колебаниям, то успеш-
ное решение задач аэроакустики во многом
связано с достижениями аэродинамики не-
стационарных течений и в особенности
турбулентных потоков
Впервые теоретич вопросы генерации зву-
ка при движении потоков жидкости были
рассмотрены в классич работе Дж У Рэ-
лея «Теория звука» (1877) Практич приме-
нение аэроакустика получила позднее, по-
сле выхода работ ученых Л Я Гутииа о
шуме аращения винта (1936), Е Я Юди
на о вихревом шуме стержней (1944),
Л. И Блохинцева по акустике движущейся
среды (1946) и М Д Лайтхилла о шуме
турбулентных струй (1952—54) В дальней-
шем появилось много работ развивающих
идеи этих ученых, к-рые позволили значи
тельно проданнуть знания в области аэро-
акустики
Ур-ние Блохинцева к-рое описывает рас
пространение звука в неоднородном стацио-
нарном потоке, явилось отправным пунктом
при рассмотрении генерации звука потоком
В 1975 англ учёным М Хоу был получен
неоднородный аналог этого ур ния, в к-ром
правая часть указывает что генератором
звука в потоке служат вихри и неоднород-
ности энтропии Обобщенное ур-ние Блохин
цева (иногда его называют ур-нием Блохин-
цева — Хоу) позволяет с общих позиций по-
дойти к решению задач аэроакустики учесть
не только источники и распространение зву
ка в движущейся среде, но и взаимодейст-
вие звука с неоднородным потоком, что сов-
сем не учитывалось в предшествовавших
теориях Из этого ур ния при малых Маха
числах как частный случай получаются из-
вестные ур-ния теории Лайтхилла для шума
турбулентного потока
Структурная акустика в осн изучает звук,
генерируемый колеблющимися конструкция-
ми ЛА силовой установкой турбулентным
пограничным слоем образующимся на пов-
ети аппарата в полете, и бортовыми систе-
мами Силовая установка вызывает колеба-
ния конструкции либо непосредственно звук
Взаимосвязь параметров самолета и его шума
при взлете (при постоянных полетной нагрузке и
тяге двигателей)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимАЮ^ЖМНА
волнами, распространяющимися через окру
жающую среду либо упругими волнами
обусловленными механич колебаниями са
мой установки и распространяющимися по
конструкции Колебания конструкции, нахо-
дящейся под действием турбулентного по
граничного слоя, обусловлены пульсациями
давления, возникающими на пов сти аппара
та Агрегаты систем и оборудования также
вызывают вибрации элементов конструкции
ЛА и непосредственно сами создают шум
Многообразие источников авиац шума и
путей передачи его в ЛА вызвало интен-
сивное развитие исследовании распростране
ния звук волн в слоистых диссипативных
средах и упругих волн в конструкциях излу-
чения звука конструкциями и акустич полей
в кабинах и отсеках аппарата Первые ис-
следования представляют собой развитие
традиц тематич направлений классич аку-
стики, а последние два сформировались в
структурной акустике ЛА Теоретич исследо
вания по этим направлениям базируются на
анализе известных ур-ний динамики упругих
систем (пластин, оболочек, стержней и др )
и волнового ур ния для сред с разл пара
метрами Для большого числа задач струк-
турной акустики при известных параметрах
конструкции и материалов может быть сос
тавлена замкнутая система ур ний, описы
вающих распространение волн и излучение
звука Точное решение этих задач можно
получить только для идеальных ситуаций,
поэтому в структурной акустике ЛА существ
роль играют эксперимент и упрощ теоре-
тич подходы при к рых рассматриваются
идеализир модели упругих систем что поз
воляет выявить осн закономерности в рас-
пространении упругих волн, колебаниях и
акустич излучении элементов конструкции
Хотя решение ряда осн задач А а ещё
далеко от завершения, но в инж практике
уже получены обнадежиаающие результаты
позволившие создать методы расчета хар к
осн источников шума ЛА разработать ме
роцриятия по снижению шума методом ак
тинного воздействия на процесс шумообра
зования и применением пассивных способов
снижения уже образовавшегося шума, т е
использованием звукопоглощающих мате-
риалов вибропоглощающих покрытий (см
также Звукоизоляция салонов, Шумоглуши
гель с ило во и установки) Это позволяет
создааать ЛА с акустич хар ками удовлет
воряющими требованиям Норм шума ЛА
Нормы ограничивают допустимый шум, соз-
даваемый самолетами и вертолетами на мест
нести и шум в салонах и кабинах ЛА
Шум на местности регламентируется между
нар стандартами ИКАО, поэтому на меж-
дунар авиалиниях предпочтение отдают тем
самолетам, к рые имеют сертификат по шуму
Т о , аыполнение норм по шуму пасс са
молетами и вертолетами является необходи-
мым условием их успешной эксплуатации
ОКБ и НИИ отечеств пром сти и гражд
авиации проводят работу по снижению шума
ЛА В результате были значительно сниже
ны уровни шума самолетов на местности и
все выпускаемые пасс самолеты удовлет
воряют междунар нормам по Шуму и имеют
сертификат по шуму Уровни шума а каби
не отечеств пасс самолетов также значи
тельно снижены, и все выпускаемые самоле
ты удовлетворяют отечеств стандарту по шу-
му в салоне
Лит Квитка В Е, Мельников Б Н
Токарев В И Нормирование н снижение шу
ма самолетов н вертолетов Киев 1980 Му
нин А Г Кузнецов В М Леонтьев Е А
Аэродинамические источники шума М |98|
Международные стандарты и рекомендуемая прак
тнка Охрана окружающей среды Ппичожение |6
т | Авиационный шум ИКАО Монреаль
Канада, |98| Авиационная акустика под ред
А Г Мунина ч |—2 М 1986 А Г Мунин
АКУСТЙЧ ЕСКАЯ НАГРУЗКА — силовое
воздействие на конструкцию, проявляющееся
как звук давление на ее поверхность, к рое
возникает при колебаниях в диапазоне звук
частот возмущенной возд (газоаой) среды
окружающей ЛА Область пространства, в
к рой возникают колебания возд Среды, наз
акустич полем (см Звуковое поле) Физ
природа акустич полей связана с газоди-
намич процессами в возд потоке пульсация
ми скорости и давления на границах реак
тивной струи двигателя, пульсациями дав-
ления в турбулентном пограничном слое,
срывом потока и др его возмущениями
А н может характеризоваться как уровнем
звука (в Па), так и интенсивностью
звука (в Вт/мг) Уровень интенсивности
звука Lj и уровень звукового давле
ния Lp (в дБ) определяются по ф-лам
Lf= 10lg/Af//0, ip = 20lgpAf/pn, где / v— ин
тенсивность звука в полосе частот А/,
рдс—среднеквадратичное давление также в
полосе частот А/, /о=1О 12Вт/мг и р0 =
= 2 -10—3 Па — соответственно пороговая ин
тенсивность звука и пороговое звуковое дав
ление А и по характеру изменения пред-
ставляет собой случайный процесс с непре-
рывным спектром частот в диапазоне 20—
20000 Гц, но практич интерес для авиац
конструкций имеет более узкий диапазон
20—2000 Гц При расчетах напряжений а
конструкции А н характеризуется спектрами
звук давления в полосе частот I Гц, L=
— Lf — 10lg /, / равна октавной полосе (f —
= /2—/i- /2//i=2,	/, — ниж и верх час
тоты полосы) или 1/6, 1/3 1/2 ее доли
Кроме спектральной хар-ки, оценку звук
давления производят по суммарному уровню
звук давления
Л ° 1Z-F <
Lz=IOIbJ 10 М/ 
где /в и fH — верх и ниж границы полосы
частот звук колебаний Как всякий случай
ный процесс, А и характеризуется плотно-
стями распределения мгновенных значений
и пиков авто и взаимокорреляц функ
циями
На ЛА суммарные уровни звук давления
могут достигать 160—165 дБ при работе дви
гатепей на взлетном режиме 160 —168 дБ при
срывах потока и 140 —145 дБ в погранич-
ном слое В полете интенсивность акустич
возмущений реактивной струи двигателя сни
жается вследствие уменьшения ее скорости
относительно набегающего потока, но при
этом возрастают возмущения от турбулент
ности возд потока обтекающего ЛА, значе
ния к рых пропорциональны скоростному на-
пору p = kq где fe = 0,002—0 006—коэф
пропорциональности <7— скоростной напор
А И Панкратов
АКУСТИЧЕСКАЯ УСТАЛОСТЬ -уста
лость элементов авиац конструкций, воз
никающая при воздействии на ЛА акусти
ческой нагрузки Проблема А у авиац
конструкций возникла в сер 50 х гг 20 в
в связи с применением на самолётах ТРД
и. как следствие ростом акустич нагрузок
и повышением требоааний к надежности и
долговечности авиац конструкций Осн нап
равления исследований проблемы А у связа
ны с изучением условий акустич нагру-
жения динамич хар к, напряженно дефор-
мированного состояния тонкостенных кон
струкций при акустич нагружении и с он
ределением хар к усталостной долговеч-
ности факторы, влияющие на А у
приблизительно те же, что и при повторно
статических нагрузках однако имеются
нек-рые особенности, связанные с образо
ванием и развитием усталостных поврежде
ний от акустич нагрузок В акустич по
ле тонкостенные конструкции откликаются на
широкополосное (случайное) возбуждение
колебаниями высокой частоты (20—2000 Ги),
соответствующими собств формам колебаний
обшивки и ее элементов При этом в кон-
струкции возникает сложное напряженное
состояние, результатом к рого могут явиться
разл усталостные повреждения (рис I)
Усталостные повреждения имеют многоочаго
вый характер, развиваются от обеих пов стей
обшивки вглубь и в стороны, смыкаются
между собой образуя видимые трещины
При расположении двигателей на пилонах
крыла ЛА наиболее нагруж зонами планера
оказываются ниж поа сть крыла элероны
(элевоны), закрылки, пов сти фюзеляжа,
находящиеся за выхлопными соплами дви-
гателей хвостовое оперение При распо-
ложении двигателей на хвостоаой части
фюзеляжа нагружается гл обр хвостовое
оперение и часть пов сти фюзеляжа Зоны
макс нагружения в полете локализуются
в следе срывных вихрей, зарождающихся
ни передней кромке крыла ни входе воз-
духозаборника, на отклоняемых в потоке
управляющих пов-стях (закрылках элево-
нах, элеронах рулях), на подвесных эле
ментах
Для предотвращения повреждения конст
рукций в результате А у необходимо про
ведение ряда работ при создании ЛА На
стадии проектироаания ЛА производятся
расчетные оценки уровней акустич нагрузок
и напряжений в элементах прогнозируется
долговечность и надежность конструкции
Эти оценки подтверждаются эксперименталь
но по данным испытаний образцов материа
лов. соединений, конструктивных элемен
тов, панелей обшивки и целых натурных
секций ЛА Осн задачи к рые решаются
на испытаниях проверка правильности выбо
ра материала и конструкции с точки эре
ния сопротивляемости А у исследование
влияния разл конструктивно технол факто
ров, условий нагружения и воздействия
окружающей среды на хар ки А у , опре
деление долгоаечности конструкции
Испытания образцов материала, конструк
тивных эчементов и соединений являющие
ся нач стадией исследований, производят
ся на высокочастотных вибрац машинах.
Рис. 1 Характеристики колебаний н напряженно
деформированного состояния для панелей обшивки
ЛА а—форма кочебании панечи на одной из ос
ионных резонансных частот (/=260 Г И) соот
ветствующая изменению напряжении в стрингерах
б— эпюра напряжения в ребре стрингера в —
спектр резонансных колебаний панели о — относи
тельный уровень напряжения в е гринсере I —
отсек конструкции 2 —нервюры 3—стринсеры
4 — ребро стримера 5 — обшивка
48 АКУСТИЧЕСКАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 2 Кривые усталости построенные по резуль
татач испытаний образцов материала обшивки
| —кривая усталости соответствующая гармони
ческой нагрузке, 2 — то же для случайной нагрузки
т~5
Рис. 3. Акустическая установка бегущей волны
I — ёмкость для сжатого воздуха 2 — генератор
звука 3 — рупор, 4 — рабочая часть 5 объект
испытании (панель) 6 — микрофоны 7 — звуке
поглощающие клинья 8 — информационно изчери
тельная система 9 — ЭВМ 10 — система генерации
счучайного сигнала
позволяющих воспроизводить гармонические
и случайные нагрузки По результатам испы-
таний строят кривые усталости, выражаю
Шие зависимость ср числа W циклов коле
баний образца (наработки) до его разру-
шения от амплитуды (оа) или среднеквад
ратичные значения напряжения (<тср кв) в
нем (рис 2) Сопротивляемость A v one
нивается значением напряжения на т н ус-
ловной базе испытаний (напр , I -]0® цик-
лов), показателем степени (т) аппроксими
рующей кривой, проведенной через ср зна
чения чисел W на разл уровнях напряже-
ния н рассеянием долговечности При одина-
ковых значениях оср кв случайное нагру
жеяие является более повреждающим чем
гармоническое (оср кв сл<оср кв гнрм) Ре
зульгаты исследований А у на образцах
уточняются по данным испытаний панелей,
агрегатов и натурных секций ЛА, в ходе
к рых проверяется соответствие выбранных
параметров конструкций ЛА условиям нагру
жеиия выявляются слабые места конструк
ции и несовершенство технологии
На основе испытаний натурных отсеков и
агрегатов в совокупности с данными др
видов испытаний дается окончат оценка
ресурса ЛА по условиям А у Испытания
проводятся при широкополосном спектре воз-
буждений, что наиболее соответствует усло-
виям реального полета Для воспроизведе
ния действия на объект испытания акус-
тич поля реактивной струи используются
разл установки в т ч реверберационньн
камеры, и установки бегущей волны (pm
3) В ряде случаев для испытаний на А х
используются стенды с натурными двига!
установками
Соответствие условий нагружения конст
рукции в акустич камерах эксплуатац ус
ловиям достигается путем сравнения спект-
ров звук давления и напряжений в элемен
тах объекта со значениями соответствующих
хар к, полученных при расчете или экснери
ментально Программы ресурсных испытании
на А у строятся исходя из продолжитель-
ности наземных и полётных режимов и влия-
ния их на поареждаемость исследуемого
участка конструкции
Лит СкучикЕ Основы акустики пер с англ
т |—2 М 1976 Иофе В К Корольков В [
Сапожков М А Справочник по акустике под
ред М А Сапожкова М 1979 Авиацион
ная акустика, под ред А Г Мунина ч I—2,
1986	А И Панкратов
АЛ — марка авиац двигателей созданных
а ОКБ под рук А М Люльки (см ст Ма
шиностроительный завод «Сатурн» Научно
производственное объединение «Сатурн» им
А М Люльки) Осн данные пек рых
двигателей приведены в табл
Основанию ОКБ Люльки предшествовали
поисковые работы по реактивным двигате
лям начатые им с группой инженеров в
1937 в Харьковском авиац ин те и продол
женные в Ленинграде на Кироаском з-де и а
Центр котлотурбинном ин тг В начале Вел
Отечеств войны работы были прерваны и
возобновлены в 1943 в ЦИАМ а затем в
1944 в спец отделе по ТРД НИИ Нар-
комата авиац пром сти (рук отдела -
Люлька) В 1945 по чертежам отдела на
опытном з де изготавливается стендовый
ТРД С 18 к-рыи в этом же году успешно
проходит стендовые испытания Отделу (аза
тем ОКБ) поручается создание лётного ва
рианта ТРД В февр 1947 первый отечеств
ТРД ТР-1 (рис 1) прошёл гос испытания
Двигатель выполнен по прямоточной схеме с
осевым одновальным компрессором Схема
стала традиционной для последующих двига-
телей, разрабатываемых в ОКБ ТР-1 имел
восьмиступенчатый компрессор кольцевую
камеру сгорания одноступенчатую турбину
Устанавливался на эксперим самолетах
Су 1 I н Ил 22
В 1947—48 спроектирован н изготовлен
более совершенный ТРД ТР 2 тягой 24 5 кН,
к-рый прошёл стендовые испытания В 1948 -
50 создается АЛ 3 тягой 44 I кН В 1950
двигатель успешно выдержал гос испыта
ния устанавливался на опытных самолетах
В этом же году создан АЛ 5 (рис 2) -
последний из серии двигателей первого поко
ления разработанных в ОКБ Двигатель имел
осевой семиступенчатый компрессор, кольце-
вую камеру сгорания с 24 вихревыми горел
ками одноступенчатую турбине и жесткое
конич сопло В нач 1952 АЛ-5 прошел лет
ные испытания на самолете Ил 46 Он. уста
навливался также на нек рых опытных истре
двщатечь ТР 1
Рис 2 Турбореактивный двигатель АЛ 5
бителях, напр на Ла 190 Однако создание
серийных сверхзвук самолетов ставило зада
чу разработки более мощных и coeepiuet ых
ТРД
В марте 1953 было завершено изготовле-
ние даигателя второго поколения Ал 7 тягой
67 кН, состоящего из девятистхпенчатого
одновального осевого компрессора кольце
вой камеры сгорания с 18 вихревыми горел-
ками двухступенчатой турбины, конич нере
гулируемого сопла Масляная система закры-
того типа масло охлаждалось топливом Сис-
тема запуска аатономная Раскрутка даига
теля осуществлялась турбостартером Роз-
жиг осн топлива в камере сгорания — с
помощью дву х пусковых блоков снабженных
центробежными форсунками и искровыми
свечами На двигателе установлен всережим-
ный гидромеханич регулятор топлива Про-
тивообледенит система основана на подогре-
ве горячим воздухом (отобранным за седь
мой ступенью компрессора) деталей двига-
теля и самолета подверженных обледене-
нию при эксплуатации
Одной из гл проблем при проектировании
и изготовлении АЛ 7 было создание высоко-
напорного компрессора В нач 50 х гг сов-
местно с ЦИАМ проведены предварит работы
по изготовлению и отработке эксперим
восьмиступенчато!о компрессора ТР-ll со
степенью повышения давления п*к = 7 В
1952 в ЦИАМ и ЦАГИ получены экспе-
рим хар ки неск типов сверхзвук ступе-
ней компрессора Было принято решение ус
тановить перед ТР 11 (для увеличения рас
хода воздуха через него и напора) сверх
звук ступень н в итоге получить в одно-
вальном девятиступенчатом компрессоре
л*к = 10 на к-рую рассчитывался новый дви-
гатель Подобных компрессоров в то время
в мировой практике не было сверхзвук
ступени были мало изучены отсутствовал
опыт применения их в многоступенчатых
компрессорах не было данных по согласо-
ванию хар к сверхзвук ступени с дозвук
частью компрессора Потребовалась длит
доводка компрессора чтобы получить тре
буемые хар-ки и обеспечить его устойчивую
работу на всех эксплуатац режимах При
проектировании и изготовлении теплонапря-
женной камеры сгорания и газовой турби
ны, работающей при высоких темп-pax с
большими гепло перепада ми в одной степени
4 Авиация
АЛ 49
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?;
Рис. 3 Турбореактивный двигатель АЛ 7Ф-1
решались вопросы стабилизации процесса
горения в камере, достижения оптим поля
темп-p газа перед турбиной, охлаждения
конструкции и Др Разработан ряд новых
конструктивных решений турбины спицевая
конструкция статора, соединение вала с дис
ком с помощью радиальных штифтов, термин
развязка в статоре, конструкция уплотнений,
работающих при высоких темп-pax, осевая
разгрузка и др
В авг 1955 АЛ 7 прошел гос 100-ча-
совые испытания Дальнейшие работы но
АЛ-7 велись в направлении совершенство-
вания его узлов и повышения энергона
пряженности путем сжигания дополнит топ
лива за турбиной, в форсажной камере
Двигатель получил обозначение АЛ 7Ф-1
(рис 3) и в [959 был запущен в серий
ное произ во На нем установлена прямоточ-
ная форсажная камера с разделением пото-
ка газа на две части — малого и боль
шого контура, с кольцевыми стабилизатора-
ми пламени и противовибрац экраном Соц-
ло регулируемое, двухпозициониое, снабжено
24 створками Для подачи топлива в фор
сажную камеру и регулирования форсажного
режима установлен спец агрегат В I960 про
ведецы юс [00-часовые испытания двигате
ля В 196[ на базе АЛ-7ф 1 создан и за
пущен в серийное произ во двигатель АЛ
7ПБ, предназначенный для пасс и трансп
самолётов На двигателе вместо форсажной
камеры установлено жесткое нерегулируемое
реактивное сопло, сняты агрегаты, обслужи
вающне форсажный контур
В кон 50-х гг АЛ-7Ф-1 модернизируется
с целью улучшения осн данных и повыше
ния надежности работы В модификации
двигателя, получившей обозначение АЛ-
7Ф 2, увеличена тяга и снижен уд расход
топлива гл обр за счет усовершенствова
ния второй ступени турбины и увеличения
диаметра форсажной камеры В компрессоре
АЛ 7Ф 2 установлены восьмая и девятая
ступени повыш напорности, рабочие ко
леса первой и второй ступеней изготовлены
из титана В масляной системе вместо
колоаратных насосов применены центро-
бежно шестеренные Усовершенствована
система регулирования введены ограничи
тели макс темщры га^а перед турбиной
и макс приведенной частоты вращения
ротора В I960 АЛ 7Ф 2 запущен в серий
ное произ-во В кон 1963 он прошел гос
испытания на самолете Су-ll В 1962 фор-
сажную тягу увеличивают до 110 кН Двн
га гель с такой тягой имел обозначение
АЛ 7Ф 4 Двигатели семейства АЛ-7 длит
время эксплуатировались на самолетах разл
назначения
В 1965 началась разработка проекта ТРД
третьего поколения Реализация предъявлен-
ных требований была на пределе возмож
ностей одноконтурных одновальных ТРД,
однако было принято решение схему двига
теля не менять В кон 1966 изготовлены
первые экз АЛ 2[ф (устанавливался на
опытном самолете) В 1969 АЛ 21Ф форси
руется по тяге на 25—30% Форсирование
достигалось увеличением расхода воздуха,
повышением давления и темп ры газа перед
турбиной Для этого во все узлы были вве
дены изменения В марте 1970 изгбтовлен
I й экз модифицированною АЛ 21Ф —дви-
гатель АЛ 21Ф-3 (рис 4), состоящий из
осевого 14 ступенчатого компрессора, осевой
одновальной активно реактивной трёхступен-
чатой турбины, форсажной камеры систем
регулирования, питания топливом и маслом,
электрооборудования, противообледенения и
др В компрессоре получена л*к=15, что
в одновальной схеме достигнуто примене
нием развитой механизации 10 направляю
тих аппаратов, включая входной, имеют
поворотные лопатки, управляемые регуля-
тором в зависимости от приведенной часто
ты вращения ротора компрессора Ротор
компрессора барабанно дисковый На торцах
барабанных участков дисков выполнены шли
цы, по к рым диски соединяются друг с
другом Пакет дисков стягивается при по-
мощи трех телескопия труб Ротор компрес-
сора со шлицевыми соединениями дисков,
обладающих при сравнительно малой массе
большой жёсткостью, является конструк-
тивной особенностью всех двигателей АЛ
Надроторная часть статора компрессора
покрыта «мягкой» спец смесью, к рая
защищает торцы рабочих лопаток от износа,
поддерживает миним радиальные зазоры
Камера сгорация трубчато-кольцевая, с 12
жаровыми трубами, имеющими центробеж-
ные форсунки Рабочие лопатки первой
ступени и сопловые лопатки первой и вто
рой ступеней турбины охлаждаются возду
хом. отбираемым за компрессором На
крейсерских режимах с целью повышения
экономичности двигателя охлаждающий воз
дух в турбину не подается Над рабочими
лоцатками всех трех ступеней турбины и
по лабиринтам дисков применено сотовое
уплотнение для поддержания миним зазоров
Форсажная камера состоит из фронтового
устройства, форсажной трубы и всережим-
ного сверхзвук сопла Фронтовое устройство
имеет три кольцевых стабилизатора и шесть
топливных коллекторов с центробежными и
струйными форсунками Стенки форсажной
трубы, в к рой происходит горение форсаж
ного топлива, охлаждаются с внеш стороны
набегающим потоком воздуха, с внутрен-
ней — потоком пристеночного газа за турби-
ной Для орг ции внутр охлаждения вдоль
всего корпуса трубы установлен перфорир
экран Реактивное сопло состоит из дозвук
сужающегося н сверхзвук расширяющегося
венцов, охлаждается потоком газов, выходя-
щих из щели в заднем экране форсажной
трубы Детали, работающие при высоких
темп рах, изготовлены из жаропрочных с пл а
впв Детали компрессора, за исключением
заднего корпуса и диска последней ступени,
выполнены из титана, что существенно снизи-
ло массу конструкции
Особенностью АЛ-21Ф-3 являются высокие
уд параметры в широком диапазоне эксплуа-
Табл - Двигатели Научно производственного объединения «Сатурн»
Основные данные	ТР 1	АЛ 5	АЛ 7ф 1	АЛ 7ф 2	АЛ 7ПБ	АЛ 21Ф	АЛ 21Ф 3
Начало серийного производства год	1947	Опытный	1959	1960	1961	1967	1970
Тига, кН	12 7	49	90.2	99,1	71 2	87,3	110
Масса, кг	856	1770	2010	2100	1746	1580	1800
Максимальный диаметр, м	0.856	1 2	1 25	1.3	1,062	1,03	1,03
Длина м Удельный расход топлива кг/(Н-ч)	3 86	4 31	6 63	6,65	3,31	5,34	5 34
на форсажном режиме	—		0,204	0,204	—	0,194	0,19
на крейсерском режиме	0 128	0,097	0 093	0,091	0 089	0,074	0,078
Расход воздуха кг/с	31,5	95	114	115	H4	88 5	104
Степень повышения давления	3	4,5	9,1	9,3	9 1	127	14,6
Температура газа перед турбиной, К	1065	1100	1200	1200	1200	1263	|385
Применение (летательные аппараты)	Ил-22, Су Н	Ил 46, И 350 Ли 190	Су 7 Су 7Б	Су II, Су 9	Бе-10, Ту но модификация Ту 104)	Су 17	Су |7М, Су 24, МиГ 23Б
50 АЛ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тац режимов работы Они достигнуты повы
ше.нием эффективности осн узлов, примене
нием теплопрочного титана и жаропрочных
стальных сплавов использованием прогрес
сивных технол процессов изготовления По
сравнению с лучшим двигателем второго
поколения АЛ 21Ф 3 имеет уд тягу выше
на 23% уд расход топлива и уд массу ни
же на 17 и 30% соответственно
Для истребителя Су-27 в ОКБ создан
ТРДДФ АЛ 31Ф [тяга [23 кН, масса 1530 кг,
макс диам I 24 м, длина 4,95 м, степень
двухконтурности 0,571, уд расход топлива
на экономичном режиме 0,069 кг (Н ч) J
С Я Кувшинников
АЛАШЁЕВ Юрий Тимофеевич (1923—59) —
сов лётчик испытатель подполковник Герой
Сов Союза (I960 посмертно) Окончил
Вязниковское воеи авиац. уч ще (1944)
Школу лётчиков-исцытателей (1950), учился
в МАИ Работал и ЛИИ и ОКБ А Н Ту
полевв Испытывал самолёты марки Ту в г. ч
Ту 16 Ту 75, Ту 95, 1у 98, Ту-104 (уста
новил на нем 8 мировых рекордов), Ту 114
Погиб при испытании опытного самолета Ту
105 Награжден 2 орденами Ленина меда
лямн
АЛЕКСАНДРОВ Владимир Леонтьевич
(1894—1962)—сов ученый в области само
лётостроения, проф (1935), д р техн наук
(1936) засл деятель науки и техники
РСФСР (1947) Окончил МГУ ((918) Ученик
НЕ Жуковского С 1921 в ЦАГИ Совм
с В В Калининым Спроектировал первый
сов пасс самолёт АК 1 (1924), организовал
отдел натурных испытаний (1929) Прело
давал в вузах (с (922) Внёс значит вклад
в разработку первых отечеств материалов
по нормам прочности самолетов мето
дов аэродинамич расчёта самолёта и проек
тирования возд. винтов изменяемого шага
Был необоснованно репрессирован и в 1938—
4[ находился в заключении работая в ЦКБ
29 НКВД В 1941—45 в ОКБ А Н Тупо
лева, в 1945—62 в ЛИИ Награжден орде
нами Трудового Красного Знамени Красной
Звезды, медалями
АЛЕКСЕЕВ А натолий Дмитриевич (1902—
74) — сов полярный лётчик Герой Сов
Союза (1937) Участник Гражд и Вел.
Отечеств войн Пилотское свидетельство за-
щитил экстерном в 1933 служил в Аркти-
ке Участвовал (в экипаже Б Г Чухнов
ского) в поисках экспедиции У Нобиле
((928), в высадке И Д Папанина и его грун
пы на Сев полюс (1937) в поисках про
павшего самолёта С А Леваневского (1937 —
38), возглавлял авиац отряд по спасению
экипажей судов «Сибиряков» «Малыгин» и
«Седов», затёртых льдами Впоследствии ра
ботал лётчиком полярной авиации, лётчиком
испытателем, нач. аэронавигац отдела но
лярной авиации А — один из основонолож
ников новых методов ледовой разведки Наг
ражден 3 орденами Ленина 5 орденами
Красного Знамени орденом Отечеств войны
I й степ 3 орденами Красной Звезды, меда
лями
АЛЕКСЕЕВ Семен Михайлович (р |909) —
сов авиаконструктор. Герой Соц Труда
(1961) Окончил конструкторские курсы
(1929) МАИ (1937) Работал конструктором
в ОКБ А Н Туполева нач бригады в
КБ В А Чижевского (с 1933) и в КБ
А А Дубровина (с (937) В ОКБ С А Ла
вочкина (1939—46 в 1940—46—его первый
зам ) участвовал в создании истребителя
ЛаГГ 3, сыграл видную роль при разработ
ке самолётов Ла 5 Ла 5ФН Ла 7 Ла 9
В 1946—48— гл конструктор ОКБ 21 на
авиац з де в Горьком, где под его рук.
созданы опытные тяжёлые реактивные истре-
бители И 211, И 212 И-215 Затем работал
в ЦАГИ и гт конструктором в ОКБ I в
В А Алексенко
А В Алеиохин
Кимрах В [952— 73 гл. коштруктор на з де
«Звезда» где он возглавлял разработку сис-
тем дозаправки самолётов топливом в полё
те, систем спасения и жизнеобеспечения эки
пажей самолётов и космич объектов Наг
раждён орденом Ленина, 2 орденами Тру
дового Красного Знамени ортеном Красной
Звезды медалями
АЛЕКСЕНКО В шдимир Абрамович (р
1923) сов летчик ген лейтенант авиации
(1968) дважды Герой Сов Союза (дважды
1945) В Сов Армии с 1941 Окончил
воеи школу пилотов (1942), Воен возд. ака
демию (1954 ныце им Ю А Гагарина)
Воен академию Генштаба Вооруж Сил
СССР (1962) Участник Вел. Отечеств, вой
ны В ходе войны был лётчиком штурмови
ком ком эскадрильи, зам ком штурмового
авиаполка Совершил 292 боевых вылета
После войны на Ответств должностях в
ВВС Награжден орденом Ленина, 4 орде
нами Красного Знамени, орденом Александра
Невского, 2 орденами Отечеств войны
I й степ., орденом Отечеств войны 2 й степ ,
2 орденами Красной Звезды, медалями
Бронзовый бюст в станице Крымская Крым
кого р на Краснодарского края
ХЛЕЛЮХИН Алексей Васильевич (р
1920) сов летчик, ген майор авиации
(1971) дважды Герой Сов Союза (дважды
1943) В Сов Армии с 1938 Окончил Воен,
авиац школу им В П Чкалова (1939)
Воен академию им М В Фрунзе (1948)
Высш воен академию (1953 ныне Воеп
академия Генштаба Вооруж Сил СССР)
Участник Вен. Отечеств, войны В ходе войны
был лётчиком-истребителем, ком звена ком.
эскадрильи, зам ком истребит авиаполка
Совершил св 600 боевых вылетов, сбил
лично 40 и в составе группы 17 самолётов
противника После войны на ответств долж
ностих в Сов Армии Награждён 2 ордена
ми Ленина 3 орденами Красного Зна
мени орденами Суворова3 йстеп Алексачд
ра Невского, Отечеств войны l-й степ
Трудовою Красного Знамени 2 орденами
Красной Звезды, орденом «За службу Ро
диие в Вооружённых Силах СССР» 3 й степ
медалями Бронзовый бюст в с Косова Го
ра Тверской обл
Я И A iKciiHc
АЛЕХНОВИЧ Глеб Васичывич (1886—
1918)—рус. летчик, штабс-капитан В [910
научился летать на планёре Окончил авиац
школу при Севастопольском аэроклубе
(1910) самостоятельно освоил биплан «Гак
кель VI» и получил диплом пилота-авиатора
(1911) во Всерос аэроклубе. Испытывал
самолёты Я М Гаккеля и И.,И Сикорского
С 1912 работал лётчиком-испытателем на
Русско Балтийском вагонном з-де (Петер
бург) Был одним из первых лётчиков, ле
тавших на самолёте «Илья Муромец»
Установил ряд авиац рекордов на само
летах разных типов, Во время 1 й мировой
войны ком. самолёта «Илья Муромец»
(с момента формирования эскадры из них)
По инициативе А при эскадре были
opiавизованы мастерские, где проводились
работы по созданию стрелкового и бомбово
го вооружения «муромцев» После Окт рево
Люции перешёл па сторону Сов власти По
гиб при перелёте на «муромце» в небла
гоприятных погодных
«АЛИСАРДА» (Ali-
sarda) — авиакомпа
ния Италии Осуди
ствляет перевозки в
страны Зап Европы.
Осн в 1963 В 1989
перевезла 131 млн.
пасс пассажирообо-
рот 0,68 млрд п км
Авиац парк — 1 I са
молётов
«АЛИТАЛИЯ» (Ah
ialia) — нац авиаком-
пания Италии Осу-
ществляет перевозки
в страны Зап Евро
пы, Америки, Бл. и
Дальнего Востока и
в Австралию Оси
перевозки с 1947
JC повиях
в 1946 регулярные
Совр назв с 1957
В [989 перевезла 16 2 млн пасс пас
сажирооборот 20,82 млрд п км Авиац
парк — 138 самолётов
АЛКСНИС (Астров) Яков Иванович (1897 —
1938)—сов военачальник, командарм 2-го
ранга (1935) В Красной Армии с 19(9
Участник I й мировой и Гражд войн По
4*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими АДКСНИС 51
окончании Гражд войны занимал ответств
должности в Красной Армии Окончил Воен
академию РККА (1924 ныне Воен академия
им М В Фрунзе), Качннскую воен авиац
школу (1929) В 1926—-31 зам нач ВВС
РККА с 1931 иач ВВС РККА н чл Рев
военсовета СССР а затем Воен Совета
Наркомата обороны СССР С янв 1937 так
же зам наркома обороны по авиации В
1929 без отрыва от служебных обязанностей
овладел техникой пилотирования и летом
1929 соверши.! с летчиком В И Писарен-
ко рекордный беспосадочный перелет по
маршруту Москва — Севастополь, в нояб
1929 получил 1вацие воен летчика А осу
шествил ряд важных мероприятий по совер
шенствованию организац структуры ВВС,
оснащению их новой боевой техникой Был
инициатором введения обязат пернодич
проверки техники пилотирования у летного
состава предполетной подготовки экипажей
Им практиковалось обучение летчиков поле-
там по приборам вне видимости земли был
создан аэронавигап отдел НИИ ВВС А —
один из инициаторов развертывания дея
тельностн Осоавиахича по подготовке лет-
ных кадров и парашютистов Как член ира
вительств комиссии (с 1936) принимал
активное участие в орг ции потетов в Арк
тику и беспосадочных перелетов экипажей
В П Чкалова и М Громова через Сев
полюс в США Награжден орденами Ленина,
Красного Знамени, Красной Звезды, монг
орденом Необоснованно репрессирован,
реабилитирован посмертно
Лит Командарм крылатых сост К К Медниг,
I А Чгчельницкии Рига 1973
«АЛЛИСОН» (Alhson Gas Turbine Divi-
sion)— двигателестроит фирма США Яв-
ляется отделением автомобилестроит фирмы
«Дженерал моторе» (Genera] Motors Corpo-
ration), осп в 1916 Совр назв с 1984
Табл —Двигатели фирмы «Аллисон»
Основные данные	250 С20В (ГТД)	250 СЗО (1ТД)	Т56-А 15 (ТВД)	Т( 41 А 2* (ТРДД)
Тяга кН Мощность кВт Масса кг Размер м Удельный расход топлива на взлетном режиме кг/(Н ч) на крейсерском режиме г/(кВт ч) Расход воздуха кг/с Степень повышения давления Степень двухконтурности Температура газа перед турбиной К Применение (летательные аппараты)	310 72 0 589 (габаритный) 443 1 56 7 2 1270 Вертолёты Белл 206 Агуста А109, МББ Во 105С Хьюз 500	478 109 0 635 (габаритный) 403 2,54 84 1323 Вертолет Сикорский S 76	3600 828 0,685/0,99 (ширина/ высота) 535 14,9 9,5 1350 Военно транс нортный у и монет Локхид ( 130	66 7 1370 0 95 (диаметр входа) 0 066 119 21 4 0.75 1445 Истребитель бомбардиров- щик Воут А 7Е
* Двнгатеть TF41 А 2 разрабатывайся уовместно с фирмой «Ролле Ройс»
До 1947 выпускала авиац ПД жидкостного
охлаждения, позже авиац и пром ГТД
В I960—70 было развернуто крупносерий-
ное произ-во ТРДД ТВД и гурбовальных
1 ГД для воен самолетов и вертолетов
В кон 80 х гг выпускала ТВД серии Г56
ГТД модели 250 (Т63) разработала ТВД
Т406 для СВВП V 22 «Оспри» Осн данные
нек-рых двигателей приведены в табл
«АЛОХА ЭРЛАЙНС»
(Aloha Airlines, Alo
ha Airgroup Inc ) -
авиакомпания США
Осуществляет пере
возки на Гавайских
о вах Осн в 1946 под
назв «Транс Паси
фик эрлайнс», совр назв с 1958 В 1989
перевезла 4 млн пасс пассажирооборот
0,86 млрд п -км Авиац парк — 22 самолета
«АЛЬБАТРОС» (Albatros Flugzeugwerke
GmbH)—само leTocTpoHT фирма Германии
Осн в 1909 Фирма «А » начала деятель
ность с лицензионною произ ва франк са
мопетов, с 1912 вытекала самолёты собств
конструкции Имела летную школу Стала
первым поставщиком авиац техники для
вооруж сил Германии резко расширила
произ во в юды 1-й мировой войны (86 са-
молетов в 1913, ок 8500 в 1918) Известным
самолетом фирмы является разведчик В ! 1,
разработанный Э Хеинкелеч В 1916 на во-
оружение поступили истребители D1 и DII, в
1917 — Dili — лучший боевой самолетфирмы
(тавший стандартным истребителем герм ар-
мии того времени (рис в табл IX) В 20 е
гг выпускались биплацы-разведчики VL65
1 76 и L78, в 1930 построены спортивные
самолеты AI101 и 102 Всего на фирме соз
дано св 100 моделей самолетов В 1931 труд-
ности сбыта привели к ликвидации фирмы,
з ды перешли к «Фокке Вульф»
АЛЬТИМЕТР (от лат altum — высота и
греч inetreo — нтмеряю)— то же, что высо-
томер
АЛЮМИНИЕВЫЕ СПЛАВЫ. Первый А с
(дуратюмин), получивший пром примеие
ние бьп разработан в 1909 А Видимом
(Германия) С ироиз-вом этого А с свя-
зан нач период развития металлич са-
молетостроения В РСФСР в 1922 на з-де
по обработке цв металлов в поселке Коль
Чугино Владимирской обл было начато
пром произ-во листового и сортового про
ката нз отечеств А с кольчу i алюминия
(создатели Ю 1 Музалевский и С М Воро
нов), отличавшегося по составу от нем дура
люмина Большая роль, к-рую играют А с в
авиастроении, определяется удачным сочс
танием свойств малой плотностью (2500 —
2900 кг/м3) высокими прочностью (до 500 —
600 МПа) коррозионной стойкостью, тех-
нологичностью при литье, обработке давле
нием. сварке и обработке резанием Бла
годаря высокой уд прочности начиная с 20 х
гг 20 в А с являются важнейшим конст-
рукц материалом в самолётостроении
Осн легирующие компоненты А с - маг-
ний, медь, цинк, кремний В ретультате те
гирования алюминия одним двумя и более
элементами из числа перечисленных в разл
сочетаниях а также малыми добавками од
ного ити неск переходных металлов — мар
ганца хрома, титана, циркония, никеля же-
леза, ванадия — полечены и применяются
в пром-сти более 150 А с В 70 е гг в число
легирующих компонентов А с воюет также
титий
Все А с обычно разделяют на деформи-
руемые, из к-рых изготовляют листы пли
ты, профили и др полуфабрикаты путем
пластич деформации литой заготовки, и
литейные, к-рые предназначены исключи-
тельно для фасонного литья Из дефор-
мируемых А с наибольшее значение
имеют сплавы след систем
Алюминий — магний с добавками мар-
ганца титана циркония (сплавы АЧг2,
АМг5 АЧгб, цифра в марке показывает при-
близит содержание магния в процентах)
Эти сплавы не упрочняются термообработ-
кой, в отожженном состоянии характеризу-
ются умеренной прочностью (до 350 МПа
для АМгб), высокой пластичностью, очень
высокой коррозионной стойкостью, хорошей
свариваемостью Широко применяются для
ответств сварных конструкций
Алюминий — медь — магний с добавками
марганца — ДУралюмины (Д1, Д16, Д18,
В65 Д19 В17 ВАД1) Упрочняются тер-
мообработкой, подаергаются как правило
закалке и естеств старению Характеризу-
ются сочетанием высокой статич прочнос-
ти (до 450—500 МПа) при комнатной и по-
выш (до 150—175°С) темп рах, высоких
усталостной прочности и вязкости разруше
ния Такое сочетание свойств определило
широкое применение этих сплавов, особен-
но Д16 и Д16ч (чистого по примесям желе
за и кремния), в самолётостроении Недос-
таток — низкая коррозионная стойкость, из-
делия требуют тщательной защиты от кор
розии
Алюминий— цинк — магний — медь с до-
бавками марганца, хрома, циркония Под-
вергаются закалке и искусств старению
Сплавы имеют самую высокую из всех А с
прочность (до 700 МПа для В96Ц) Одна-
ко при старении на маке прочность повы-
шается чувствительность этих Аск кор
розненному растрескиванию, снижаются
пластичность и значения хар-к конструкц
прочности Для этих сплавов внедрены ре
жимы смя! чающего старения (перестари
вания) к рые обеспечивают сочетание Дос
таточно высокой прочности (420- 470 МПа
для В93 и В95) с удовлетворит значени-
ями сопротивления коррозионному растрес-
киванию и конструкц прочности Сплав В95,
особенно его модификация В95пч (повыш
чистоты по примесям железа и кремния)
относится к числу наиболее важных конст
руки материалов а самолётостроении
Алюминий — магний — литий с добавка-
ми мар!анца н циркония Подвергаются за
калке и искусств старению Отличит осо
бенность — сочетание достаточно высокой
прочности (420—4,50 МПа) с наименьшей
для пром А с плотностью (2500 кг/м3),
высоким модулем упругости (75 ГПа) и
удовлетворит свариваемостью Недостат
ки пониж пластичность, плохие технол
свойства
Из литейных ецлавов наибольшее зна-
чение имеют сплавы след систем
Алюминий - кремний (силумины) с до-
бавками Maiния меди, марганца, титана, ни-
келя (АД2, АЛ 4 АЛ9, АЛ5, АД34) — самые
распространенные литейные А с При налн
чии магния и мети сплавы упрочняются тер-
мообработкой Механич свойства колеблют-
ся в широких пределах (прочность от 150
МПа для АЛ2 до 350 МПа для АЛ34) Слла
вы отличаются очень хорошими литейными
свойствами удовлетворит коррозионной
стойкостью и хорошей свариваемостью
Алюминий медь с добавками марганца,
титана никеля, циркония, церия кадмия
(АЛ7. АЛ 19 АЛЗЗ ВАЛЮ) Упрочняются
закалкой с последующим искусств старени-
ем К этой группе относятся самые прочные
52 «АЛЛИСОН»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(до 500 МПа для ВАЛЮ) и самые жаро-
прочные (90МПа для АЛЗЗ) литейные А с
Недостатки низкая коррозионная стойкость,
пониж литейные свойства
Наряду с деформируемыми и Литейными
А с в авиастроении используются спечен
ные материалы — спеченная алюм пудра и
спеченный алюм сплав
Лит Промышленные деформируемые спеченные
и литейные алюминиевые сплавы М 1972 Фрид
ляндерИ Н Алюминиевые деформируемые кон
струкционные сплавы 'И 1979
В И Елагин И В Фридлендер
«АЛЯСКА ЭРЛА-
ЙНС* (Alaska Air-
lines) — авиакомпа
ния США Осуществ
ляет внутр перевоз
ки Оси в 1932 под
назв
эйс»
1944
везла
млрд
AM — марка авиац
под рук А А Микулина (см Московское
научно-производственное объединение «Со-
юз») Двигатели разработанные по рук ею
преемников С К Туманского затем О Н
Фаворского, имеют др марки Осн данные
нек-рых двигателей приведены в табл 1 и 2
«Макджи эру-
совр назв с
В 1989 лере
6,6 млн пасс
л км Авиац
tian ажирооборот 7,05
парк—52 самолета
двигателей созданных
Табл 1—Поршневые двигатели конструкции А А Микулина
Основные данные	М 34	М 34Н Р, ФРН	AM 35А	AM 38Ф	AM 42
Начало серийного производства год	1932	1934	1940	1941	1944
Мощность, кВт	588	603—883	993	1290	1470
Применение (летательные аппа раты)	ТБ 3	ТБ 3 ТБ 4	МиГ 1	Ил 2	Ил 10
	АНТ 25, МБР 2	АНТ 20 АНТ-25	МиГ 3 Пе 8		
Восьмиступенчатый осевой компрессор (на
АМРД 02— девятистуиенчатый) приводил
ся во вращение одноступенчатой турбиной
Была разработана конструкция соединения
дисков компрессора с валом посредством
шлицов, боковые пов сти к рых направлены
по радиусу На АМТКРД-01 установлено ре
гулируемое реактивное сопло с электроприво-
дом на АМРД 02— нерегулируемое За
пуск двигателей производился возд старте-
ром типа ротац воздуходувки В 1948 — 49
двигатели проходили летные испытания на
опытном самолете
В 1949 было начато проектирование само
го мощного в мире для того времени ТРД
AM 3 (рис 3) В 1952 он успешно про
шёл гос стендовые испытания и был запу
щеп в крупносерийное произ во Это был
первый отечеств серийный ТРД большой
тяги На двигателе установлены восьмисту
пенчатый осевой компрессор созданию
к рого предшествовала эксперим отработ-
ка модельных компрессоров трубчато-коль
цевая камера сгорания, состоящая из 14
прямоточных жаровых труб, заключённых в
общий кожух, двухступенчатая турбина и
нерегулируемое сопло Во фронтовом уст
ройстве камеры сгорания поставлены за
вихрители Введено охлаждение жаровой
трубы с помощью оребрённых стенок
Применены автоматич бортовой запуск от
турбостартера мощн 65—75 кВт с приводом
через гидромуфту, управляемая противо-
обледенит система, топливомасляный ра-
диатор для охлаждения масла топливом
дви гателя
Одна из особенностей АМ-3— компрессор
с дозвук высоконапорными ступенями обес-
печивающими степень повышения давления,
равную 6,2 Первая ступень имела боль-
шую осевую скорость воздуха (до 200—
210 м/с), что обеспечивало высокую произ-
водительность компрессора Впервые было
введено регулирование компрессора пере-
пуском воздуха за первыми ступенями При
менено штифтовое соединение дисков в ро-
торе барабанного типа обеспечивающее их
центровку Для уменьшения радиальных за-
зоров над рабочими лопатками и в лабирин-
тах нанесен с чей талька с графитом В мо-
дификациях AM 3 (двигатели РД-ЗМ РД-
ЗМ-500) тяга увеличена до 94,6 кН (на чрез
вычайном режиме до 104 кН)
Дальнейшее совершенствование проек-
тируемых узлов и двигателей, их оптимиза-
ция и повышение надежности требовали
проведения теоретич и эксперим исследо-
ваний Руководил этими работами в ОКБ
Б С Стечкин В 1950 на опытном з-де ис
следовали влияние размеров ТРД на его
массу Было установлено, что Для подобных
в газодицамич и конструктивном отноше-
нии ТРД уд масса существенно снижает-
ся при уменьшении (до определ пределов)
размеров двшателя В 1950 в соответствии
с результатами Этих исследований спроекти-
Рис I Поршневой двигатель жидкостною охлаж
деиия AM 34
Основанию ОКБ Микулина (опытного з да
№ 300) предшествовали работы по созда
нию ряда авиац ПД, проведенные под ею
рук в ЦИАМ и на з де им М В Фрунзе
В 1929—31 был разработан и запущен в
серийное произ-во двигатель М-34 (рис 1)
С авг 1936 М 34 получил обозначение AM. 34
(по первым буквам имени и фамилии конст
руктора) М-34— первый ПД жидкостного
охлаждения отечеств конструкции, послу-
живший в дальнейшем прототипом серий-
ных двигателей AM 34Р, AM 34РН, AM 35А,
AM 38Ф и АМ-42 мощн от 603 до 1470
кВт В 1937 на самолетах AHI-25 с АМ-34Р
экипажи В П Чкалова и М М I ромова со
вершили дальние беспосадочные перелеты
через Северный полюс в США Кроме того,
были созданы двигатели AM 37	АМ-39
AM 40 и АМ-43НВ мощн от 1030 до 1690
кВт но в связи с воен временем они серий
но не выпускались В 1943 46 велись также
работы по повышению высотности и эконо
мичности ПД семейства AM
С 1946 ОКБ начинает работать в новом
направлении, связанном с проектированием
и созданием ТРД Первый из них AM ГКРД 01
(рис 2) в 1948 успешно выдержал гос
25 часовые стендовые испытания Сразу бы-
ли начаты работы по его модификации В
1949 АА4РД 02 с тягой, увеличенной до 41,7
кН успешно прошёл гос стендовые испыта
ния Принципиальные схемы двигателей
аналогичны С целью уменьшения массы и
длины двигателей трубчато-кольцевая ка
мера сгорания выполнена противоточной
Рис 2 1 урбореакгивный двигатель АМТКРД 01
Рис 3 Турбореактивный двиГатеп, AM 3
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамиЙМ 53
Табл 2 —Турбореактивные двигатели Московского научнопроизводственного объединения «Союз*
Основные данные	АМТКРД 01	АМРД 02	AM 3	AM 5	РД 9Б	Р| 1 300	РУ 19 300	Р27В 300
Начало серийного производства год Тяга, кН Масса, кг Диаметр м Длина м Удельный расход топлива кз/(Н ч) на форсажном режиме на крейсерском режиме Расход воздуха кг/с Степень повышения давления Температура газа перед турбиной К Применение (летательные аппараты)	Опытный 32 4 |720 I 365 3 08 0 124 65 4 1125	Опытный 41,7 1675 1,38 3 6 0 101 75 5 1125	1952 85 3 3100 1 4 5 38 0 095 150 62 ИЗО Tv 16 М 4 Ту |04	1953 19,6 445 0 67 2 77 0 09 37 5 58 1130 Як 25	1955 32 4 700 0 66 5 56 0 163 0,09 43,3 7,5 1150 МиГ |9 Як 27Р	1958 49 1040 0 825 4 6 0,203 0,096 64,5 8,6 1175 МиГ 21 Як 28Р Як 28Б Як 25РВ Су 15	1970 8,83 225 0 55 1 73 0 |2 16 4 6 1150 Як-30 Як 32 Ан 24 Ан 26	66,6 1350 1,012 3 706 Як 38
рован ТРД AM 5 Двигатель имел уд массу
0 0227 кг/Н что было в полтора раза ниже
чем у существовавших в то время отечеств
и зарубежных ТРД На AM 5 установлены
восьмиступенчатый осевой компрессор коль-
цевая камера сгорания двухступенчатая
гурбина и нерегулируемое сопао Систе
ма автоматич регулирования обеспечивала
управление двигателей только путей пере-
становки осн рычага управления двшате
лем Применена автономная масляная сис
тема состоящая из масляного бака с маят
никовым заборником и топливом а с а я ною ра
диатора размещенных на двигатепе В сис
теме смазки в один агрегат включены наг
петающин насос фичыр предохранит об
ратный и редукционный ктацаны, что сок
рятило чисто трубопроводов, снизило мае
Рис 5 Турбореактивный двигатечь Р| I 300 с фор
сажной камерой
Рис Ь Нотъемно мар певыи турбореактивный
чнюатечь Р27В УЮ
су и увеличило надежность масляной сис
темы Использован стартер генератор Для
элсктрич запуска разработана автоматич
двухскоростндя передача с двумя обгон-
ными муфтами — роликовой и кулачковой
В 1952 были начаты работы по созданию
ТРД с форсажной камерой (ТРДФ) РД 9Б
(рис 4) для сверхзвук истребителя При
его проектировании использован опыт от
работки конструкции отд узлов AM 5 Дви
гатель имел трубчато кольцевую камеру его
рация (девять прямоточных жаровых труб в
общем кожухе) двухступенчатую турбину,
форсажную камеру с трехпозиционным со
илом Особенностью двигателя был высоко
напорный девятиступенчазый осевой ком
прессор со сверхзвук первой ступенью при
менение к рои увеличило производитель
Рис 4 Турбореактивный двигатечь РД 9Б с фор
южной камерой
ность и напор компрессора При его доводке
проведены исследования с целью согласо
вания сверхзвук ступени с дозвук частью и
обеспечения устойчивой работы компрес
сора на всех режимах РД 9Б был первым
отечеств двигателем со сверхзвук ступенью
компрессора запущенным в крупиосерий
ное произ-во На двигателе установлен ре
гуля тор управления лентой перепуска воз
духа из компрессора по приведенной часто
те вращения Разработана надежная и про
стая система дозировки топлива Установлен
топтивомастяный азрегат состоящий из
маслоблока и топливомасляного теплооб
менника что явилось прогрессивным ззза
гом на пути объединения элементов систе
мы смазки Применен двухскоростной при
вод стартера генератора что обеспечило по
вышение крутящего момента примерно в 4
раза в стартерном режиме и получение не
обходимой частоты вращения в генератор
ном режиме Обеспечен карбюраторный
розжиг форсажной камеры В 1956 прове
дены работы по форсированию РД 9Б В мо
дификапии РД 9Ф тяга увеличена до 37,3 кН
Анализ путей развития и работы двига
телей, выполненных по одзювальной схеме
(с учетом необходимости спец регулирова
ния многоступенчатых высоконапорных
компрессоров для обеспечения их газодина
м_ич устойчивости) привел к призщипиаль
но новому в то время направлению проек
тирования двигателей по двухвальной схе
ме Опыт создания отд сверхзвук ступеней
компрессора позволив перейти к решению
более сложной задачи — обеспечению их
совм работы в многоступенчатом компрес
соре что давало возможность сократить
число ступеней уменьшить массу габарит
ные размеры и трудоемкость изготовления
компрессора В 1953 начато проектирование
ТРДФ Р11 300 (рис 5) В 1958 он успешно
прошел гос стендовые испытания и был за
пущен в серийное произ во На двигателе
применены шестистхпенчатый осевой ком
прессор трубчато кольцевая камера сгора
ния, двухступенчатая турбина форсажная
камера с всережимиым реактивным соплом
Компрессор содержит по три высоконапор
ных сверхзвук (околозвук ) ступени кас
кадов низкого и высокого давления С по
мощью компрессора обеспечена устойчивая
работа двигателя на всех режимах (без ис
пользования механизации компрессора)
расширен диапазон крейсерских режимов и
улучшена экономичность на глубоких (при
малой тязе) крейсерских режимах В двига
теле отсутствуют выносные опоры Вмес
то традиц переднего корпуса компрессора
применено консольное крепление первой сту
пени к ротору Эзим сделан шаг к внедре
нию модульной конструкции (в случае пов
реждения в эксплуатации первая ступень
легко заменяется) рабочие лопатки второй
ступени бандажированы с печью иекчючения
54 AM
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
реюнансных колебаний Снижена общая
масса двигателя, упрошена противообле
денит система
При создании двигателя теоретически раз
работаны и применены осн принципы регу
лирования двухвальиых ТРДФ, чго обеспе
чило получение оптим высотно скоростных
хар к, простоту и надежность эксплуатации
двигателя Применение ограничителя час
тоты вращения ротора высокого давления
позволило ограничить для любых режимов
работы и клнматич условий максимально
допустимую темп ру газа перед турбиной
Система охлаждения масла автономная Для
обеспечения работы масляной системы в вы
сотных условиях на центробежный суфлер
поставлен ба ростатич клапан, с помощью
к рого поддерживается пост давление в
масляных полостях двигателя Надежный
запуск двигателя на всех высотах и режи
мах полёта обеспечивается подпиткой восп
ламенителя кислородом
В крупносерийном произ ве выпускалось
неск модификаций двигателя (РИФ 300,
Р11Ф2 300 и др ) В ходе модификации его
тяга была повышена до 60,5 кН Благода
ря высоким уд параметрам, малым уд мае
се и габаритам в сочетании с относительно
малой трудоемкостью изготовления и хоро-
шими эксплуатац качествами двигатели ти
па Р11 300 нашли широкое применение
В 1959—61 создан малоразмерный ТРД
РУ19 300 упрощ конструктивной схемы для
двухместного учебного и одноместного спор
тивного самолетов Як 30 и Як-32 В 1966—
70 проведена доработка двигателя с целью
использования его в качестве вспомогат си
ловой установки на самолёте Ан 24 Приме
йены семисту ленча ты й осевой компрессор
кольцевая камера сгорания, одноступенча
гая турбина и нерегулируемое реактивное
сопло Двигатель технологичен в произ ве
выпускается с гарантийным ресурсом 1,5
тыс ч
В 1967—74 создан подъёмно маршевый
ТРД Р27В 300 (рис 6), к рый устанавли
вается на СВВП Як 38 Двигатель спроек
тирован по двухвальной схеме и состоит из
11 ступенчатого осевого компрессора (пять
ступеней ротора низкого давления и шесть
ступеней ротора высокого давления) с цир
куляц перепуском воздуха над лопатками
первого рабочего колеса, кольцевой камеры
сгорания, двухступенчатой турбины с охлаж
даемыми лопатками сопловых аппаратов и
рабочими лопатками первой Ступени, криво-
линейного реактивного сопла с двумя пово
ротными сужающимися насадками при во
димыми во вращение двумя гидродвиоте-
лями с рессорной синхронизацией автоиом
ной системы смазки с замкнутой циркуля-
цией системы топливной автоматики Элек
трнч авюматич системы запуска, бортовой
и наземной системы контроля Двигатель эк
сплуатируется в широком Диапазоне высот
и скоростей полёта Высокая газодинамич
устойчивость позволяет двигателю надежно
работать в экстрем условиях по уровню не
равномерности темп-p и пульсаций воздуха
на входе Конструкция двигателя обеспечи
вает устойчивую работу силовой установки
при применении бортового оружия
Одновременно в ОКБ велась разработка
двигателя для самолетов, у к рых осн ре
жимом является полет с высокими сверхзвук
скоростями Особенность такого двигате
ля — умеренная степень повышения давле
ния в компрессоре, позволяющая получить
оптим тяговые хар ки при больших скорое
тях полета Двигатель был выполнен по од
повальной схеме, имел пятиступенчатый
компрессор, трубчато кольцевую камеру его
рания одноступенчатую турбину форсаж
ный контур с двухстворчатым регулируемым
соплом, снижающим внеш потери Авто
матич регулирование режимов рабгоы осу
ществлялось электронной аппаратурой
Дальнейшее совершенствование ТРД ве
детей в направлении повышения уд пара
метров темп ры газа перед турбиной эф
фективности узлов, снижения трудоемкости
изготовления Проводится анализ разл
принципиальных схем и поиска новых
конструктивных
прогрессивных
решений	О Н
«Америка УЭСТ»
(America West Air
lines) —авиакомпания
США Осуществляет
внутр перевозки Ос
нована в 1981, регу
лярные перевозки с
1983 В 1989 пере
везли 13,4 млн пасс
пассажирооборо! 12 77
парк — 89 самолетов
«АМЕРИКАН ЭРЛА-
ЙНС» (American Air
lines)— авиакомпа
ння США, одна из
Ведущих в мире Осу
ществляет перевозки
в страны Зап Евро
ны а также Канаду,
Мексику и Японию
перевезла 72 4 млн
и технол
Фаворский Ю И Гусев
млрд п км Авиац
Осн в 1934 В 1989
пасс , пассажи рообо
рот 118,29 млрд
п км Авиац парк — 500
самолетов
АМЕРИКАНСКИЙ институт авиации
И КОСМОНАВТИКИ (American Institute ot
Aeronautics and Astronautics A1AA)— науч
техн об во США Осн в 1930, находится в
Нью Йорке В составе об ва ок 40 техц ко
миссий в т ч по механике полета прочное
ти, проектированию ЛА акустике силовым
установкам, летным испытаниям Осн зада-
ча содействие обмену опытом между работ
никами авиац пром сти и распространение
науч техн знаний в разл областях авиа-
ции, ракетной техники и космонавтики Ин т
ежегодно проводит 20—30 конференций и
симпозиумов Присуждает ежегодные премии
за науч техн достижения Издает докла-
ды («А1АА Papers»), прочитанные на кон
ференциях сборники трудов, науч техн
журналы «А1АА Journal» «Aerospace
America» (до 1984 «Astronautics and Aero
nautics»), «Journal of Aircraft» и др 'рефе
ративный журнал «International Aerospace
АЬь1гас1ь» Имеет филиалы во мн городах
и вузах
АМЕРИКАНСКОЕ вертолетное об-
щество (American Helicopter Society)
Осн в 1944 Объединяет специалистов фир
мы, организации и уч заведения занятые
проведением н и и опытно конструкторских
работ, произ вом, испытаниями эксплуата-
цией вертолётов и др винтокрылых ацпара
тов Организует ежегодные науч техн фо
румы и выставки вертолетной техники При
суждает премии за наиболее значит фунда
ментальные и прикладные работы, за соз-
дание новых винтокрылых аппаратов Изда-
ет науч техн журналы «Journal ol the Ате
гкап Helicopter Society» и «Vertifhte»
АМЁТ-ХАН Султан (1920—71)—сов лет
чик подполковник, засл летчик испытатель
СССР (1961), дважды Герой Сов Союза
(1943 1945) В Сов Армии с 1939 Окончил
воен авиац школу (1940) Участник Вел
Отечеств войны В ходе воины был летчи-
ком истребителем ком звена, ком эскад
рильи пом ком истребит авиаполка Со
вершил 603 боевых вылета сбил лично 30
и в составе группы 19 самолетов против
ника После войны летчик испытатель Ис
пытал св 100 типов самолетов Погиб цри
испытании самолета Гос пр СССР (1953)
Награжден 3 орденами Ленина, 4 орденами
Красного Знамени орденами Александра
Невского, Отечеств войны I й степ , Крас
ной Звезды «Знак Почета» медалями Брон
зовын бюст в г Алупка (Крым), памятник
в г Каспийск (Дагестан) Портрет ем на
сгр 56
Лит Бутаев Б Амет хан Султан М 1990
АМОРТИЗАЦИЯ ШАССИ (от франц атог-
lir — ослаблять, смягчать) - система обес
печивающая поглощение энерти, снижение
нагрузок, передаваемых от опоры шасси на
конструкцию ЛА при посадочном ударе и
движении по неровностям аэродрома А ш
обеспечивается последовательно соединен
ными опорным элементом соприкасающим-
ся с поверхностью ВПП, и амортизатором —
осн элементом, поглощающим и рассеива
ющнм энергию посадочного удара ЛА Его
встраивают в стойку шасси (при блочной
схеме тележкн шасси) или выносят из неё
(при рычажной схеме) Наибольшее распро
странение получили масляно-иневматич
амортизаторы с гидравлич торможением
прямого и обратного хода поршня Такой
амортизатор представляет гобой герметич
цый цилиндр, в к ром перемещается шток
Рабочий объем амортизатора заполнен стро
го дозиров кол-вом гидросмеси и технически
чистого азота, находящихся под давлением
Азот применяют для устранения возможное
ти самовоспламенения и следовательно,
взрыва жидкости при работе амортизатора
Различают однокамерные и двухкамерные
амортизаторы
Простейший однокамерный амор
т и з а то р разделен на 2 полости (рис 1)
верхнюю, включающую объем над диффузо-
ром и пространство между стенками трубы
диффузора и цилиндра и нижнюю вклю
Рис 1 Схема одно
камерного амортиза
тора 1 — цилиндр 2—
шток, 3 — диффузор
4 — букса 5 — кла-
пан кольцо
чающую объем камеры штока и простран
ство между Стенками штока и цилиндра
Ниж полость заполнена жидкостью, верх
няя — азотом и частично жидкостью Для
правильной работы диффузор должен быть
постоянно покрыт жидкостью При сжатии
амортизатора (прямой ход) жидкость из
ниж полости проталкивается в верхнюю,
сжимая при этом находящийся в ней азот
Энергия удара аккумулируется в сжатом
азоте и частично идет на нагревание жид
кости при ее перетекании Когда сжатие
прекращается, азот, возвращая аккумулиро
ванную в нем энергию, выдвигает шток (об
ратный ход) и вытесняет жидкость из верх
ней полости в нижнюю Амортизирующее
действие обратного хода достигается тем,
что подвижное кольцо клапан давлением
жидкости снизу плотно прижимается к тор
цовой нов сти буксы закрывая в ней все
отверстия, и жидкость может проталкивать
ся только через отверстия малого диаметра
в кольце клапане
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт^шяши^рукгшгМ^
В ।в у х к а м е р н ы х амортизато
ра у .нотная камера разделена на две час
ги пвавающим поршнем Одна камера за
ряжена азотом под небольшим давлением и
работает на нач этапе прямою хода При
Этом обеспечиваются наименьшие перегруз
ки и мягкая посадка, что обзегчает раскру
чиванис колес Вторая камера заряж< на азо
том под значительно большим дав 1ением
При обжатий амортизатора дав >ение в пер
вой камере становится равным давлению во
второй камере, после чего начинает цереме
шагься плавающий поршень Совместная
работа камер, суммарный объем к рых боль
ше чем у однокамерного амортизатора
способствует лмчшей Аши снижению наг
рузок на цементы ЛА к к рым крепится
шасси
Хар ки А ш до тжны быть стабильными
в течение всего срока службы ЛА и не дол
жны зависеть от усвовий эксптуатации Не
стабитьность хар к при использовании мае
ляно пневматич амортизатора возникает
при повторных обжатиях опоры в резуль
тате образования в камерах смеси из пу
зырьков нерастворенного га та и масла
Стабильность хар к обеспечивают аморти
заторы с раздельными газовой и масляной
камерами Темп ру масла и газа в аморти
таторе, алияющую на ею vnpyine хар ки,
определяют \словия эксппуатации при к рых
происходит посадочный удар и движение ЛА
по ВПП (под упругой хар-кой амортизато
ра понимают зависимость усилия от переме
тения поршня при статичном, медленном
обжатии амортизатора) Осн параметры
А ш — макс нагрузка приходящаяся на
опору преде ibaoe обжатие опоры (макс
перемещение опоры) Зависимость обжатия
опоры по вертикали от вертик нагрузки при
статичном обжатии наз упругой хар кои
опоры Для получения миним нагрузок на
опору ее упругая хар ка довжна быть та
к<>й чтобы обжатие опоры под действием
стояночной нагрузки (при посадочной и
вз 1етной массах ЛА) составляло 0,4—0,6
от предельного обжатия опоры Амортизац
св-ва опоры характеризуются поглощением
норми^ов работы A=mVy/2 перегрузкой
и = Ри /Р„ и коэф торможения обратного
хода T]i=///i где т — масса ЛА редуци-
рованная к линии равнодействующей удара
— вертик составляющая скорости цен
тра масс ЛА в момент касания опорным
эвементом ВПП Р'у макс нагрузка
деиствующая на опору, Рег — расчет пая
стояночная нагрузка приходящаяся на
Рис 2 Диаграмма работы амортизатора дтя с ту
чая погтощеиин опорой легатевьного аппарата
энергии посадочной) удара
Рис 3 Амптигудно частотные характеристики тета
етьного аппарата при переезде одиночной неров
пости (1) п цикли неких неровностей (2)
опору, t — время разжатия поршня амор
тизатора, г, время между макс обжатием
поршня при первом ударе и начатом обжатия
поршня при втором ударе
Хар ки А ш для случая поглощения
опорой ЛА энергии посадочного удара
проверяются в ходе копровых испытании
а для с 1учая движения ЛА по нс ров
ностям ВПП - расчетом Оценка хар к
амортизации при копровых испытаниях про
и сводится по диаграмме работы (рис 2)
к рая строится в координатах P^ — Z (наг
ручка на опорный элемент — обжатие оно
ры) По диаграмме определяют перегрузку
п макс обжатие опоры Zmax, работу А
поглощаемую опорой, и коэф полноты
диаграммы П На диаграмме работе А соот
ветствует площадь ограниченная кривой
ObdeO, умноженная на произведение мас-
штабов по осям Ру и Z Коэф полноты
определяется по ф ле П =А/А2, где А —
работа, поглощаемая опорой, А2 — работа
к рую теоретически могла поглотить опора
при полученных значениях Ртах и Zmax (на
рис эта площадь ограничена кривой OcdeO)
Опенка хар к А ш в процессе движения
ЛА по В1П1 производится по амплитудно
частотной хар ке (рис 3) к рая представ
ляет собой зависимость перегрузки п от час
тоты возбуждения у
В М Дмитриев В М Шейнин
АМУНДСЕН (Amundsen) Руаль (1872 —
1928)— норв полярный путешественник и
исследователь В 1890 -92 учился в ун те в
г Христианин (ныне Осло) Начиная с 1903
совершил ряд экспедиций получивших щи
рокую известность В процессе проведения
экспедиций А пришев к выводу о необхо
димости испо 1ьзования авиации для иссле
дования Арктики С этой целью А (с 1922)
изыскивал средства для потета на самолете
от Аляски через Сев полюс в Европу Учи
тывая ограниченные возможности испоть
зования для длит полярных полетов имев-
шихся в то время самолетов, А организо
вал полярную экспедицию на итал полу
жестком дирижабле N I («Норвегия») А
и Л Элсуорт (амер промышленник) ру
ководиви первым трансарктич перелетом
ком дирижабвя стал ею конструктор У Но-
биле 11 мая 1926 дирижабль вьпетел из
Шпицбергена 12 мая достиг Сев полюса-
а 14 мая — Аляски, где снизился и был ра
зобран Перелет протяженностью 5300 км
продолжался 71 ч А погиб в 1928 во вре
мя попытки разыскать и оказать помощь
итал экспедиции Нобиле когда дирижабль
«Италия» потерпел катастрофу в Арктике
Гидросамолёт «Латам», на к ром вылетел
А , бесследно исчез со всем экипажем
Лит Дьяконов М Аму идеен М J917
Трешников А Ф Аму идеен Л 1972
АМФИБИЯ (от греч amphibios — веду
щий двойной образ жизни) — гидросамолет
оборчдов сухопутным шасси и способный
базироваться как на водной пов сти, так и
на сухопутных аэродромах Наиболее рас
пространены А лодки Взлет с воды посад
ка на воду и полет выполняются с убран
ным сухопутным шасси Шасси убирается в
борта лодки или в участок центроплана,
привщающии к лодке Поперечная остойчи
вость А обеспечивается подкрыльными под
держивающими поплавками Гидроди на мич
и мореходные хар ки А лодки близки к хар
кам летающих лодок Стоики шасси А име
ют большую двину, чем стойки сухопутных
самолетов
Амфибийные качества самолетов А су
щественно расширяют их эксплуатац воз
можности но при этом снижаются летные
качества По своим техн хар кам А усту
пают сухопутным самолетам из за нали
чия водки (вместо обычного фюзепяжа)
более высокого веса конструкции и худшей
< Амет х in	Р Амугнсси
обтекаемости А лодки менее выгодны в ве-
совом отношении по сравнению с летаю
щей лодкой из за дополнит веса конструк
ции шасси и механизмов их уборки О сов
самолетах-А см а ст Ш = 2 Ье
А И 1иханав
Ан — марка самолетов созданных в ОКБ
под рук О К Антонова (см Киевский меха-
нический завод им О К Антонова)
Самолеты, разработанные под рук его пре-
емника |] В Балабуева имеют также мар
ку Ан (рис 1) ОКБ специавизировалось
Рис 1 Эмблема самовегов марки Ан
в четырех осн направлениях создание
трансп (грузовых) многоцелевых, пасс
самолетов а также планеров и де 1ьтаплз
нов Осц данные не к рых самодетов ОКБ
приведены в табл 1 и 2
Развитие ОКБ началось с разработки
мноюцелевого самолета Ан 2 (рис 2 и рис
в табо XXIV) к-рая была начата Антони
вым в 1940 ио только в 1946 было получе
но задание на проектирование с х самоле-
та Однако уже сведующий самолет Ан 8
(рис 3 и рис в табд XXVI) определил гв
направление работы ОКБ — разработку спе
циализир трансп самолетов, приспособлен
ных для перевозки и парашютного десанти
роваНия крупногабаритных грузов и само
ходной техники, а также парашютистов
десантников Ан 8 с двумя ТВД АИ 20Д —
первый в СССР спепиавизир трансп само
лет, на к-ром отработана схема трансп са
молота ставшая классической высокоплан
с двигателями на крыле, шасси с мавой ко
ieefi в спец обтекателях по бортам фюзе
ляжа В кормовой части фюзеляжа рас
положена кабина стрелка, оборудованная
башней со спаренными пушками калибра
23 мм Ан 8 снабжен большим грузовым лю
ком в хвостовой части Открываемым в поле-
те, шасси высокой проходимости, обеспе
чивающим посадку и взлёт с грунта
Сразу после создания Ан 8 начались ра
боты над пасс самолетом Ан 10 (рис 4 и
рис в табл XXVI) и его воен -трансп мо
Дификацией — самолетом Ан-12 с четырьмя
ТВД АИ 20 Решапась задача создания
двух четырехдвигат самолетов разд назна-
чения на общей Основе, отличающихся
только формами хвостовой части фюзевяжа
и оборудованием Был принят сравнитедьно
бовьшой для того времени диаметр фюзе
ляжа —4 I м обеспечивающий свободное
56 АМУНДСЕН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
размещение 100 пасс , а в грузовом поме
щенки боевой и инж техники Ан 12 стал
осн самолетом воен трансп авиации СССР
Идея фюзеляжа с приподнятой хвостовой
частью и люком больших размеров впервые
реалнзов в СССР на самолетах Ан и боль
шой диапазон центровок в пределах от 8
до 45% САХ обеспечили самолету возмож
ность сброса больших грузов при [Юмощи
вытяжных парашютов В кормовой части
фюзеляжа расположена бронир кабина
стрелка и башня с чвумя скорострееьными
пушками калибра 23 мм и дисчанц управ
лением Для ускорения погрузки и выгруз
ки Ан (2 оборудован талью грузоподъем
ностью 2,5 т и лебедкой Для втягивания в
кабину несамоходных грузов Самоходная
техника поднимается в грузовое помещение
самостоятельно по наклонному трапу как
и на Ан-8 Шасси высокой проходимости
позволяет взлетать с грунтовых аэродромов
Создано ок 40 модификаций этого само
лета разл назначения в тч самолеты для
полетов в Арктике (на чыжном шасси),
исследования атмосферы, самолет лабора
тория для испытания цротивообледенич сис
темы самолетов и др На Ан 12 выполни
лись рейсы в Арктику и Антарктиду транс
атлантич перелет по маршрут Москва —
Лима (Перу) Самолет эксплуатируется с
1959 и экспортирован в 14 Стран
Ан 22 «Антей» (рис 5 и рис в табл
XXVII1) с четырьмя ТВД ДА (2МА прет
назначен для перевозки тяжелой крупнота
баритной техники на большие расстояния
Ан 22—первый в мире широкофюзеляжный
и крупнейший для своего времени самолёт
Конструктивные особенности самолета —
двухкилевое оперение, значит вырез под
грузовой люк размерами 4,4Х (6 м, соосные
возд винты с кпд превышающим 90%
Осн опоры шасси, включающие по три
самостоят стоики с рычажной подвеской
колес (диам 1 72 м) с изменяемым дав
лением в пневматиках на земле и в воздухе
позволяют осуществлять посадку на грун
товые и заснеж аэродромы Ан-22 оснащен
наклонной трап рампой устанавливаемой
на разл уровнях (от земли до по^рузоч
ной эстакады и ш кузова грузового авто
мобиля) двумя мостовыми кранами грузо
подьемностью по 10 т При создании Ан 22
разработано бустерно серворулевое управ
ление обеспечивающее высокую степень бе
зопасности полета и позволяющее перехо
дить на ручное управление при отказе 6vc
гермой системы Создана конструкций и От
работана технология клеесварных и кчеекче
ланых панелей конструкция ситовых дета
лей из монолитных крупногабаритных штам
цовок из алюм сплава Сконструировано
многостоечное многоколесное шасси повыш
проходимости позволяющее осуществлять
посадку в случае разрушения отд аморти
зац стоек или пневматиков или невыпуска
до двух стоек перед посадкой Создана сис
тема электроснабжения трехфазным током
стабильной частоты без приводов пост час
тОтЫ вращения генераторов Ан 22 широко
используется в нар х ве Применение его в
р не Тюмени позволило сократить на год
освоение нефтяных источников На самолете
уСчановлец 41 мировой рекорд
Ан 26—трансп вариант пасс самолета
Ан 24 (см ниже), предназначен дчя пере
возки грузов и техники на шниях малой
и ср протяженности Отличается от А(г 24
наличием в хвостовой части фюзеляжа
большого грузового люка, транспортера и
тали в грузовой кабине двигателями повыш
мошиосчи Л 1Я Ап 26 разработана оригн
нальная универсальная трап-рампа (закры
вающая в полете грузовой гюк) откло
няющаяся на землю для погрузки ко
лесной техники и убирающаяся под фю
зеляж при загрузке само чета с борта ав
томобиля или при сбрасывании грузог
на парашютах Модификации самолёта
Ан 26Ш —уч штурманский (первый полёт £
1975) Ан 26Б — грузовой самолет длг
гражд авиации (1978), Ан 26М - самолеп
для проведения реанимац хирургич меро
приятии на земле и в почете (1980)
Ан 26 широко применяется в ВВС и гражд
авиации экспортирован в 26 стран
Ан 32 (рис 6) с двумя ТВД AM 20/V
разработан на базе самолета Ан 26 длг
эксп Еуатации в условиях жаркого Клима
та и высокогорных аэродромов Отлича
ется От Ан-26 более мощными двигателя
ми эффективными закрылками, добавлениел
автоматич предкрылков возможностью де
сантирования платформ с техникой мае
сой до 3 т Само чет строился серийно
Ан 72 (рис 7 и рис в табл XXIX) <
двумя ТРДД Д 36— первый в СССР трансп
самолет укороч взлета и посадки Of
предназначен для эксплуатации на необо
рудов площадках дл 600 м Свойстве
Ан 72 как СКВП обеспечиваются мошной ме-
ханизацией крыла и повыш тяговоору
женностью Особенность схемы самолета —
установка двигателей над пов стью кры
ла к рая исключает попадание в двига
тель посторонних предметов с земли г
обеспечивает увеличение иодьемной силь
па взлете и посадке благодаря обдуву
верх пов сти крыла и закрылков газо
выми струями двигателей (см Энергети
ческая механизация крыла) Расположений
двигателей над крылом приводит к спи
жению шума на местности и в кабиш
за счет экранирования крылом гтруй ТРД
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукам! А Н	57
Широкое применение в конструкции ком-
лозиц материалов привело к снижению
массы пустого самолёта, тщательная эрго
номич отработка кабины экипажа цозво
лила исключить из состава экипажа штур
мана При разработке самолею испочь
зевалась система автоматнзир проектиро
ваиия Ан-72 выпускается серийно На са
мелете установлено 20 мировых рекордов
На основе Ан 72 разработана ею моди
фикация Ан-74 (первый попет в 1983),
имеющая самостоят значение Ан 74--
первый в СССР Спец самолет для при
менениЯ в условиях Арктики и Антарк
тиды В отличие от Ан-72 может экс
ллуатироваться в труднодоступных р нах
Крайнего Севера и Дальнего Востока На
лыжном шасси он способен север гнать
посадку и взлетать на заснеж аэрод
ромах с глубиной целинного сне!а до
50 см а также на льду В герметич
ной грузовой кабине оборудованы места
для работы и отдыха полярников В сос
тав экипажа включены Штурман и борт
радист Навигац пилотажное оборудование
обеспечивает выполнение полетоа в вы
соких широтах по необорудов трассам и
вне трасс Самолет выпускается серийно
Ан 124 «Русла н» (рис 8 и рис в табл
XXIX) с четырьмя ТРДД Д ]8Т — тяже
лый широкофюзеляжный трансп са мс> пет
предназначен для доставки на большие рас
стояния крупногабаритных грузов При соз-
дании самолета впервые в СССР приме
нено относительно толстое (12%) стрело
видное крыло суперкритич профиля что
в сочетании с тщательной отработкой фор-
мы фюзеляжа обеспечило получение вы
сокого азродинамич качества и, следова
тельно, большой дальности полета Для
уменьшения балансировочного сопротивле-
ния самолёт спроектирован с малым запа-
сом статической устойчивости и снабжён
системой ее улучшения Высокое весовое
совершенство самолета и технолш нчность
его произ-ва достигнуты в результате ис
пользования прессов панелей крыла дли
ной 28 м панелей центроплана из прессов
длит, монолитных вафечьных панелей фю
зеляжа размером 2,5x11 м На самолете
установлены элементы конструкций из ком
позиц материалов с площадью, поверх-
ности 1500 м2, что позволило снизить мае
су самолета на 2 т Пробчема автоном
ности эксплуатации в течение 100 ч нале
та решена путем применения многостоеч-
цого шасси обеспечивающего взлет и по
садку с бетонированных и грунтовых ВПП
и оборудованною системой приседания для
погрузки выгрузки самоходной техники, ком
плекса грузового оборудования, включаю-
щего два мостовых крана грузоподъем
ностью по Ют две лебедки тягой по
29 4 кН рочыанг бортовой Системы ав
томатизир контроля техн состояния сис
тем и оборудования на ЮОО точек двух
вспомогат силовых установок с электроге
нераторами и турбонасосами Конструктив-
ными особенностями самолета явчяются
высокомеханизир крыло, двухпалубный гер-
метизир фюзеляж с грузовыми тюками в
носовой и хвостовой частях трехопорное
шасси с передней опорой из Двух стоек
и осн опорами из пяти стоек каждая На
верхней палубе фюзеляжа расположены ка
бина сменного экипажа и кабина сопро
вождающих грузы на 88 мест Двигате-
ли с вентичяторами диам 2,3 м установ
чены на пилонах под крылом и снабже
ны реверсорами тЯю Электрогидромеха
нич САУ самолётом и тягой двигателей
работает по избранной программе на всех
этапах полёта Все системы четырехкрат
но резервированы На борту самолета
системах навигации, автоматич пилотиро
вания диетанц управления и контроля ис
пользуется 34 ЭВМ В 1985 на самоле
те установлен 21 мировой рекорд грузе
подъемности а в [987 - мировой рекор
„дальности полета
Ан 225 «Ирин»- сверхтяжелый трансг
самолет (рис 9 и [5) Создание его яв
ляется дальнейшим развитием средств воз.1
перевозок (рузы на нем могут размещать
ся не только в фюзеляже, по и на внец
узлах над фюзеляжем Самолет предназна
чен для транспортировки изделии обще
массой до 250 г, диаметром до 10 м и дли
ной до 70 м, в т ч ракетных блоков
орбит корабля ракетно космич систем!
«Энергия — Буран» Дц-225 был спроек
тирован и построен за 3,5 года бла
годаря использованию науч техн потенции
ла в области аэродинамики, материалове
дения оборудования и конструирование
накопленного при создании самолета Ан 124
применению САПР при выпуске конструк
торской документации, широкой коопера
вии авиапредприятии Осн проблемам
при создании Ан 225 было получение тре
буемых хар к устойчивости и управляв
мости, малого лобового сопротивления са
молета с внеш грузом достаточной проч
ности фюзеляжа При этом был учтен опы
уникальных перевозок отъёмных частей кры
ла и центропланов самолетов Ан 124 на са
молёте Ан 22 Конструктивными особенное
тями Ан 225 являются относительно тол
стое крыло суперкритич профиля (маю
толщина центроплана 2 4 м) герметичны
фюзеляж с передним грузовым люкок
двухкилевос оперение размахом 30 м с
стреловидными шайбами высотой 11 мн
Ан
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
концах стабилизатора, силовая установка
из шести ТРДД Д 1ST трехопорное шасси
с осн опорами из семи стоек каждая Свер
ху на фюзеляже и центроплане разметена
универе система крепежных узлов для ус-
тановки крупногабаритных грузов По сво
ей взлетной массе, массе перевозимого
груза, габаритным размерам мощности си
левой установки Ан-225—крупнейший из
всех созданных к нач 90 х гг самотетов
В одном из испытательных полетов в 1989
на нем было установлено 110 мировых ре
кордов
Второе направление деятельности ОКБ —
создание многоцелевых самолетов к рые
могут быть легко переоборудованы в разл
варианты пасс , грузовой, десантный сани
тарный и др
Ан 2 с ПД АШ 6211Р выполнен по ^хеме
расчалочного биплана с однокилевым one
рением и неубирающимся шасси Развитая
механизация крыльев, шасси с большим
ходом амортизации и пневматиками Низ-
кого давления в сочетании с отличной
управляемостью обеспечили самолету вы
сокие взлетно-посадочные хар ки и возмож
ность применения на неподготовл Meci-
ностй Конструкция металлическая с по
лотняной обшивкой крыльев и рулей Схе
ма биплана как показало время, не ус-
тарела Ан 2 выпускается серийно более
40 лет что само по себе является рекор
дом До 1992 построено св 15 тыс само
лётов в СССР, Польше и КНР Ан-2 эксцор
тирован в 17 стран
На основе Ан 2 созданы многочисл мо
дификации пасс и грузовой (первый по
лет в 1948) со складными сиденьями
вдочь бортов на [2 чел , санитарный (1953)
на шесть лежачих больных с двумя соп
ровождаюгцими медработниками, зондиров
тик атмосферы с турбокомпрессором и
кабиной наблюдателя перед килем (на нем
установлен рекорд высоты) поплавковый
вариант для озерных и речных авиали
ний (1949). лссопожарный самолет (1962)
на поплавках, спец отсеки к рых при раз-
бег наполняются водой (до 1260 т) В
полете вода вытивается на очаги пожара
Ан 3 (1980)—спецнализир с х самолет
с 1 ВД 20 (модификация Ан 2, имеющая са
мостоят значение) Внешне отличается
формой носовой части фюзеляжа Само-
лет одноместный, кабина пилота отделена
от грузовою помещения и оборудована
полноценной системой кондиционирования
На Ан-3 установлено новое высокопроиз
водит с х оборудование V (учтена эко-
Рис
|5 Транспортный само 1ет \н 225 «\1рия*
номичность Ан-3 может использоваться на
всех видах работ в нар х-ве, на к рых
применяется Ан 2
Ан 14 (рис 10 и рис в табл XXVI) с Дву
мя ПД А14-14ЧР положил начало работам
ОКБ по созданию СКВП Самолет рассчи-
тан на перевозку семи пассажиров либо
трех лежачих больных с сопровождающим
медработником и предназначен для поле
тов на небольшие расстояния Короткий
взлет и посадку самолету обеспечили под
косное кры ю большого удлинения с малой
уд нагрузкой, двухщелевые закрылки п зави-
сающие элероны эффективное па малых
скоростях полета двойное вертик опере-
ние, автоматич предкрылки по всему раз
маху Самолет применялся в Сов Армии
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками А Н	59
Табл 1—Транспортные самолеты Киевского механического завода им О К Антонова
Основные данные		Ан 8	Ан 12	Ан 22	Ан 26	Ан 32	Ан 72	Ан 124	Ан 225
Первый роле г год		1956	1957	1985	1969	1976	1977	1982	1988
Начало серийного производства год Число тнп и марка двигателей		1958 2 ТВД	1959 4 ТВД	1968 4 ТВД	1970 2 ТВД	1982 2 ТВД	1984 2 ТРДД	1984 4 ТРДД	6 ТРДД
		А И 20 Д	АИ 20М	НК 12МА	АИ-24ВТ+	АИ 20М	Д 36	Д 1ST	Д 1ST
					+ 1 ТРД РУ 19-300				
									
Мощность двигателя кВт		3810	3130	11000	2070	3130		—	—
Тяга двигателя, кН			—		8*	—	63,7	230	230
Длина самолёта м		30,74	33 1	57 3	23,8	23 8	28 07	69,1	84
Высота самолета м		10 04	10 53	12,5	8,6	8,6	8 25	21.1	18 1
Размах крыла м		37	38	64,4	29,2	29,2	3| 81	73,6	88,4
Площадь крыла, м2 Диаметр фюзеляжа м		117 2	121 73	345	74 98	74 98	99	628	905
			4,1	6	2 9	2 9	3.1		““
Колея шасси м Размеры грузовой кабины м		4 45	5,42	7 95	7 9	7 9 12,5	4,15	8 36.5	8 43,3
длина		1 1	13,5	33	И,5		10,5		
ширина		36	35	4,4	2,78	2,78	2,15	6,4	6,4
высота		29	2 6	4.4	1,84	1 8	2,2	4 4	4,4
Взлетная масса т		38	61	225	24	27	33 5	405	600
Масса снаряжённого самолета т		25 6	37 3	120	16	178	—	—	—
Максимальная десантная нагрузка т Дальность полета при максимальной	на	11	20	60	55	67	Ю	150	250**
грузке км Десантная нагрузка при увеличенном	за	850	750	3100	760	650	1000	4500	4500***
пасе топлива т		2 7	10	40	2 8	39	7 &		-г-
Дальность полета при увеличенном	за								
пасе топлива км		4400	3350	5250	2220	2)00	2000	16500	
Максимальная дальность полета км			—	9000	—	—	—		14700
Крейсерская скорость, км/ч		520	550	550	420	500	720	800—850	700—850
Экипаж чел		5	6	6	5	5	3	6	6
* Для повышения ресурса двигателя максимальная тяга (8 83 кН) не используется
** Коммерческая нагрузка *** При коммерческой нагрузке 200 т внутри фюзеляжа
как связной, штабной грузовой и в др ва
риантах Построено св 300 экз
Ан 14 послужил основой для создания
Ан 28 (рис Н и рис в табл XXIX) на
к ром установлены экономичные ГТД ср
мощности ТВД 10Б Появление самолета
Ан 28 вызвано необходимостью расшире-
ния области применения трансп авиации
в пределах области и р-на (вплоть до села),
доставки пассажиров и i рузов в аэропор
ты, из к рых совершают полеты скоростные
самолёты Ан 28 способен взлетать с необо
Табл 2 — Многоцелевые и пассажирские самолеты Киевского механического завода
мм О К Антонова
Основные данные	Многоцелевые			Пассажирские	
	Ан 2	Ан 14	Ан 28	Аи |0	Ан 24
Первый полёт, год	1947	1958	1975	1957	|959
Начало серийного производства год	1949	1965	1984	1959	1962
Число тип и марка двигателей	1 ПД	2 ПД	2 ТВД	4 ТВД	2 ТВД
	АШ 62ИР	АИ 14ЧР	ТВД 10Б	АИ 20К	АИ 24+
Мощность двигателя кВт	735	257	706	2940	1 ТРД РУ 19 300 |880
ТЯ|а двигателя кН	—	—	—		В*
Длина самолета м	12 73	1 1 31	|2 97	34	23 53
Высота самолёта м	4.13	4,63	4 5	9 03	8.32
Размах крыла, м	18,19	21,99	22 06	38	29,2
Площадь крыла м2	71 5	39,72	3981	121,73	74,98
Диаметр фюзеляжа м		—		4,1	2,9
Колея шассн, м	3 36	3,6	3 54	5 42	7 9
Размеры грузовой кабины м длина	4 1	3 1	53		
ширина	1 6	I 53	1 53	—	—
высота	1 8	1,6	1.6		
Взлетная масса т	5 5	3,75	6,5	54	2] 8
Масса снаряженного самолёта т	3 58	2 8	3 92	35 6	14 6
Максимальная коммерческая нагрузка, т Дальность полета прн макси мальной коммерческой нагруз ке, км	1 5	0 72	1 75	14 5	53
	420	580	515	1800	990
Коммерческая нагрузка при уве личенном запасе топлива т	1 29	0 55	1 03	9	2 6
Дальность полёта прн увеличен ном запасе топлива км	785	1060	1170	3350	2820
Крейсерская скорость км/ч	180	220	337	580	450
Число пассажиров	12	7	17	|00	52
Экипаж чел	2	1	1	5	3
* Для повышения ресурса двигателя максимальная тяга (8 83 кН) не используется
рудов грунтовых аэродромов дл 550 м и
может заменить на перевозке пассажиров
самолет Ан 2 Крыло Ан 28 по сравнению с
крылом Ан 14 (в дополнение к автоматич
предкрылку исключающему сваливание при
полетах на больших углах атаки) снабже
но запатентов автоматич интерцепторами
для уменьшения крена (с 36 до 14°) при
отказе двигателя Возд винты автомати
чески переходят на большой шаг и не
создают отрицат тяги в случае отказа дви-
гателя Самолёт оборудован противообле
денит системой На стабилизаторе уставов
лен предкрылок, повышающий устойчивость
и управляемость самолета в т ч при от-
казе противообледенит системы Блоки
пасс кресел в течение 2—3 мин откидыва
ются к бортам самолета и кабина может
быть приспособлена для перевозки 1750 кг
грузов Для их погрузки в хвостовой части
фюзеляжа имеется большой люк а иа по
толке проложены рельсы съемного погру
зочною устройства грузоподъемностью
500 кг Аи-28 строился по лицензии в
Др странах
Третье направление деятельности ОКВ —
разработка пасс самолетов Ан 10 с четы
рьмя ТВД АИ 20К — пасс самолет для пе
ревозки 100 пасс на возд Линиях ср про
тяженности Хорошие взлетно посадочные
хар-ки шасси большой проходимости с
пневматиками низкого давления позволили
эксплуатировать самолет на грунтовых аэ
родромах Несмотря на значит диаметр
фюзеляжа (4 1 м) аэродинамич компонов
ка позволила самолёту достичь макс крей
серскую скорость 660 км/ч Была обесце
чена возможность продолжать полет с
тремя остановл двигателями Самолет от
личался высокой экономичностью и эк
сплуатировался в Аэрофлоте в 1959—72
На нем установлен в 1961 мировой рекорд
скорости для винтовых самолетов —730 км/ч
Ан 24 (рис 12 и рис в табл XXVI) с
двумя ТВД АИ 24— первый в СССР само
лёг с ГТД для местных возд линий Аи 24
создан для замены самолётов с ПД (Ли 2
и др ) Особенности самолёта фюзеляж из
панелей клеесварной конструкции центре
план из монолитных прессов панелей и лон
жеронов ниж обшивка фюзеляжа из диме
таллич (алюминий — титан) листов микро
эжекторная воздушно тепловая противооб
леденит система в гондоле правого дви
гателя установлен дополнит (разгонный)
ТРД РУ19 300 (см AM) для автономного
запуска двигателей н повышения энергово
оруженности самолета на взлете Осн зада
ча при проектировании — обеспечение экс
плуатациИ с грунтовых аэродромов мест
ных возд линий и высокой весовой эффек
тивности Одновременно выпускались моди
60 Ан
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
фикации Ан 24 «Торос» (1967) и «Нить»
(1978)— для ледовой разведки Ан 24ПС
(поисково спасат 1968) — для оказания
помощи экипажам самолетов и вертолетов
терпящих бедствие на суше и на море
Ан 24ЛП (лесопожарный (972)— для веде
ния патрульной службы и доставки к месту
пожара парашютистов с необходимым обо-
рудованием Ан 24УШ (уч штурманский
1970), Аи 24ШТ (1969)— адм вариант
Ан 24Т (1965) грузовой самолет с люком
в ниж задней части фюзеляжа и др (всего
29 модификаций) Ввод в эксплуатацию
самолета позволил расширить сеть местных
возд линий ср и малой протяженности
На Ан 24 достигнут ресурс в 35 тыс полетов
или 50 тыс ч 218 самолётов Ан 24 экспорти
ровано в 23 страны На самолете установлен
71 мировой рекорд Базовый Ан 24 послужил
основой для создания ряда модификаций
имеющих самостоят назначение — Ан 26
Аи 30 и Ан 32
Ан 30 (первый полет в 1967) создай в
творческом содружестве с КБ I М Берне
ва и предназначен для аэрофотосъемки и
др видов работ В отличие от Ан 24 в но
совой части Ан 30 оборудована застекл
кабина штурмана а в фюзеляже над фо
толюками установлено пять аэрофотоаппа
ратов для плановой и перспективной съемок
в масштабах от 1 5000 до 1 200 000 Обо
рудовано помещение для обработки фотома
териадов Самолет позволяет производить
аэрофотосъемку непрерывног в течение 5 ч
фотографируя за I ч 5000 км2 земной пов сти
Ан 30 экспортирован в 7 стран Ан-ЗОМ —
вариант серийного аэрофотосъемочного са
полёта — предназначен для защиты к л
территории или объекта напр крупного
пром города от чрезмерных атм осадков
путём обработки облаков гранулир угле
кислотой или йодистым серебром Самолет
может быть использован и для вызыва
ния атм осадков с целью орошения с х
угодий, увеличения снежного покрова борь
бы с тесными пожарами На Ан ЗОЛА обо
рудованы рабочие места операторов ус
тановлены контейнеры с метеопатронами
и пр
Одновременно с разработкой самолетов
в ОКБ создавались безмоторные ЛА Пла
нер паритель А 9 (1948 рис 13)—одно
местный среднеплан дерев конструкции
На нем установлены один мировой и 13
всес рекордов Построено 100 экз Планер
паритель А Ю (1951)— двухместный сред
неллан дерев конструкции (пассажир рас
полагается спиной к летчику) На нём ус
тановлены 4 мировых и 7 всес рекордов
Тренировочный планер паритель А II
(1957)	— одноместный цельнометаллич
среднеплан с V образным оперением По
строено 200 экз Планер для высшего Пило
тажа А 13 (1957) — одноместный цельноме
таллич среднеплан с V образным оперени
ем Построено 200 экз Планер паритель
А 15 (I960 рис 14) — одноместный цепь
нометаллич среднеплан с V-образным one
рением На нем установлены 4 мировых и
26 всес рекордов В ОКБ создан ряд дель
тапдаиов уч -тренировочный «Славутич УТ»
(1979) «Славутич спорт» для участия в
соревнованиях (1980) моторизованный
«Славутич мото» (1962)
Лит Самолеты конструкции О К Антонова
Киев 1977 Лито но в О К Десять раз сначала
3 изд Киев 1981 с t о же Птанеры Самолеты
Киев 1990	Л М Гацуц
«АНАТРА» — марка самолетов строивших
ся иа з-де принадлежавшем А А Аиатре
(одесский банкир и предприниматель вы
ходец из Италии) 3 д в Одессе осн в
1913 в 1917 вступило в строи его отделе
ние в Симферополе В 1913—17 выпуска
лись по лицензиям самолеты франц моде
лей а с 1915 пачапи создаваться самочегы
собств разработки получившие назв «А»
Наиболее распространенным из них (ок 240
экз ) был двухместный развелыват само
лет «А Д» (первый полет в 1915 см рис
в табл VII) применявшимся в 1 и миро
вой и Гражд войнах Он строился в неск
вариантах с двигателями моши от 73,5 до
118 кВт оснащался задней шкворневой
пулеметной установкой и мог брать 25—30 кг
бомб Макс скорость 132 —153 км/ч
потолок 4000-4400 м
АНГАР (франц hangar)— соору женне дтя
техн обслуживания и ремонта ДА Пер
вне в СССР металлич А пролетом 36—45 м
(совр А — до ЮО м и более) построены
в кон 20 х гг Различают А туннельные и
тупиковые капитальные, сборно разборные
и пневмокаркасные одно двух и много
секционные Могут иметь пристройки для
производств адм и бытовых помещений
Естеств освещение осуществляется пенит
ными фонарями (пл до 25% пл А ) А
имеют автоматич ворота с постулат или
складывающимся (гармоникообразным) пе
ремещением полотнищ (скорость от 0 I
до 0,5 м/с), оборудуются кран балками
(груэоподьемностью до 40 т) доками с мно
гоярусными платформами стремянками и
тд За рубежом [применяются подвижные
площадки, подвешенные к фермам пере к
рытий
АНДРЕЕВ Ев 1ений Николаевич (р 1926)—
сов парашютист, полковник засл мастер
спорта СССР (1963), засч парашютист
испытатель СССР (1985) I ерой Сов Со
юза (1962) Окончил Возд десантное уч ше
в Алма Ате (1955) В 1947 -86 испытатель
парашютов и катапультных установок в
НИИ ВВС Испытан св 200 парашютных
систем участвовал в испытании средств
аварийного покидания ДА, скафандров
Прыгал с ЛА св 50 типов (самолеты, пла
неры аэростаты) Совершил ок 4800 прыж
ков с парашютом втч 8 рекордных Единств
парашютист к рый выполнил прыжок с выс
ок 25 5 км (1962) Напражден орденами
Ленина Красной Звезды, медалями
АНДРИАНОВ Василий Иванович (р 1920) -
сов летчик ген майор авиации (1971)
дважды Герой Сов Союза (1944 1945)
Окончил Пермскую воен авиац щкоту
летчиков (1943) Воен вопд акадп мию
(1950 ныне им Ю A Tat арина) Bonn
академию Генштаба Вооруж Сил ССь Р
(1961) Участник Вел Отечтств воины
В ходе войны был летчиком ииурмовиком
ком звена ком эскадрильи штурмового
авиаполка Совершил 177 боевых вылетов
После войны на нреподават работе На!
ражден орденом Ленина 3 орденами Крас
ного Знамени орденом Атександра Нев
ского 2 орденами Отечеств войны 1-й степ
орденами Краевой Звезды, «За службу
Родине в Вооруженных Силах СС СР» 3-й
степ Славы 3-й степ медалями Бронзо
вый бюст в нос Сонково Тверской обп
АНЕМОМЕТР (от греч anemos - ветер и
metreo — измеряю) - см в ст Метеора
логические приборы и оборудование
АНЕМОРУМБОМЕТР [ от t реч anemos —
ветер слова «румб» (от [реч rhombos —
ЮтЯ волчок, круговое движение ромб) и
metreo—измеряю) — см в ст Метеороло
гические приборы и оборудование
АНЗАНЙ (Atizani) Александр (1877 —
1956)—франц конструктор авнадвшате
пей По нан итальянец Известный вело и
авдионщик А [проектировал и выпускал
двшатели собств конструкции (втч авц
анионные возд охлаждения радиальной
схемы) применявшиеся в ряде стран Са
молет Л Блерио перелетевший через про
лив Ла Манш в 1909, был оснащен одним
из первых ПД возд охлаждения (трехци
Б А Апопав
С II Анохин
линдровым мошн 18 4 кВт) конструкции А
Организовал произ во своих двигателей и в
Великобритании Франц фирма «Анзани
мотер д авиасъон» (Anzani Motetirs d Avia
tion) выпускавшая ряд моделей ПД мощи
до 150 кВт, в кон 1920 х гг погтошеиа
авиац фирмой «Потез»
АНОКСИЯ (от греч ап- — отрииат при
ставки и новолат oxygenium — кислород)—
кислородное голодание отсутствие кисло
рода в организме отд органах тканях или
крови (аноксемия) А наступает в частное
ти при длит нахождении человеки в уело
виях значит понижения давления возду
ха (напр в условиях полета) Почнтя А
приводит к смерти Как синоним 5 иногда
используется термин гипоксия (при опре
дел степени А )
АНОДОВ Борис Андрианович (1ч15 86) -
сов летчик заст нилот < ССР (1966), 1е
рой Соц Труда (1963) После окончания
Батайского авиац уч щи [ ВФ (1939) иа
летной работе в Моск управлении 1 ВФ (ни
лог ком отряда зам ком Быковской
авиагруппы по летной части) Участник
Вел Отечеств войны В 1954 — 76 работал
в ГнсНИИ гражд авиадии летчиком ис
пытателсм ком летно испытат части зам
нач ин та но четной службе Провел юс
испытания самолетов Ил 62 Ту 154 и верто
летэ Ми 2 на к ром в 1963 установил ми
ровои рекорд скорости полета Освоил
болеп 10 типов самотетов и вертоле
юн Награжден орденами Ленива Крич-
ного Знамени Отечеств войны 1 й и 2 й
степ 2 орденами «Знак Почета» меди
1Ями
АНОХИН Сергеи Николаевич (1910-86) —
сов летчик испытатель, полковник зас п
летчик испытатель СССР (1959) аасл мае
тер спорта СССР (1950) Герой Сов Сою
за (1953) Участп1ик Вел Отечеств войны
Окончил Высш летно-планерну ю школу
в Коктебеле (1930) Центр летную школу
им Осоавиахима (1912) Работал в ЛИИ
Проводил испытания самолетов на пере-
вернутый штопор взлета МиГ 19 с ката
пульты, самолета на флаттер (в одном из
полётов самолет разрушился) Выполнял по
леты иа достижение сверхзвук скорости
при пикировании на МиГ 15 искусств
невесомости на Ту 104 на штопор
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

61
тяжелых самолетов Испытывал в полете
беспилотные ЛА (самолеты снаряды), пла
нер «Крылья танка» Инструктор-методист
по подготовке космонавтов Гос пр СССР
(1953) Награжден 3 орденами Ленина
2 орденами Красного Знамени 3 орденами
Отечеств воины 1 й Степ , орденом KPdC
ной Звезды, медалями
«АНСЕТТ» (Ansett
Airlines)—авиаком
пания Австралии V \
Осуществляет внутр \
перевозки Осн в 'шииои
1936 В 1989 перевез
ла 4,33 млн пасс ,
пассажирооборот 4,55
млрд п км Авиап
парк — 46 самолетов
АНТ марка самолетов, созданных ОКБ
А Н Туполева до 1942 См Ту
«АНТЁИ» — назв трансп самолета
Ан-22
АНТЕННА (от лат antenna — рея) само-
лётная — устройство для излучения или
(и) приёма радиоволн Число А разл наз
начения на борту совр самолёта достигает
50 и более Устанавливаются А, работаю-
щие в средневолновом коротковолновом,
метровом, дециметровом диапазонах ра
диоволн С 50-х гг в бортовых радиотехн
системах стал широко использоваться СВЧ
диапазон В этом диапазоне проще обес
печить формирование узких диаграмм нап
равленности с шириной луча в единицы и
доли градуса и коэф усиления, достига
ющим десятков тысяч Это позволило ис
пользовать бортовые СВЧ А в прицельных
навигац и метеорол радиолокаторах, в ра
дионавигац системах, в пеленгац радио-
техц системах прицеливания и обнаруже
ния облучения самолета со стороны на
земных и бортовых РЛС противника, в сис-
темах постановки радиопомех и для др це-
лей
По конструкции различают СВЧ А прос
тейшие рупорные и штыревые неподвиж-
ные, зеркальные с механич сканировани
ем луча, фазированные антенные решет
ки с электронным сканированием луча, ска
нирующие и неподвижные линзовые, щеле-
вые и др
Конструкции А дальней радиосвязи в КВ
диапазоне, применяемые на самолетах в
70—80-е гг , основаны на возбуждении киля
к-рый излучает энергию аналогично вертик
вибратору Широко используются в этом
диапазоне т н А верхнего питания, рабо
тающие на основе возбуждения изолир
части киля С 80-х гг на самолётах уста
навливаются А с возбудителями пазового и
шлейфового типов, применяются также маг
нитоводно-шелевые возбудители
Для самолетных радиостанции метрово
го и дециметрового диапазонов широко
используются вертик вибраторы штыре
вого типа, устанавливаемые на пов-сти фю
зеляжа Но они создают дополнит аэро
динамич сопротивление Поэтому с 70 -80 х
гг на нек рых отечеств самолётах стали
применяться невысту лающие плоскоемко
стные А Для средств навигации и посадки
(диапазон 660—1100 МГц) широко нсноль
ЗуЮтсч Вибраторные антенны с вертик цо
ляризацией На самолетах 80 х гг Наряду
с такими А стали применяться невысту
пающие кольцевые щелевые А
С целью снижения массы, азродинамич
сопротивления и т п осуществляется ком-
плексирование А (напр , в одной конструк
ции объединяются неси А разл диапазо
нов радиоволн)
В И Чесноков Н Г Круглов
АНТИДЕМПФЙРОВАНИЕ аэродина-
мическое — увеличение амплитуды уг
левых колебаний ЛА относительно центра
масс за счет дополнит аэродинамических,
сил и моментов, возникающих из-за изме-
нения потока, обтекающего его несущие
поверхности А связано с возникновением
срыва потока, на крыле, оперении, перест
роением неустойчивой вихревой структу-
ры (см Крыла теория) и системы скачков
уплотнения на несущих пов стях Эти фак
торы приводят к сдвигу в зависимостях
азродинамич сил и моментов но фазе относи-
тельно колебаний ЛА Сдви! но фазе может
быть пропорциональным приведенным час
тотам ш, колебаний вокруг осей ЛА (й,=
= 1»,А/Г to —частота вращения ЛА вокруг
оси i ж, у, z, L — характерный размер, У —
скорость центра масс ЛА), приведённым
скоростям а, ₽ изменения уела атаки «
и угла скольжения ₽ (а=а6л/У,
a=d«/dt	₽^₽(/ V, p=d₽/dt, ЬА— САХ
I — размах крыла), а также может быть едя
занным с перестроением потока при поро
говых значениях углов а и ₽ и Alnxa числа
полета	Возникновение и развитие
А на компоновке ЛА в целом может быть
обусловлено не только крылом, но и горизон
тальным оперением Так, неустойчивое От
рывное течение в области горизонтально-
го оперения при больших углах атаки мо
жет привести к возникновению отриЦат
вращательных производных нестационарной
цо^ъем^ой силы горизонтального оперения
(с у* 4- су < 0, Су — коэф подъёмной си
лы), что вызывает антидемпфирование По
теря демпфирования крена шхг>0
связана с резким уменьшением несущих
свойств одной из консолей крыла вследст
вис срыва потока в ее концевых сечениях
В противоположность аэродинамическому
демпфированию А характеризуется поло
жит значениями вращат производных
Е, , a	01.,,$ wr
(см рис ) и	пгхх,

1 цшеимость суммарной вращательной производной
А иь .5
tnz—mt	от числа	дли модели са-
молёта с крылом большого удлинения точки -
эксперимент область аитидемпфироваиия заштрн
ховаиа
где т, — аэродинамические коэффициенты
моментов т,Л^дт,/дА или неоднознач
ной зависимостью моментов от углов атаки
и скольжении (см Гистерезис)
Г И Столяров
АНТЙПОВ Юрий Александрович (р 1915) —
сов летчик испытатель полковник, засл
летчик испытатель СССР (1959), Герой
Сов Союза (1957) Окончил Моск пла-
нерную школу (1932) лётную школу при
авиац з де № 1 им Авиахима (1933), Ака
демич курсы при Воен акад командного
и штурманского состава (1943 ныне Воен
но-возд акад им Ю А Гагарина) Ра-
ботал в НИИ ВВС Участник Вел
Отечеств войны Совершил св 180 бое
вых вылетов, сбил 7 самолетов против-
ника Проводил гос испытания истреби-
телей (МиГ, Ла, Су, Як), в т ч Як-3, МиГ-9,
МиГ 15, перехватчика И 320 Летал на само
летах и вертолетах 203 типов Награжден
3 орденами Ленина 4 орденами Красно-
го Знамени, орденами Отечеств войны I й
и 2 й степ Красной Звезды, медалями
АНТИСИММЕТРИЧНОЕ КРЫЛО - цели-
ком поворотное крыло с центральным рас
положением шарнира и вертик осью пово
рога При повороте такое крыло будет ан-
тисимметричным относительно плоскости
симметрии самолета (см рис ) отсюда его
назв При малых скоростях полета А к ус
танавливается под нулевым Углом поворота
для получения макс несущих свойств
По мере увеличения скорости полета кры
ло поворачивается и устанавливается в
соответствующее жданному крейсерскому
режиму оптим положение (оптим угол Стре
ловидности) для обеспечения маке значения
аэродинамического качества (Kltlax) на этом
режиме Ряд особенностей компоновки ЛА
с А к обусловлен ее неенмметрней При
околозвук скоростях полета {Маха число
полета Моо=0,9 -II) компоновка с А к
имеет более благоприятное распределение
площадей поперечных сечений по длине
фюзеляжа и, следовательно, меньшее вол
новое сопротивление (см Площадей пра-
вило) чем компоновка с симметричным
крылом прямой или обратной стреловиднос-
ти В отличие от освоенных компоновок с
симметричным крылом изменяемой стрело
вндиостй (см Самолет с крыло» изменяемой
в полете стреловидности) для компоновки
с А к изменение угла поворота практи-
чески не влияет на положение фокуса аз
родинамического, и поэтому для такой компо
новки не требуется наличия развитого непод-
вижно! о центроплана В результате А к при
Самочет с анвцими тричным крычом
одинаковом размахе может иметь боль-
шее удлинение и, следоввтельно, большее
значение Кгаах и лучшие несущие свойства
Симметричное отклонение закрылков на А к
может быть использовано для создания при-
ращения подъемной силы практически без из
менения момента тангажа В то же время от-
клонение элеронов может приводить к за
метным приращениям момента тангажа
Кроме того, передняя консоль реального
упругого крыла имеет большую нагрузку,
чем задняя, хвостовое оперение оказыва
ется расположенным в несимметричном
поле скоростей из за скосов потока за А к
Осн же недостатком А к является воз
можность дивергенции передней консоли
крыла, как и у крыла обратной стрело-
видности
В США в нач 80 х гг проходил летные
испытания эксперим самолёт с А к
Л Е Васильев
62 «АНСЕТТ»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
АНТИЦИКЛОН {от греч anti — против
и циклон) — область в атмосфере, характе
ризующаяся высоким атмосферным дав-
лением Давление максимально в центре А
и убывает к периферии Изобарич пов сти
(пов сти равного давления) в А обраще
ны выпуклостью вверх Линии равного дав
ления (изобары) замкнуты и имеют пример-
но овальную форму
А развиваются в тропосфере и наряду
с циклонами являются частями общей ат-
мосферной циркуляции В начале развития
А подвижен — движется с запада на восток
со скоростью 30 —40 км/ч смещаясь к низ
ким широтам, по мере развития {его разме-
ры в поперечнике могут достигать 1—2 и
более тыс км) становится малоподвиж
иым В Сев полушарии, где движущий-
ся воздух отклоняется от направления ба-
рич 1радиента вправо (под действием вра
щения Земли), движение воздуха в систе
ме А происходит пц часовой стрелке в Юж
полушарии — против В инж приземном
слое атмосферы толщиной в ср ок 1000 м
(т н слое трения) угол отклонения вет
ра от направления барич градиента мень
ше прямого поэтому линии тока имеют
форму спиралей, расходящихся от центра
А {выше слоя трения линии тока прибл
совпадают с изобарами) Возникающее рас
текание воздуха из ниж части А сопро
вождается его втеканием в верх часть А
и обусловливает медленное адиабатич опус
кание воздуха из верх части А в нижнюю
При этом воздух адиабатно нагревается и
его относит влажность снижается Поз
тому темп-pa тропосферы в А повышена
(только над самой пов стью суши зимой
она может быть очень низкой), обла i-
ность мала, осадки как правило отсутст
вуют По мере развития А и повышения в
нем темп-ры растет и высота А замкнутые
изобары обнаруживаются на все более вы
соких уровнях в тропосфере и в ниж стра
тосфере Летом на высотах 15—50 км возни
кают и развиваются обширные стратосфер
ные А с центром над полюсом
С С Гаигеров
АНТОНОВ Олег Константинович (1906—
84)—сов авиаконструктор, акад АН СССР
(198]), Герой Соц Труда (1966) А — один
из основателей сов планеризма В юно-
шеские и студенческие годы разработал
уч планеры ОКА 1, 2, 3 «Стандарт I -2»,
вланёр-паритель «Город Ленина» После
окончания Ленингр политехи ин та (1930) —
нач планерного КБ Осоавиахима в Москве,
в 1933—38 гл конструктор планерного
з да в Тушине Создал ок 30 типов плаце
ров в т ч серийные уч УПАР (выпущено
800 экз ), Ус 3 (выпущено 1600 экз ), Ус 4
(выпущено 3000 экз ) Б С 3, -4, -5, Спор
тивные «Рот-Фронт 1, 2, 3, -4, -5, -6, -7»,
эксперим ИП РЭ, М, ЬА 1 На 6 тыс пла-
неров, построенных з-дом, прошли обуче
ние св 150 тыс летчиков В 1938—40 А
работал ведущим инж в ОКБ А С Яков-
лева В 1940—41 работал на з де «Красный
летчик» над ле1ким связным самолетом ру-
ководил внедрением ею в серию на з де в
Каунасе Затем, будучи |Л инж нданерно
го управления НКАП, организовал произ-во
своего грузового и десантного Планера А-7
(в годы Вел Отечеств войны их было вы
пушено 600 экз ) В 1943—46 А 1 й зам
гл конструктора в ОКБ Яковлева в 1945--
46 нач филиала этою ОКБ в Новосибир
ске С 1946 гл конструктор вновь орга
низов ОКБ (переведенного в 1952 в Киев),
в 1967—84 ген конструктор
В послевоен годы под рук А созданы
спец трансп самолеты (Ан-8, Ан 12, Ан 22
Ан 26 Ан 32 Ан 72, Ан 124) для решения
задач воен трансп авиации возд десант
ных войск и обеспечения грузовых перево
зок Аэрофтота многоцелевые {Ан 2 Ан 14,
Ан 28) отличающиеся способностью бази-
роваться на неподготовл площадках дл
до 550 м, пасс (Ан 10, Ан 24), об та
дающие высокой экономичностью перево
зок цельнометаллич планеры Ан 11 Ап 13
Ан 15 и дельтапланы «Счавутич» [[од
ею рук разработана система автоматизир
проектирования трансп самолетов внедре
ны клеесварные соединения и комнозиц
материалы развиты методы авиастроит эко
номнки С 1977 зав кафетрой Харьковско
го авиац ин та (с 1978 проф ) Дел В<
СССР с 1958 Золотая медаль им А Н
Туполева (1979) Ленинская пр (1962),
Гос пр СССР (1952) Награжден 3 орде
нами Ленина, орденами Октябрьской Ре
волюции Отечеств войны 1-и степ, Трудо
вого Красного Знамени, медалями В его
честь учрежден диплом ФАИ (см Награды
ФАИ) Имя А присвоено Киевскому меха
ннч з-ду См ст Ан
Гоч Десять раз сначала 3 тд Киев 1981
Лит 01ег Константинович Антонов Киев
1982 Моисеев В А Союз крытатых Киев
1989
«АНТУАНЕТТ» (Anloineite)— обозначение
самолетов и авиац двигателей созданных
одним из франц пионеров авиации Л Ле
вавассером (Lexavasseur) Одним из пер
вых удачных самолетов монопланной схе
мы был «Антуанетт» IV (рис в табл 111)
АППАРАТ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШ-
КЕ— трансп средство д гя движения по су
ше, воде спец путям использующее воз
душную подушку (см Шасси на воздуш-
ной подушке) как средство создания подъем
нои си ты для отрыва аппарата от опорной
пов-сти ити разгрузки ею наземного дви-
жителя Возд подушка уменьшает сопро
тнвление движению и ш давление аппарата
на грунт и как следствие, повышает его
скорость, проходимость, iрузоподьемность
По характеру передвижения разтичают
А на в п самоходные и несамоходные
(буксируемые) по положению относительно
опорной нов сти — без контакта с ней (ам-
фибийные суда и наземные машины), с кон
тактом (скеговые суда, а также наземные
машины с частичной разгрузкой наземно
го движителя) и бесконтактно рельсовые
(поезда на возд подушке) Самоходные бес
контактные А на в п относятся к классу
ЛА и снабжаются необходимыми устройст
вами для стабилизации движения и хирав
ления полетом В качестве движителей
в самоходных бесконтактных аппаратах ис
пользуются возд винты и ГТД в самоходных
контактных—1ребные винты, водометы
шнеки, колеса, гусеницы а в самоходных
бесконтактно рельсовых — ГТД и линейные
Электрич двигатели 'Лакс скорость движе
ния самоходных контактных А на в п
45—75 км/ч бесконтактных —100—150
км/ч бесконтактно рельсовых—до 150 км/ч
Бесконтактные А на в п используют для
перевозки пассажиров и грузов, воен це-
лей (патрулирование, десантирование жн
вой силы и техники и т п ) выполнения
трансп технол операции при освоении при-
родных богатств в условиях бездорожья
(геологоразведочные работы стр-во магист
ральных газо и нефтепроводов монтаж бу
ровых установок) перевозки крхпногаба
ритных тяжелых (до 100 т и битее) гру
зов распыления на полях минеральных удоб
рений и средств хим защиты растении
К П Вишкеви <
АППАРАТ С НЕСУЩИМ КОРПУСОМ —
летат аппарат, у к рого аэродинамич
подъемная сила в осн создается его корпх
сом (крыло отсутствует ити занимает не
большую часть от Площади ЛА в плане)
Рассматривалось применение ЛА такой схе
мы в качестве возвращаемой орбит ступе
Ю А Антипов
О К Антонов
ни космич корабля многоразового исполь
зованця В этой роли А с н к занимают
по своим хар кам промежуточное положение
между баллистич и крылатыми ЛА Уро
вень аэродинамического качества позволяет
им в опредет пределах маневрировать в
атмосфере (в т ч в боковом на правде
нии) без затрат топлива и производить по-
садку в заданном р не Для исследования
проблем заключит этапов полета орбит
ступени в атмосфере в СССР и США был
построен ряд экшерим беспилотных и пило-
тируемых А с н к Беспилотные А с н к
предназначались для исследования проб
лем входа в атмосферу на больших (гипер-
звук ) скоростях запускались на большие
высоты с помощью ракет, на заключит эта
пе спуска иризем тялись на парашютах Пи-
лотируемые А с и к напр Мартин Ма-
риетта Х-24В (США, см рис в табл XXXVI),
сбрасывались с самолета носителя, мт ли
дополнительно разгоняться и набрать вы-
соту с помощью ЖРД н совершать плани-
рующий спуск и горизонтальную посадку с
вык'цоч двигателем, при этом оценивались
устойчивость и уцравтяемость ЛА и их по-
садочные хар ки
Ар-2—бомбардировщик конструкции А А
Архангельского, дальнейшее развитие ско
ростного бомбардировщика СЬ Были уста-
новлены более мощные двшатели (М 105Р
мощн по 809 кВ г) уменьшены размеры кры
ла и оперения, улучшена форма могоюн
дол вместо зобовых радиаторов системы <>х
лаждення двигате [ей применены крылье
вые и т 1 Скорость возрос ia примерно на
60 км/ч и достигла 480 км/ч Вооруже
ние —3 пулемета ШКАС (один верхний и
один нижний у стречка-радиста и один у
штурмана) бомбовая нагрузка до 600 кг
(при наруж подвеске до 1500 кг) Установ-
ка аэродинамич тормозных решеток нот
крылом позволила применять Ар 2 и в ка-
честве пикирующею бомбардировщика В
1940 41 самолет строился серийно (выпу
щено ок 200 машин) и использовался в
цачатг Вел Отечеств воины См рис в
табл XV] 1
«АРАДО» (Arado I lugzeugxxerke GmbH) —
самолетостроит фирма Германии Образова-
на в 1925 Выпускала уч , спортивные трансп
самолеты, гидросамолеты истребители С
приходом фашистов к власти фирма расши-
ряется и резко уве гичивает произ во Вы-
Реактинный бомбардировщик Ai 2J4
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

63
пускаются истребитель биплан Аг 68 (1934)
стандартный уч самолет ВВС Германии Аг 96
(1939 до 1945 построено 11546) многоие
левой корабельный гидросамолет Аг 196
(1938 выпущено 430) воен граней самолет
Аг 232 (1942) реактивный бомбардировщик
Аг 234 (1943 построено 214 см рис 1)
В 1945 фирма прекратила существование
АРЕНДА ВОЗДУШНОГО СУДНА— того
вор по к роме одна сторона (арендода
тель) обязуется предоставить др стороне
(арендатору) возд судно (с экипажем или
без него) в ее потное распоряжение во вре
мениое пользование за опредет плату Зак
лючается обычно между авиапредприятиями
Договор А в с предусматривает цели ис
пользования возд судна ответственность
арендатора за торчу или утрату возд суд
на происшедшие по его вине его обязан
ность производить текущий ремонт возд
судна Доювор предусматривает обычно
предоставление опреtea услу! связанных с
эксплуатацией арендованного возд судна
права и обязанности экипажа и др Пре
доставление арендатором возд судна в суб
аренду допускается только с согласия арен
додателя Но истечении срока договора
арендатор дотжен возвратить возд судно в
том состоянии в каким он его получил с
учетом нормального износа Арендодатель
обязан застраховать возд судно (см Стра
хование воздушное)
В нек рых юс вах существуют авиапред
приятия специализирующиеся на заключе
нии и исполнении договоров А в с с пре
доставлением всею комплекса или отд ви
дов наземною обслуживания
АРЁСТИ KS'EOK переходящий приз уч
режденный Международной авиационной
федерацией (ФАИ) в I960 по предложению
почетного президента Междунар комиссии
ФАИ по высш пилотажу исп зетчика X Аре
сти (Aresti) именем к рою и назван кубок
А к изготовлен из золота серебра брил
лпантов инкрустирован золотыми медалями
и эмблемами нац аэроклубов Вручается на
чемпионате мира по bucui пилотажу на
порш самолетах (проводится один раз в два
года) летчику набравшему наибольшее
число очков по сумме четырех упражне
ний по программе чемпионата мира Впер
вые А к был вручен в 1970 в Великобрн
тании абс чемпиону мира И Н Егорову
(СССР) В 1972 кубок завоевал Ч Хилларт
(Hillard США) в 1974 чемпионат не про
водился в 1976 В Лецко (СССР) в
1978—И Тучек (Тисек Чехословакия) в
1980 — Л Лауденслейгер (Loudenslager
США) в 1982—В В Смолин (СССР) в
1984 и 1986— П Ирмус (Irmus Чехосло
вакия) в ]988 — Г Хейг (Haigh США)
в 1990 — К Бесьер (Bessiere Франция)
В соответствии с утвержденным положением
Л к является нап достоянием Испании
АРЖАНИКОВ Николай Сергеевич (1905 —
82) — сов ученый в области аэродинамики
проф (1935) засл деятель науки РСФСР
(1955) Окончил МГУ (1926) В 1929—31
работал в ЦАГИ в 1939—40 первый зам
нач ЦАГИ В 1930—82—в МАИ где бы i
деканом самолетостроит ф та зам дирек
тора по уч науч работе заведующим мн
кафедрами В 1943— 46 в НКАП СССР затем
(до 1956) нач Гл управления Мин ва высш
и ср спец образования СС( Р Награжден
орденом Октябрьской Революции 2 орде
нами Трудового Красного Знамени орде
нами Дружбы народов «Знак Почета»
медалями
АРКТИЧЕСКАЯ ВОЗДУШНАЯ ЭКСПЕ-
ДИЦИЯ 1937 13 февр 1936 Политбюро
ЦК ВКП(б) приня io решение об орг Ции
в Арктике дрейфующей науч станции пред
назначенной для проведения океанографии .
метеорол и геофиз исследований в ннтере
Самолеты АНТ 6 на Северном полюсе

сах нар хоз освоения Крайнего Севера (в
т ч судоходства по Сев мор пути) обес
печения планировавшихся трансарктич пе
релетов сов самолетов и т п После рас
смотрения разл способов доставки на Сев
полюс полярников и грузов был принят ва
рнант транспортировки их самолетами с
посадкой на лед Начальником первой сов
высокоширотной экспедиции «Север 1» был
назначен акад О Ю Шмидт егозам—М И
Шевелев (нач Управления полярной авиа
ции Главсевморпути) Начальником поляр
ной станции «Северный полюс 1» был утвер
жден И Д Папанин в персонал станции
были также включены гидролог и гидро
биолог П П Ширшов геофизик и астро
ном Е К Федоров радист Э Т Кренкель
В качестве трансп самолетов выбрали АНТ 6
А Н Туполева (см Ту) отвечавшие необ
холимым требованиям по грузоподъемности
и дальности полета 4 таких самолета назв
«Авиаарктнка» были доработаны приме
нительно к арктич условиям (кабины эки
пажа сделали закрытыми улучшили герме
тизацию самолета и т д) Самолеты оснас
ти 1и усовершенств рздиоевнзным оборудо
ванием кроме того ввиду ненадежной рабо
ты магн компасов в высоких широтах (из за
близости Сев магн полюса) дополнительно
установили астрономич навигац средства
и только еше начавшие находить приме
пение радиокомпасы Командиром летною
отряда и флагманского АНТ 6 (бортовой
№ Н 170) был назначен М В Водопьянов
Командиры др машин В С Молоков
(Н 171) А Д Алексеев (Н 172) И П
MaiypyK (Н 169) Для разведки погоды и
ледовой обстановки в отряд вк почили также
двухдвигательныи самолет АНТ 7 (Н 166
ком 1] Г I оловин) Исходная база для
броска на полюс была организована на
о Рудольфа (архипелаг Земля Франца
Иосифа) расположенном у 82е с ш (в 900
км от Сев полюса) Туда заблаговременно
по морю достави ш запасы горючего и про
довольствия был установлен радиомаяк и
подготовлен аэродром Перебазирование от
ряда самолетов из Москвы на о Рудоль
фа ввиду неблагоприятных погодных уело
вии и весенней распутицы на промежу
точных аэродромах заняло около месяца
(< 22 марта по ]9 апр 1937) Летели с
посадками в Холмогорах (здесь на само ie
тах колесное шасси заменили лыжами)
Нарьян Маре н на полярной ст Маточкин
Шар На о Рудольфа снова продолжалось
вынужд ожидание лепной поюды 5 мая во
время очередного разведыват полета Голо
вин со своим экипажем АНТ 7 (штурман
А С Волков радист Н Н Стромилов ме
ха ники Н Л Кекушев и В Д Терентьев)
пролетел над полюсом и вернулся иа базу
(это был первый полет сов самолета над
Сев полюсом) Флагманский корабль стар
товал 21 мая и в ] 1 ч 35 мин совершил
посадку в р не Сев полюса Первыми сов
людьми вступившими на полюс были ко
мандир корабля Водопьянов флаг штурман
экспедиции И Т Спирин второй пилот М (
Бабушкин ст механик Ф И Бассейн ме
64 АРЕНДА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Папанинцы провожают самочеты в обратный путь
ханики П П Петенин и К И Морозов,
бортрадист С А Иванов, Шмидт, Папанин,
Федоров, Ширшов, Кренкель и киноопера
тор М Я Трояновский Остальные АНТ 6
вылетели на исходе 25 мая, но собраться
в группу не смогли и пробивались к по
л юсу поодиночке Молоков вы щеп на лагерь
и произвел там посадку 26 мая утром Алек
сеев сел неда теко от полюса и от лагеря и пе-
релетел туда 27 май В более сложном по
ложении оказался Мазурук к рый посадил
самолет на площадку потребовавшую зна
чит расчистки для взлета Кроме того, не
поладки в радиоаппаратуре не позволили
ему быстро установить связь с лагерем и др
полярными станциями Он прилетел в тагерь
5 июня 6 июня состоялось торжеств от-
крытие ст «Северный полюс 1», в тот же день
самолеты доставившие иа полюс зимовши
ков и 10 т грузов отправились в обрат
ный путь по маршруту Сев полюс -- о Ру-
дольфа (там остался самолет Мазурука
для оказания при необходимости помощи
папанинцам) - Амдерма — Архангельск —
Москва 25 июня участников возд экспе
диции торжественно встречали на центр
аэродроме столицы 27 июня Папанину
Шмидту, Шевелеву Спирину, Алексееву
Мазуруку Головину Бабушкину было прис
воено звание Героя Сов Союза Водопья-
нов и Молоков удостоенные этого звания
в 1934 за спасение челюскинцев (см Челюс
кинская эпопея) были награждены вторым
орденом Ленина Орденом Ленина были
награждены также Кренкеть Федоров
Ц1ириюв Гос награды почучити и др уча
стники экспедиции Полярная ст «Север
ный полюс 1» ныполнила поставл задачи,
в т ч участвова ia в метеороя обеспечении
перелетов экипажей В П Чкалова и М М
Громова через Сев полюс в Америку а также
последнего потета экипажа С А Леванев
ского н экипажей, участвовавших в поис
ках его самолета Папаниннев сняли с льди
ны моряки педокольных пароходов «Тай
мыр* и «Мурман» [9 февр 1918 у берегов
Гренландии (за 274 сут Дрейфа льдина
прошла св 2500 км)	В П Шенкин
Памятная медать посвященная высадке экспеди
ции И Д Папанина на < еверном полюсе
«АРМСТРОНГ УЙТУОРТ» (Sir W G Аг
mstrong Whitworth Aircraft, Ltd)—само
летостроит фирма Великобритании Обра
зована в 1921 как дочерняя компания круп
ного кораблестроит концерна «Армстронг,
Уитуорт энд компани* (Sir W G Armst
rong Whitworth and Co, Ltd) В [935 ста
ла дочерней компанией концерна «Хокер
Сидли», в 1961 после объединения с фир
мой «Глостер» ста та называться «Уитуорт
Глостер эркрафт» (Whitworth Gloster
Aircralt, Ltd) Утратила статус компании
и свое назв при реорганизации концерна
в 1963 К наиболее известным самолетам
фирмы относятся истребитель биплан «Сис
кин» (первый полет в 1922, построено св
400) разведчик биплан «Атлас» (1925) тя
желый бомбардировщик «Уитли» (1936, пос
троено св 1800) бомбардировщик и трансп
самолет «Атбемарт» (1943) реактивный
палубный истребитель «Си хоук* (1947
конструкция фирмы «Хокер»} пасс самоле
ты «Аталанта» (1932) «Энсайн» (1938)
«Аполлон» (1949), реактивные ночные ис
требители «Метеор» Мк ((—Мк (4 (1950 -
53, построено 575 на основе исходного са
молета фирмы «Глостер») пасс грузовой и
воен трансп самолет «Аргоси» (1959)
АРРЕТЙР ( нем Arretier (ung), от франц
arreter — останавливать, фиксировать]
устройство дли закрепления чу ветвит эле
мента разл приборов в нерабочем положе
нии Применяется обычно для предохра
нения чувствит элемента от повреждении при
транспортировке и монтаже В авиац гирос
копич приборах (гировертикалях, курсовых
и инерциальных системах и др ) А приме
нястся также для фиксации рамок карда
нового подвеса в заданном положении с не
лью ускорения выхода гироблока в исход
ное потожение
АРСЁНЬЕВСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРО-
ИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ нм
Н И Сашкина- берет начало от
образованного в 1936 в пос Семеновка (ныне
г Арсеньев Приморскою края) авиаремонт
ного з да № 116 Дальневосточной возд
армии В 1941—45 з д построил 2935 само
летов УТ 2 В дальнейшем з д получивший
назв «Прогресс* выпускал самолеты Як |8
Як 50, Як 55, Ан 14, танер А 15, аэросани
«Север 2» и Ка 30, вертолет Ми 24 В J979
па основе з да образовано ПО Носит имя
Николая Ивановича Сазыкина — ниректора
з да в 1959—76 Пр тие (объединение) на
граждено орденами Октябрьской Револю
ции (1986) Трудового Красного Знаме
ни (1977)
АРХАНГЕЛЬСКИЙ Агсксандр Александ
рович (1892—1978) — сов авиаконструктор
др техн наук (|940) Герой Сои Труда
(1947), засл деятель науки и техники РСФСР
((947) Окончил МВТУ (1918) Учебу сов
мешат с работой в азродинамич лабора
тории уч гца и воздухоплаваг кружке, ру
ководимом Н Е Жуковским В 1918 -36
работал в ЦАГИ Вместе с Ь С Стечкиным
спроектировал и построил неск аэросаней
«АРБЕС» После орг ции в ЦАГИ само
петостроит КБ А Н Туполева (см Авиа
ционныи научно техническим комплекс им
А Н Туполева) куда вошел отдел А,
он участвовал в проектировании всех
самолетов марки АНТ В [932 назна
чен рук бригады скоростных самоле
тов Ведущий конструктор первого сов
фронтового бомбардировщика А1П 40, или
СБ (рис в табл XVI) ставшею этапным для
сов авиации, и его пасс варианта ПС 35
С 1936 рук КБ и ответственный за серий
ную постройку СБ гл конструктор само
летов Ар 2 (рис в табл XVII) и «Б» В
194 [ коллектив А снова влился в КБ А Н
Туполева С 1947 А — первый зам гл кон
структора Пр им Н Е Жуковского
Н С Аржаииков А А Архангельский
(1962) Ленинская пр (1957), Гос пр СССР
(1941 1949, 1952) Награждён 6 орденами
Ленина орденом Октябрьской Революции,
4 орденами Трудового Красною Знамени,
2 Орденами Красной Звезды, медалями
Лит Лазарев Л Л Коснувшись иеба М
1983
АРХИМЁДА ЗАКОН — на всякое тело,
погруженное в жидкость, действует вытал-
кивающая сила, равная весу вытесненной
жидкости В несколько иной формулировке
впервые был установлен древнегреч уче-
ным Архимедом в 3 в до н э Доказывает
ся на основе ур ннй гидростатики, представ
льющих собой Эйлера уравнения для по ко
ящейся несжимаемом жидкости при нали-
чии однородного поля массовых сил Если
ось г декартовой системы координат нап
равить против действия массовых сил, то
распределение гидродинамич давления р в
жидкости подчиняется закону р—Ру—Vgz,
где g — ускорение свободного падения,
р плотность, рп - давление на свободной
пов-сти (z =0) Гл вектор Р сил гидроди-
намич давлений, приложенных к твердой
пов сти S тела объемом t вычисляется по
ф ле
Р= — $s npdS = — $ ( gradpdx,
где п — вектор внеш нормали к S После
подстановки в эту ф ту выражения для р
и интегрирования приходим к результату
р*=е£т (Р*. Ру, Pz — проекции
вектора Р на оси х, у, г выбранной систе
мы координат) Следовательно А з можно
переформулировать так силы гидродинамич
давлений жидкости на замкнутую пов-сть
погруженного в нее твердого тела приво
дятся к одной равнодействующей, равной
весу вытесненного объема жидкости, нап
ранленной вертикально вверх и приложен-
ной в центре гя жести вытесненного объе
ма А з остается в силе и для тела час
тично погруженного в жидкость, и обобща
ется на случай погружения тела в жидкость
состоящую из неск слоев разной плотности
А г справеТлив и для газов (см Аэро
статика) Он широко используется для ана
лиза разнообразных прикладных задач
АРХИМЁДА ЧИСЛО — безразмерный па-
раметр, равный произведению ускорения
свободною падения g, куба характерного
линейного размера L и разности плотнос-
тей Др, делённому на плотность q и квадрат
кинематич вязкости v основной движущей-
ся Среды
Ar — gt? Aq/(qv2)
Характеризует собой соотношение между
архимедовой силой, обусловленной различи
ем плотностей в отд областях рассматри
ваемой системы и вязкими силами в осн
потоке Используется в качестве парамет-
ра подобия при анализе задач по возду-
хоплаванию, при движении ЛА тяжелее
воздуха не учитывается
5 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своипАР^СИМЕДА 65
К К Арцеулов	Ф A Act ахов
АРЦЕУЛОВ Константин Константинович
(1891	1980) — сов летчик испытатель один
из основателен сов планеризма художник
Окончит четную школу Первого рос то
варшцества воздухоплавания (1911) Участ
инк I й мировой войны Первым в России вы
полнил на самолете «Ньюпор 2!» преднаме
ренный штопор (1916) В 1923 испытыва i
первый сов нстребитеть И 1 конструкции
Н Н Поликарпова В 1923 получит дня
лом пилота парителя N° 1 Создал 5 плане
ров собств конструкции Участник первых
полетов иа аэрофотосъемку и ледовую раз
ветку (кон 20 х — нач 30 х гг ) В 40 х гг
отошел от летной работы и занимался гра
фнкои и живописью Чл ( оюза художников
СССР
Лит 1 а л лаиМ | Жилгь Арцеу лова Ч !Ч8э
АСПИРАЦИОННЫЙ ПСИХРОМЕТР — см
в ст Метеорологические приборы и обору
дование
АССОЦИАЦИЯ АВИАЦИИ И КОСМО-
НАВТИКИ ФРАНЦИИ (Association Aero
naultque et Astronautrque de hrance) Осн
в 1927 в результате слияния Ассоциации
франц инженеров и техников в об засти ави
ации и космонавтики (Association Fran^aise
des IngenreurS et Technrciens de I Aeronau
tique et de PEspace) существовавшей c
1945 и франц астронавтического об ва
(Societe Fran^aise d Astronautique) осн
в 1955 Имеет техн секции по аэродинами
ке материаловедению ситовым уста нов
кам ЛА авиации общего назначения и др
Организует проведение междунар симпози
умов ежегодных науч чтении памяти Л Бте
рио и О Лилиенталя коттоквиумов по аэ
родинамике и авиац акустике и т д Изда
ет ежемесячный науч техн журнат «L’AerO
nautique et I Astronautique»
АСТАХОВ Федор Алексеевич (1892— 1966) —
сов военачатьник марша т авиации (1944)
В Сов Армии с 1918 В Гражд воину нач
авиации армии иач ВВС ( ибири Окончит
Севастолотьскую школу воен тетчиков
(1916) курсы высш комсостава РККА
(1923) курсы усовершенствования высш
комсостава (1929) Участник Вет Отечеств
войны В годы войны быт команд ВВС фрон
та (до 1942) нач I i управления ГВФ
(с 1942) одноврем зам команд ВВС РККА
(1942—43) зам команд авиацией дальнего
действия (1943—44) Посте воины (до 1947)
нач Гл управтения ГВФ Награжден 2 ор
денами Ленина 3 орденами Красного Зна
меня орденами < уворова 2 и степ Куту
зова 1 и степ Красной Звезды меда
л я м и
АСТРОНАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ
пре^назначаются для олреде юния в полете
координат местоположения и курса ЛА с
помощью асгрономич измерении Могут
быть ручными потуавтоматич н автомати
ческими К А с работающим на принципе
оптич пеленгации светит ити радиопеленга
цни Солнца относятся астроинераиа тьные
системы (АИ( ) комплексные автономные
астронавщ ап системы (АН( ) астроком
пасы (АК) полуавтоматич и ручные секс
такты В качестве астродатчиков в АИС
АНС н АК испотьзуются автоматич оптич
астропе генгаторы и радиоасгропетенгато
ры Координаты местоположения и курс ЛА
определяются по измеренным угтовым коор
ди налам светил в одной из навигационных си
стел координат АИС конструктивно выпот
пяется в виде единой системы состоящей из
системы гиростабилизации и астропетенга
тора АИС обеспечивает также опредете
Ние и выдачу потребителям углов крена и
тангажа а также составтяющих вектора
путевой скорости Для демпфирования ко
тебаиии вертикали в АИ( может быть пре
тусмотрена коррекция от доплеровского
исмерителя скорости и угча сноса (та
билизания платформы иа к рои в А с ус
тановтен астропе тента тор осуществляет
ся с помощью гировертикалей гироинерци
атьных систем и курсовертикалеи Для опре
деления углов наведения астропеленгатора
в вычислитель АНС поступают от авто
номных систем и ти от ЭВМ павигац ком
плекса координаты ЛА и ти же они вычис
ляются но та иным датчиков скорости и кур
са Затем эти координаты и курс коррек
тируются ио данным астроизмерении В
иек рых АНС наряду с оптическими приме
няются радиоастропетенгаторы работающие
по радиоизлучению Солнца и обеспечиваю
гцие измерение курсового угла В астро
компасах предназначенных тля измере
ния курсового угла светила для стабили
танин углов наведения иенатьзуются мант
пиковая вертика ть или данные об углах
крена и тангажа от любой гировертикали
Курс определяется как разность между вы
чист азимутом свети та и курсовым уг
лом Погрешности А с составляют по коор
динатам 3—15 км ио курсу 3—30 н не зави
сят от предо гжительцости полета Поэ
тому А с используют на ЛА	пред
назначенных 1тя тальних или тлит поле
тов	F Г Харин
АСТРОНАВИГАЦИЯ (От греч astron —
звезда и навигация) летательных ап
паратов — раздет навигации Л А рас
сматривающии принципы построения астро
навигационных систем и методы их исполь
зования для навигации ЛА а также ср
вокупиость операции по опреде еению в по
тете по юження ЛА относительно земной
пов сти с помощью астрономия средств
и методов Достоинства А — автономность
работы и независимость погрешностей аст
ронавигац систем от продо 1жите гьности
полета Недостаток зависимость от ме
теоусловии
АТАКА ЦЕЛИ — этап боевой операции
само тета (группы самолетов) состоящий
из действии направленных непосредствен
но на поражение ц< ли В общем случае
включает боевое маневрирование для вы
хода в зону возможных пусков оружия
слежение за целью ннформац средствами
для измерения ее текущих координат пуск
оружия управление полетом оружия на тра
ектории и 1и его ннформац поддержку На
чинается а гика как правило с момента
окончания режима распознавания цеди бор
то вы ми информац средствами (см При
цельно навигационная система) если само
лет при этом оказался в зоне возмож
ных атак В противном случае ее начало
должно быть отнесено к моменте входа в
эту гону При использовании оружия за
пускаемого без ннформац контакта с целью
атака может начинаться с подготовит one
рации в заранее выбранной точке маршру
та После атаки можы вновь осушествля
ться поиск ut леи и 1и самолеты могут перест
раинаться для возвращения на базу
Состав действии во время атаки сущест
венно опрсле 1яется типом атакуемой пели
(воздушной наземной надводной и т д )
и особенностями применяемого оружия
Напр при использовании ракет с полуак
тивными головками самонаведения или ра
кет с командным наведением атака может
завершиться лиип после окончания иаведе
ния ракеты При этом самолет вынужден
маневрнроватг таким образом чтобы не сор
вать наведение Применение ракет с ак
тивными готовками самонаведения позволя
ет прекратить атаку сразу после пуска ра
кеты Атака является наибо tee напряжен
иым этапом боевой операции как с точки
зрения функциои за1рузки экипажа так и
по числу одновременно функционирующих
бортовых систем и в наибольшей степени
определяет успех всей боевой операции
А С Исаев
АТМОСФЕРА 3 е м л и (от греч atmos —
пар и sphatra шар)— газовая (воздуш
ная) среда вокруг Земли к рая вращает
ся вместе с Землей как единое целое А
состоит из воздуха — азота кислорода и
иезначит количеств др газов (см табл )
По характеру изменения с высотой осн физ
свойств и состава воздуха А подраздели
ют на неск слоев (см рис ) В слое А до
Рис Вертикальное распределение температуры
давление и плотности атмосферы (для нижних
кривых шкала внизу для верхних—наверху)
выс (00—110 км происходит сильное пере
мешиванне газов и ее состав мадо меняет
ся Этот слон наз гомосферой (илн
ту рбосферои) Выше расположен слой А
к рый называют гетеросферой Переход
ный слой между ними иосит назв турбо
паузы
По характеру изменения темп ры с высотой
выделяют слои тропосфера (выс от
О до 11 км)—характеризуется понижением
темп ры во здухз с высотой стратосфе
р а (11—50 км) — наблюдается рост темп ры
мезосфера (50 85 км)—понижение
темп ры с высотой термосфера (85—
800 км) —опять рост темп ры Выше термо
сферы расположена экзосфера ха ракле
ризующаяся высокой степенью разрежен
иости воздуха и ею «ускользанием» в космич
Пространство Границы слоев в значит
степени условны меняются в зависимости
от времени и места и представляют собой
переходные слои то шдинои от неск сот мет
ров до неск км и носят назв тропопау
66 АРЦЕУЛОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
за стратопауза, мезопауза и т е р
м о п а у з а Основываясь на Др хар ках воз
духа в А можно выделить и др сдои Напр
поглощая УФ радиацию кислород О2 дне
социирует (распадается) на атомы С высо
той возрастает доля диссоЦииров кислоро
та к рый взаимодействуя t О2 образует
озон О3 Макс концентрация озона наб
людается на выс 25 28 км в стратосфере
Область А между 10 и 50 км иногда наз
озоносферой Здесь в значит степени пог
лощается УФ часть солнечного спектра
губительная для биология форм жизни на
1емле УФ солнечная радиация яв 1яется гл
фактором нагревания воздуха в стратосфе
ре Важную роль в формировании структу
ры и термин режима А играют озон Оч
угтенистый газ СО2 и водяной пар ( одер
жание углекислого газа меняется в связи
с жизнедеятетьностью растении индустри
альными загрязнениями газообменом меж
ду А и океаном Углекислый газ слабо пог
лощает КВ солнечную радиацию но задер
живает ДВ (теп ювое) изучение земной
пов сти к рое и является осн источником
поступления теплоты в А и значительно
уменьшает теплоотдачу Зем^и в космич про
странство создавая т н парниковый зф
фект Солнечная радиация приходящая в
А частично помотается содержащимися
в ней водяным паром озоном и аэрозоля
ми рассеивается в А а частично отражает
ся от земной пов сти оси доля солнечной
радиации поглощается пов стью Зем ги Пре
обладающая масса водяного пара сосредо
точена в тропосфере где его содержание
сильно меняется из за колебании темпе
ратуры Здесь происходят осн процессы
определяющие погоду В разл широтах над
пов стью океана суши снега и льда обра
зуются теплые и холодные возд массы с
переходными зонами атмосферными фрон
тами В условиях преобладающего в тропо
сфере падения темп ры с высотой восходя
шие потоки воздуха (в особенности на фрон
тах) образуют облако и атм осадки всех
видов Развиваются крупномасштабные вих
ри внетропич циклоны и антициклоны
вихри меньшего масштаба тропич цикто
ны (ураганы и тайфуны) мелкомасштабные
вихри разрушит смерчи Атмосферная цир
куляция в тропосфере связана гл обр с
распределением темп ры атм тавгения и
влиянием отклоняющей сипы вращения Зем
ли В циркуляции А в тропиках учдству
ют пассаты — вгтры ниж тропосферы на
Правт От субтронич широт обоих иогуша
рии в сторону экватора Зона встречи пасса
тов обоих полушарий носит назв внутри
тропической зоны конвергенции В
умеренных широтах преобладают зап возт
потоки В верх тропосфере вблизи тро
попаузы в зонах ботьшои неоднородности по
тей метеорологии элементов образуются тро
пасферные струйные течения относительно
узкие возд потоки большой горизонтальной
протяженности со скоростями вгтра более
100 км/ч
На формирование климата в зияют коп во
солнечной радиации посту пгющей в соот
ветствуюшие широтные зоны Земпи особен
ности подстилающей нов сти (континент
море ледник пустыня и т д ) и циркуляция
А РезутьтатЬт многолетних наб гюдении
климатич хар к приземного стоя А учиты
ваются при изыскании проектировании
стр ве и эксплуатации аэродромов ( вече
ния о режиме ветра позволяют наир оп
реде гить необходимые- размеры аэродрома
число н расположение ВПП Климатология
данные об облачности метеорологической
дальности видимости высотах снежного
покрова гололеда теми рс давлении в паж
ности воздуха важны для опенки четно ме
теорологнч у с зо внй каждого аэро тро м а
Данные о приземной А обеспечивает сеть
метеорологии станций Аэрологическое зон
дарование до выс 20—30 км Проводится
с помощью радиозондов Метеорология ра
гиолокаторы и ИСЗ (см Метеорологичес
кие приборы и оборудование) дают необ
холимые авиации сведения об облачности
осадках атмосферной турбулентности
( 1950 х гг начатась разработка метО
дов искусств воздействия на нек рые процес
сы в тропосфере Наиболее доступно рас
сеяние нереохлажт туманов (темп ра ниже
0dC) и низкой облаяности над аэродрома
ми ВНП введением льдообразующих реи
гентов (твердая углекислота пропан) Про
водится зашита от градобитий ввегением
нек рых реагентов (напр иоДистое серебро
Agl) в градоносные кучевые об гака с по
мощью ракет и зенитных снарядов
Полеты совр ЛА происходят вблизи тро
попаузы к рая четко выражена на экваторе
и в тропиках У поносов тропопауза выпажс
на хуже зимои нередко размывается В суб
тропиках наблюдаются разрывы тропопау
зы обычно сопровождающиеся сильными
струйными течениями С развитием авиации и
космонавтики возрастает практич значение
иссгедовании высоких с поев атмосферы для
разработки методов метеорология обеспе
ч<ния полетов ЛА в верх А те слоев рас
потож выше тропопаузы
Режим теми ры и ветра в стратосфере
летнего полушария определяется областью
теплого воздуха и антициклоном с центром
у полюса образование к рых обусловлено
поглощением УФ солнечной радиации в верх
части озоносферы в условиях полярного
дня В ниж стратосфере темп ра мачо ме
няется а выше 25 км возрастает с высотой
В районе Стратопаузы (на выс ок 50 км)
четом темп ра поднимается до ]0°С Пре
обладают вост ветры скорости к рых рас
Гуч от почЯрных к Средним пгнротам дести
гая 50 м/с Распре течения темп ры пчот
ности дав гения и ветра в стратосфере отно
ентечьно устойчивы лишь еетом и подвер
гаются сичьным и внезапным изменениям
зимой и в переходные сезоны В стратос
фере зимнего почущария (вс гедствие радиан
охлаждения) формируются область холода
н циклон с центром над почюсом Область
холодного воздуха с темп рои ок —80сС в
полярных р нах расположена на выс ок
25 км Выше темп ра возрастает до макси
мума на выс еж 50 км В области циклона
преобладают сильные зап ветры макс ско
рости к рых на выс белее 40 50 км могут
превышать 100 м/с Зимой происходят вне
запные стратосферные потепления при к рых
темп ра может превосходить летний макси
мум Зти возмущения (причина к рых пол
костью не выяснена) носят динамич ха
рактер Осн причиной зимних стратосфер
ных потеплении считается влияние крупно
масштабных возмущений тропосферы Зи
мои в Сев полушарии при стратосферных
потеплениях может происходить полная не
рестроика зимнеи циркуляции с замете
нисм области холода и циклона над Сев
полюсом областью тепла и антициклоном
В Юж полушарии таких перестроек не Про
исходит что связано с большой интенсив
ностью зимнего полярного циклона над Ан
тарктикой в тропосфере и стратосфере
Темп ра зимой в верх мезосфере особен
но в по гярных р нах выше чем летом Ле
том в мезосфере в зонах распочож от 40'1
широты к полюсам на выс 70 94 км об
разуются т н серебристые облака ( тратос
ферная циркуляция представляет единую
систему на выс ок 25 км и до мезопаузы
Выше мезопаузы начиная с выс ок 85 км
расположена термосфера Кинетич темп ра
А определяемая тепловым движением мц
теку ч воздуха возрастает в термосфере До
выс ок 250 км Выше рост темп ры замед
ляется (область изотермии) При этом как
показали данные торможения Й( 3 в годы
максимума I I летнего цикла солнечной ак
тивности по сравнению с годами ее мини
мума темп ра в области изотермии может
возрастать на 1000 К Выше турбопаузы
распочож на выс ок НО км начинается
гетеросфера где могекучярное перемети
ванне преобладает над турбулентным и про
исходит изменение состава А Выше 160 км
каждый компонент А имеет свой вертик
профи гь распределения согласно баромет
рическои формуле Поэтому концентрация
легких газов падает с высотой медленнее
чем тяжелых и происходит увеличение от
носит содержания легких газов в А В ре
зулЬтате диссоциации увеличивается годер
жание атмосферного кислорода особенно
интенсивно поглощающего УФ радиацию
Солнца что способствует росту темп ры с вы
сотой На выс от 0 2 до 40 тыс км рас по
дагаются радиан пояса Земли в к рых магн
поле Земли удерживает заряж частицы Вза
имодеиствие корпускулярного излучения
Солнца (т н солнечного ветра) с магн
полем Земли формирует ее магнитосферу
При сильных солнечных вспышках или ин
тенсивных корпускулярных потоках возника
ют полярные сияния деформация магнито
сферы возмущения ионосферы магн бури
Во время солнечных вспышек создается опас
ность радиац облучения экипажей пилоти
руемых космич кораблей и сверхзвук ЛА
при полете в стратосфере Для принятии
своеврем мер обеспечения безопасности по
летов составляются долгосрочные кратко
срочные и оперативные прогнозы солнеч
ного корпускулярного излучения См также
ст Международная стандартная атмосфера
С С Г нигеров
Табл -Состав сухого воздуха в ниж
иев атмосфере Земли (гомосфере)
Объемное содер
жание %
Азот (Ns)
Кис юрод (О2)
Аргон (А )
Углекисibiif газ <СО2)
Неон (Ме)
[ е пни ( Не)
Криптон (Кт)
Ксенон (Хе)
Водород (Н2|
Оксид азота (N2O)
Метан (СН4)
Озон (О3)
Серниста н ангидрид
(SOJ
Диоксид азота (NOa)
Йод (12)
78 084 000
20 947 600
0 934 000
0 031 400*6
1 818 10 -
524 0 10_6
200 10	—6*
Летом до 7 0	10
Зимои до 2 (1	10
До 100 |()	Ь* 6*
До 2 0 10 До 1 0 10	6-
* Содержание газа может существенно менять
ся в зависимости от места и времени
АТМОСФЕРНАЯ ТУРБУЛЕНТНОСТЬ -
одно из характерных свойств атмосферы
Земли состоящее в беспорядочном изме
нении давления темп ры воздуха скорости
и направления ветра (см Турбулентность)
Турбулентный режим способствует тепло и
влагообмену в атмосфере Земли набдюда
стся в пограничном слое атмосферы Прос
тираюгцемся над равнинами умеренных ши
рот до выс I км Турбулентность обуслов
лена топографии нсоднорогностью пов сти
Земли се теплофиз свойствами приводя
щими к неравномерному в пространстве
нагреванию (охлаждению) особенностями
вертик профилен теми ры и скорости возд
потоков (см Вертикальный patpci атмосфе
ры) На выс 50 150 м наблюдаются значит
вертик градиенты скорости ветра (см Сдвиг
ветра), порождающие динамич турбулент
ность или большие вертик градиенты тем
5'
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим!
пературы (летом) вызывающие термнч тур
булентность В этих условиях наблюдают
ся сильные горизонтальные и вертик норы
вы ветра, существенно влияющие на взлет
и посадку ЛА (см Атмосферное возмуще
ние) В свободной атмосфере (над погранич
ным слоем) возд течения, особенно в ясном
небе в верх тропосфере могут быть также
турбулизированными в областях струйных
течений где наблюдаются большие вертик
[радиенты скорости Интенсивная А т вы
зывает болтанку ЛА Вероятность турбулен
тности при ясном небе в умеренных широ
тах составляет 10%, в т ч сильной ок 0,4%
в ниж стратосфере до выс 20—25 км со
ответственно 1 и 0,05% Толщина турбулеи
тных зон тропосферы во много раз меньше
горизонтальных размеров, в 8()% случаев
толщина не более 1000 м а горизонталь
ные размеры меньше 150 км в ниж стра
тосфере — соответственно 300 м и 80 км Эти
зоны всегда имеют резкие границы
Развитие А т обусловлено динамич и
термнч причинами Возд течение часто ха
растеризуют безразмерной величиной т и
числом Ричардсона
д (тп—V)
Rl = -F---]—’
Г
где g— ускорение свободного падения, Т —
абс темп ра ус — адиабатич вертик гради
ент темп ры (равный 0 01 К/м) у - наблю-
1аемый вертик градиент темп ры, 0 - вер
тик градиент ср скорости ветра (с учетом
поворотов ветра в слое с высотой) Чаше
всего турбулентность наблюдается при зиа
чениях Ri<l/i
Возникновение А т связано с потерей
гидродинамич устойчивости потока и гене
рацией волновых возмущений, потерей ус*
тойчивости и вырождением волновых возму
щений, 1енерацией турбулентности и дне
сипацией турбулентной энергии в теплоту
Знание хар к А т необходимо для решения
мн теоретич и практич задач в авиации
Лит Монин А С Я г том А М Статис
тнческая iидромеханика ч I —2, М 1965—67 Тур
булеитноегь в свободной атмосфере 2 изд Л
1976	// 3 Пинце
АТМОСФЕРНАЯ ЦИРКУЛЯЦИЯ — сис-
тема крупномасштабных возд течений над
земным шаром или полушарием А ц обус
ловлена неоднородным распределением
темп ры и атмосферного давления, возни
кновением т н барич градиента, получа
емая энергия А ц расходуется на трение
но непрерывно пополняется за счет солнеч-
ной радиации Направление возд течений
определяется барич градиентом вращением
Земли, влиянием подсти тающей цов сти
В тропосфере к А ц относятся пассаты
муссоны, возд течения связанные с цик-
лонами н антициклонами в стратосфере —
преим зональные венд течения (сан
зимой и вост—летом) Перенося во еду х, а
с ним теплоту и влагу из одних широт и ре
гионов в другие, А ц является важнейшим
климатообразующим фактором
В ниж тропосфере тропич зоны преобла
дает циркуляция вызываемая пассатами —
устойчивыми ветрами севере восточным —
в Сев полушарии и юго восточным — в
Юж полушарии (наблюдаются в течение
круглого года в среднем до выс 4 км) Над
областью пассатов в ср и верх тропосфе
ре преобладают зап возд течения Над
нек рыми участками тропич тоны в Осо
бенности в бассейне Индийской) ок , преоб
ладает режим мунонной циркуляции (зим
ний муссон совпадает с пассатом, летний
муссон обычно имеет противоположное на-
правление) В тропосфере умеренных широт
на перифериях субтропич антициклонов
обоих полушарий преобладает таи перенос
В ниж части тропосферы полярных р нов
преобладают вост ветры В ср широтах
в зоне больших горизонтальных градиен
тов темп ры и давления, возникают тропос
ферные фронтальные зоны струйные тече
ния циклоны и антициклоны к рыми осу
ществляется межши ротный воздухообмен
А ц в тропиках также не является изолир
от внетропич циркуляции Частое и интен
сивное развитие циклонов и антициклонов
внетропич широт приводит к образованию
кчиматич областей низкою и высокого
давления, к-рые хорошо выражены на мно
голетних картах атм давления Высокие
циклоны и антициклоны простираются в верх
тропосферу и ниж стратосферу, однако в
Среднем вследствие общего согласов убы
вания давления и темп ры от низких к вы
соким широтам в этой части атмосферы пре
обладает зап перенос Выше 20 км А и
носит сезонный муссонный характер что
обусловлено радиан балансом стратосферы
Следствием этого является Преобладание
летом восточного а зимой зап возд тече
ния Термин «А ц » применим также к атм
движениям, возникающим над небольшими
площадями земной пов сти (местная цирку-
ляция) —береговым ветрам (бризам), гор
но долинным ветрам и т п С С Гайгеров
АТМОСФЕРНОЕ ВОЗМУЩЕНИЕ в дина
мике полета —перемещение возд масс
вызывающее изменение параметров движе
ния ЛА (для космич ЛА за А в принима
ют также отклонение значении плотности
воздуха по трассе и высоте полета от при
нятых в расчетах) Различают след типы
А в отличающиеся временными хар ка
мн, ветер возд порыв, сдвиг ветра и ат
мосферная турбулентность (см также Бол
танка)
Ветер как А в рассматривается обычно
в навигац задачах в к рых учитывается
напр действие струйных течений Действие
ветра может создать расчетный случай при
выборе размеров органов управления ЛА
Напр , их размер должен обеспечивать ба
лансировку при взлете заходе на посадку
и посадке при заданных в требованиях к
самолету скоростях бокового и попутного
ветра
Воздушный порыв (ВП) — изменение
скорости ветра (или возд потока) за от
ноентельцо небольшое время (обычно до
10 с), меньшее чем время затухания осн
вида возмущенного движения ЛА Возд по
рывы, как правило, задаются в связанной
системе координат, поэтому ВП разделяют
на продольный, боковой и вертикальный В
расчётах ВП характеризуется профилем
скоростей и макс значением скорости до
рыва Обычно рассматриваются ступенчатый
или градиентный профили ВП (см рис )
ВП, действуя на ЛА вызывает измене
ние воздушной скорости угла атаки и угла
скольжения приводя к изменению аэроди
намич нагру зок на конструкцию и к воз
цикновс ник) возмущенного тниження ЛА,
хар-ки к рого должны удов ктворять опрс
дел Требованиям Напр , по «Нормам лет
ной годности гражданских самолетов СССР»
требовалось, чтобы при действии на самолёт
на крейсерском режиме полета ступенчато
го восходящего ВП с заданной скоростью
угол атаки самолета не превосходил допус
тимый Кроме того воздействие градиен
тного ВП с нарастанием скорости на длине
пути 30 м является одним из расчетных
случаев проверки конструкции самолета на
прочность А в в виде ВП рассматрива
ется в задачах динамики полета при оцен
ке хар к устойчивости и управляемости ЛА,
а также для оценки безопасности полета
Вследствие тою Что Ав — величина слу
чайная для опенки безопасности полёта при
наличии А в пользуются методами статис
тич динамики задаваясь распределением
Ступенчатый (а) и градиентный (б) порывы ветра
07 — скорость порыва 07mfix - максимальное зна
ченне скорости порыва, I — время
вероятности встречи с А в ппредел интвн
сивности	А Г Обрубов
АТМОСФЕРНОЕ ДАВЛЕНИЕ — гидроста-
тич давление оказываемое атмосферой на
все находящиеся в ней предметы В каждой
точке определяется весом вышележащего
столба воздуха и убывает с высотой на выс
5 км напр , составляет половину от нормаль-
ного, за к рое принимают 101 325 Па (760 мм
PtVthoto столба),-см Международная
стандартная атмосфера
А д распределено по земному шару не
равномерно, что обусловлено в первую оче
редь неодинаковым притоком солнечной ра
диации в разл широтах Земли и разл свой
ствами земной пов сти особенно в связи с
ее разделением на сушу и море, неравно
мерность распределения А д является при
чиной атмосферной циркуляции
В глобальном распределении на много
летних картах ср А д выявляется зональная
и ячейковая Структура полей А д на уров
не моря При этом обнаруживаются как пост
(перманентные), так и сезонные области
высокого и низкого А д (центры действия
атмосферы) К постоянным относятся эква
ториальная область пониж давления (эква
ториальная депрессия) и субтропич пояса
высокого давления в обоих полушариях с
центрами антициклонов над каждым океа
ном (наиболее значимыми пост областями
высокого А д в Сев полушарии являются
азорский и тихоокеанский антициклоны)
Пост центры действия за редким исклю
чением сохраняются в течение года, но неск
меняют свою интенсивность, что особенно
характерно для Сев полушария (напр ,
тихоокеанский и азорский антициклоны ле
том более интенсивны и обширны по пло
щади, чем зимой) К пост областям низ
кого А д Сев полушария относятся ис
ландская и алеутская Депрессии Исландская
хорошо выражена в течение всего года, ле
том ослабевает и становится двухцентро
вой, алеутская наблюдается большую часть
года наиболее интенсивна зимой, а летом (в
июле) почти исчезает На многолетних кар
тах ср А д на уровне моря обнаружива
ются также сезонные (или муссонные) цел
тры действия атмосферы напр азиатский
зимний антициклон сменяется летней азиат
ской депрессией В суточном ходе А д об
наруживаются 2 максимума (в 9 —10 ч и
21—22 ч) и 2 минимума (в 3 -4 ч и 15— 16 ч)
Особенно правильный суточный ход А д
обнаруживает в тропич р нах (, уветичени
ем широты амплитуда изменения А д умень
шается но вместе с тем становятся более
сильными неиериодич изменения А д
С С [аигеров
АТМОСФЕРНОЕ ЭЛЕКТРИЧЕСТВО — со
вокуцность электрич явлении и процессов,
происходящих в атмосфере раздел физики,
изучающий эти явления и процессы При не
следовании А э изучают электрич токи в
атмосфере, объемные заряды заряды обла-
ков и осадков, грозовые разряды и мн др
Все явления А э тесно связаны между со
бой На их развитие сильно влияют метеорол
факторы —облака, осадки метели и т п
Электрич поле атмосферы обусловлено за
рядами Земли и атмосферы У земной пов-сти
существует стационарное электрич поле с
68 АТМОСФЕРНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
напряженностью ок 130 В/м Земля прн
этом имеет отрнцат заряд ок 3-105 Кл, а
атмосфера в целом заряжена положитель
но При грозе, метелях, осадках напряжен
ioctl электрич ноля может резко менять
направление и значение достигая 1000 В/м
Атмосфера непрерывно ионизуется Образо
ванне заряж частиц в атмосферном воз
духе - ионов — происходит в осн под дей-
ствием космич лучей излучения радио
активных в в в земной коре и в атмо
сфере УФ и корпускулярного излучения
Солнца
Электрич состояние облаков и осадков
обусловлено зарядами облачных элементов
и капель Верх часть облака обычно заря
жена положительно, а нижняя—отрица
тель но
В атмосфере возникают электрич токи,
обусловленные движением ионов и электро
иов под действием электрич поля (токи
проводимости), переносом объемных заря
дов (конвективные токи), значит и быстрым
изменением электрич поля (токи смещения)
Возникают также токи при разрядах
Молния — электрич разряд между обла
ками разл частями облака или между об
лаком и земной нов стью Возникает при нац
ряженности электрич поля до 25—50 кВ/м,
сила тока разряда — десятки тысяч А На
иболее часто встречается линейная молния
— искровой разряд дл 2-3 км, иногда до
20 км и более, диам — неск десятков см
продолжительность — десятые доли секун
ды, состоит из последовательных нарас
тающих импульсов
Грозы (и молнии) относятся к опасным
для ЛА метеорол явлениям Попадание мол
нии в ЛА может привести к разрушени
ям элементов конструкции, нарушению рабо
ты радиоаппаратуры и иавигац лрибо
ров ослеплению и даже Непосредств пора
жению членов экипажа в свя*и с чем пре
дусматриваются меры по молниезащите ЛА
В телеграфном оповещении о грозе авиац
метеорол Станциями указываются местопо
ложение грозы, расстояние направление ее
движения наличие осадков на аэродроме
С С Гайгерое
атмосферные явления, В метеороло
гии авиационной осн внимание уделяется
А я, наблюдающимся в приземном слое
атмосферы (в тропосфере) поскольку имен
но они (напр , низкие облака сильный бо
ковой ветер, плотный туман} в значит сте
пени определяют эффективность и вообще
возможность использования авиации
К А я относят также атм осадки.
Представляющие собой воду в жидкой или
твердой фазе и включающие дождь, снег,
крупу, град (выпадают из облаков), росу,
изморось (осаждаются на земной пов Сти
в результате конденсации или сублимации
содержащегося в воздухе водяного пара)
морось—дождь с диам капель менее 0,5 мм
(может выпадать из облаков или образо
вываться при конденсации тумана) Раз
дичают обложные и ливневые осадки (пер
вые связаны преим с теплыми, а вторые
с холодными атмосферными фронтами}
Выпадающие нз облаков осадки могут при
водить к появлению юлодеда и голоде
дицы Гололед - слой плотного льда обра
зующийся на пов сти Земли и на пред
метах (деревьях домах нт и ) в осн
с иаветр стороны от намерзания капель пере
охлажденного дождя или мороси Обычно
наблюдается при темп рах воздуха от 0
до —3 °C но иногда и при более низких
Гололедица — тонкий слой льда на земной
нов-сти. образовавшийся после оттепели
или дождя в результате похолодания а также
вследствие замерзания мокрого снега капель
дождя или мороси от соприкосновения
с сильно охлажденной пов стью
О наступлении опасных для выполнения
полетов А я (гололедица гроза, сильная
изморось и др ) авиац метеостанции дают
информацию установленную инструкциями
(штормовое оповещение штормовое пре
ду прежде ние}
АТМОСФЕРНЫЙ ФРОНТ — переходная зо
иа между возд массами частями ниж
слоя атмосферы Земли (тропосферы) го
ризонтальные размеры к рых соизмеримы с
большими частями материков и океанов
(Каждая возд масса обладает определ
однородностью свойств и перемещается
как целое в одном из течений общей
атмосферной циркуляции ) Атмосферное дав
пение перед А ф обычно понижается,
а за А ф растет Хорошо выраженные
А ф расположены в области низкого
давления {циклона}
Различают арктические А ф к рые
разделяют массы арктич воздуха и возду
ха умеренных широт, и полярные А ф,
разделяющие возд массы умеренных и
тропич широт Осн А ф разделяют
возд массы, различающиеся по своим свой
Ствам имеют большую горизонт протяжен
ность (до неск тыс км) прослеживаются
на неск км но вертикали (обычно но всей
Высоте тропосферы) Вторичные А ф —
низкие вертикальная протяженность их 1 —
I 5 км горизонтальная - неск сотен км
В яек рых случаях возникают верх А ф
образующиеся на пек рой высоте в тро
посфере и не проявляющиеся у земной
пов сти Осн А ф различаются в зави
симости от направления перемещения Теп
лый А ф движется в сторону холодного
воздуха (рис 1) Ширина зоны обложных
осадков перед теплым А ф составляет
300—400 км В ней образуются разорванно
Слоистые и разорванно дождевые облака
Нередки предфронтальные туманы связан
ные с насыщением воздуха испаряющимися
осадками Холодный А ф движется в
сторону теплого воздуха, вытесняя теплую
возд массу (рис 2) При этом образуют
ся кучево дождевые облака со шквалами
и ливнями Наиболее типичными являются
быстро движущиеся холодные А ф Осн
их особенностью является зона кучево дож
девой облачности с ливневыми осадками
перед А ф За холодным А ф наступает
прояснение или отмечаются вторичные хо
лодные фронты А ф окклюзии формируется
путем смыкания холодного и геплОго фронтов
циклона Облачность и осадки фронта ок
клюзии являются результатом объединения
Рис, 1. Схема теплого фронта в вертикальном
разрезе
Рис 2 Схема холодного фронта в вертикальном
разрезе
соотв систем теплою и холодного А ф
С А ф связаны обширные и мощные
облачные системы осадки грозы и др
сложные для авиации атм условия Место
положение А ф , границы облачности
хар ки поюды указываются в авиац прог
ностич картах погоды а также на верти
кальных разрезах атмосферы
С С 1 аигеров Л И Мамонтова
АЧ—обозначение авиац дизелей конструк
ции А Д Чаромского АЧ ЗОЬ мощн
1100 кВт применялись на дальних бомбар
дировщиках Пе 8 и Ер 2
АШ — марка авиац двигателей созданных
в ОКЬ под рук А Д Швецова (см
Пермское моторостроительное конструктор
ское бюро} Двигатели, разработанные под
рук его преемника П А Соловьева,
имеют Др марки Осн данные нек-рых
двигателей приведены в табл I и 2
Еще до образования ОКБ Швецовым на
з де «Мотор» был создан ряд звездооб
разных ПД возд охлаждения Среди них
Mil — первый крупносерийный авиац двн
гатель отечеств конструкции В нем впервые
и оригинально был решен ряд важных
конструкторских задач литая юловка ци
линдра из алюм сплава навертывавшаяся
на стальной цилиндр, разъемный коленча-
тый вал, газораспределение с индивидуаль-
ными кулачковыми валиками для каждого
цилиндра Двшатель нашел широкое при
меиеиие в легкомопорной авиации
В ОКБ к рое возглавил Швецов к на
чалу Вел Отечеств войны были созданы
Рис 1 Звездообразный поршневой двщатель воз
душного охлаждения АШ 82ФН
ПД М 25, М 62 (АШ 62) АШ 62ИР М 63
(АШ 63) АШ 82, в годы войны — усовер
шенствов более мощные АШ 82Ф, АШ
82ФН (рис 1) Высокие эксплуатац техн
качества двигателей достигались разработ
кой и внедрением ряда оригинальных
конструктивных решений на АШ 62 и АШ
62ИР — двухдемпферного коленчатою вала
для устранения крутильных колебаний, элас
тичной шестерни газораспределения, боко
вою уплотнения (л шатуна на АШ 82 —
металлокерамич дисков двухскоростной пе
редачи На АШ 82 и АШ 62ИР было
применено фланкирование зуба неподвижной
шестерни редукторов На АШ 82ФН вместо
карбюратора установлен агрегат не
цосредств впрыска топлива усовершенство
вана муфта двухскоростной передачи к на
|нетателю (в то время это был самый
мощный двигатель в своем классе) На двн
гателях введена расточка гл шатуна по ги
перболе, применены плавающие втулки
роликов толкателей
Во время войны в 1941—45 были созданы
двигатели АЩ 83 для истребителей Ла 5,
Да 7 и бомбардировщика Ту 2 г также М 71
(АШ 71) для штурмовиков Су 6, Су 8, бом
бардировщика ДВБ-102 (В М Мясищева}
истребителей И 185 и Ла 7 18 цилиндровый
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамг^!
АШ 71 имел два механизма iазораспреде-
ления, пустотелые, заполненные металлич
натрием выпускные клапаны, дефлекторы
цилиндров для улучшения охлаждения, азо-
тированные гильзы цилиндров регулятор
наддува с внутр маслопроводкой Двигатели
прошли все необходимые испытания, но
вследствие сложности перестройки произ-ва
в воен время были выпушены малой се
рией В 1944 на базе АШ 82ФН создан
двигатель АШ-21 для тренировочных са
молетов После 1945 разработаны новые
конструкции ПД для тяжелых самолетов
воен н гражд авиации, дви[атели и ре
дукторы для вертолетов Создай АШ 73ТК
для самолета Ту-4 Для увеличения высот
ности (более II тыс м) осуществлен
двухступенчатый наддув двигателя В ка-
честве первой ступени наддува применен
спроектированный в ОКБ турбокомпрессор
ТК 19, работавший на Энергии выпускных
газов двигателя Картер выполнен нз стали
(на др двигателях ОКБ устанавливался
дуралюминовый) При созданнн АШ-73ТК
впервые в стране освоены новые технол
процессы Прецизионное литье, автоматич
сварка под флюсом пористое хромирование
поршневых колеп Двигатель был установлен
также на первом экземпляре самолета
Ил 18 (в варианте с ПД)
В 1951 на базе АШ-82ФН из10товлен
АШ-82Т Для увеличения ресурса двигателя
усилены редуктор вал винта и вал агре
гатов ср картер выполнен из стали Для
улучшения охлаждения изменена конструк-
ция головок цилиндров На базе АШ 82Т
разработан вертолетный ПД АШ 82В На
нем вместо редуктора установлены две
муфты фрикционная с металлокерамич
дисками включаемая при разгоне ротора
вертолета, и кулачковая, к рая включается
прн равенстве частот вращения ведомых
и ведущих дисков и выходе двигателя
на эксплуатац режим (фрикционная муфта
 при этом выключается) Для охлаждения
двигателя разработан спец вентилятор
с приводом от двигателя Были также
созданы редукторы Р-1 — Р 5 для транс
миссий вертолетов
В ОКБ разрабатывались также опытные
двигатели Один нз них — четырехрядный
28 цилиндровый звездообразный АШ 2К
мощн 3460 кВт имел турбокомпрессор и
семь пульсирующих турбин работающих на
кинетнч энергии выпускных газов с пере
дачей мощности на коленчатый вал дви-
гателя Это последний, самый мощный
ПД, разработанный в ОКБ В 1949 он
прошёл испытания
В ]953 перед ОКБ поставлена задача
не Прекращая работ по увеличению на
дёжности и ресурса ПД приступить к раз
работке газотурбинных двигателей Для вер
толёта Ми 6 был создан экономичный
турбовальный двигатель Д-25В (рис 2),
к рый включает девятиступенчатый ком
прессор, трубчато-кольцевую камеру сгора-
ния. двухступенчатую турбину привода ком-
прессора, одноступенчагую турбину привода
внита Применена <свободная», кннемати
чески не связанная с турбокомпрессорной
частью двигателя турбина Привода винта,
к-рая позволяет получать оптнм частоту
вращения вала несущего винта вертолета
независимо от частоты врашення ротора тур
боком прессора До 80-х Гг силовая уста
новка Ми-6 состоящая из двух Д 25В
н редуктора Р-7 была самой мощной в мире
Созданный для нее редуктор Р 7 имел
ряд особенностей и оригинальных конструк-
тивных решений уравнит механизм, распре
деляющий поровну мощность между двумя
ведущими спиральными коннч шестернями,
спиральную конич пару работающу ю с боль
шими нагрузками при окружных скоростях
Рис 2 7 у рбовз тьный двигатель Д 25В
Д 20П
Рис 4 Турбореактивный двухконтурный двигатель
Д ЗОКУ
Рис 5 Турбореактивный двухконтурный двигатель
ПС 90А
— 70 м/с, узел центр шестерни передаю
тий мощность на несущий винт вертолета
как при одном, так и прн двух работаю
тих двигателях замкнутую планетарную
передачу с двумя ступенями Передаваемая
мощность редуктора 8300 кВт
В 1955 при разработке двигателя Д-20
была выбрана схема двухкаскадного ТРДД
к рая в дальнейшем явилась основой моди-
фикации Д 2011 (рнс 3) для скоростного
пасс самолета Ту 124 В дек 1959 двигатель
прошел гос испытания Он имел двухкаскад-
ный осевой компрессор трубчато-кольцевую
камеру сгорания с 12 жаровыми трубами
трехступенчатую турбину и сопло с раз-
дельным истечением потока газа из наруж
и Внутр контуроа (Внутр контур послужил
основой двигателя Д 25 В )
В 1965 создана силовая установка для
вертолёта В 12 (Мн 12) состоявшая из
четырех двигателей Д-25ВФ н двух ре
Дукторов Р-12 Д 20П явился прототипом
двигателя Д-30, к рый в 1967 прошел
гос испытания Д-30 имел двухкаскадный
компрессор (первый каскад четырехступен
чатый второй — 10-ступенчатый), трубчато-
кольцевую камеру сгорания, четырехступен-
чатую турбину общее для обоих контуров
70 АШ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл I Поршневые двигатели конструкции А Д Швецова			
Марка двигатели	Мощность кВт	Начало серийного производства год	Применение (летательные а шараты)
М 11	80 9	1926	По 2 (У 2)
М 25А	526	1936	И 15 И 16
М25В	570	1937	И |6
АШ 62 (М62)	735	1937	И |53
АШ 62ИР (М 62ИР)	735	|938	Ли 2 Ан 2
АШ 63 (М 63)	809	1939	И |6
АШ 82 (М 82)	1250	1941	Ла 5 Ла 7 Пе 8
АШ 82Ф (М 82Ф)	1250	|942	Ла 5 Ля 7 Ту 2
АШ 82ФН (М 82ФН) АШ 73ТК (г турбокомпрессором	1360	1943	Ту 2 Ил |2 Ла 5ФН
ТК |9)	1770	1947	Ту 4
АШ 82Т	|400	|95|	Ил 14
АШ 82В {с редуктором Р 5)	|250	1952	Ми 4 Як 24
Табл 2 — Газотурби ин ы е двигатели Пермского моторостроительного конструктор
ского бюро
Основные данные	Д 25В	Д 20П	Д 30	Д ЗОКУ	Д ЗОКП	ПС 90А
Начато серийного производства год	|959	1959	1967	1971	1972	1988
Тип двигатели	Tvp6o ва тьныи	трдд	ТРДД	ТРДД	ТРДД	ТРДД
Тяга кН Мощность кВт	4050	53	66 7	108	1 18	157
Диаметр вентилятора м	0 572*	0 9|5	0 963	1 45	| 45	1 9
Длина двигатели м Удельный расход топлива иа крейсер ском режиме	2 737	3 304	3 983	5 698	5 448	5 33
к / 1Н ч) г (кВт ч)	402**	0 0897	0 0796	0 0715	0 0715	0 059|
Расход воздуха кг/с	2Ь 2	1 13	12Ь	283	283	508 5
Масса кг	1200	1468	1550	2650***	2650***	2800
Степень двухконтурности	56	1	1	2 4	2 4	4 8
Степень повышении давления		14	18 6	20 5	21	35 5
Температура газа перед турбиной К	1240	1330	1360	1400	1425	1565
Применение (летательные аппараты)	Ми 6 Ми |0	Ту 124	Ту 134	Ил 62М Ту 154М	Ит 76т	Ил 96 300 Ту 204
* Диаметр первого рабочего крлесв компрессора
*** С реверсивным устройством
реактивное сото с лепестковым смесите нм
и камерой смешении Впервые на отечеств
серийном двигателе применены охлаждаемые
рабочие лопатки первой ступени турбины
В результате массовой эксплуатации на са
молетах Tv 134 двигатели Д 30 наработали
более 12 м ли ч В 1970 на возд линии
Аэрофлота в т ч на междуиар вышел
самолет Ту [34А с двигателями Д 30 вто
рои серии Применение реверсивною уст
роиства иа двигателе значительно улучшило
эксплуатац хар ки самолета В 1971 прове
деиием юс испытании швершены опытно
конструкторские работы По созданию мот
ного высокоэкоиомичного Д ЗОКУ (рис 4)
Установка этих двигателей иа Ил 62М позво
лила увеличить дальность его по 1ета по срав
нению с И л 62 и повысить коммерч
нагрузку На двшателе впервые в оте
честв двигателестроении установ ieHi ре
версивное устройство ковшеного типа
В 1968 начаты работы иад Д ЗОКП
по оси узлам почти полностью унифици
рованным с Д JOKV В нач 1972 он
прошел гос испытания Уставов ген да
самолете Ил 76 В 1974 для самолета
Tv 134А разрвботан двигатель Д 30 третьей
серии с сохранением взлетной тяги до
темп ры окружающей среды 30 "С
В февр 1979 прошел 300 часовые испы
танин Д ЗОКУ 154 (модификация Д 50КУ)
предназначенный Для серийного самолета
Ту 154 Пе» сравнению с базовым двигате
лем в конструкции реверсивного у стропегва
сопла системы управления внеш арматуры
внесены небольшие изменения поставлены
пополнит агрегаты Летные испытания Ту
]54Мс этими двшателями показали значит
(до 28%) экономию топлива
В 1978 разработана след модификация
двигатель Д ЗОКУ второй Серии с сохра
** Для условий когда высота полета Н=0
цением взлетной тяги до темп ры окружаю
шеи среды 30 °C Ана югично модифициро
вин Д ЗОКП Это иозволн ю увеличить гру
зоподъем ность само юта на а т Дальней
шее совершенствование двигате ten ведется
с использованием поузловои довозки позво
ляющеи значительно ускорить сроки созда
ння новых двигателей Широко применяют^
системы автоматич регулирования на базе
ЦВМ Накопленный опыт и новые решения
находят применение в новых высокоэко
момичных двигателях разрабатываемых д »я
средних и дальних магистра л»ных пас с
самолетов нового поколения
В кон 1483 изготовлен собран и испытан
первый экземпляр двигателя Д 90А (в
1987 обозначение изменено на П< 90А
рис 5) Уиифииир двухвальпын ГРДД ПС
90А (со смешением потоков саза наруЖ
и внутр контуров об цим реактивным соплом
реверсивным устройством в нархж контуре)
является представителем четвертого поко
тения ГРД создаваемых ОКБ Двигатель
претназначен д ся успновки на магистраль
ные пасс самолеты Ил 96 30(1 и Ту 204
Двигатель имеет высокие параметры терм»
динамич цикла к рые позволяют экономию
до 30% топлива в год По своим вне HJ
хар кам (шум эмиссия) он соответствует
междунар нормам ИКАО Двигатель спроек
тирован сразу иа окончат ресурсы (Холодная
часть — 25 тыс ч горячаи часть — 12 5 тыс
ч) Для особых случаев потетч на нем пре
дусмотрен чрезвычайный режим {тяга на 10%
больше чем на взлетном режиме) В двига
теле применен ряд новых конструктивных
упов и решении узел подпорных стзпенеи
(2 степени) регулирование ралиалысых за
зоров в 9—13 ступенях компрессора высо
кого давления и в I—4 ступенях турбины
камера сгорания с укороч жаровыми
трубами кольцевым tазосборником диф
фу зером ступенчатой конструкции фронто
вым устройством жаровых труб с топливо
воздушными насадками лопатки турбины
высокою давления с многокомпонентным
жаростойким защитным покрытием Для
обеспечения стабильности хар к в процессе
эксплуатации за счет уменьшения термич
поврежденное ги дета 1еи горячей части
применена электронная система автоматич
регулирования Для получения высоких
показателей экспсуатап технологичности
применен принцип модульности (I [ моду
ten) предусмотрены широкие возможности
контроля техн состояния деталей разл
средствами контроля
1иг Грин Б 1 1с неравный конструктор
А I Швепов Пермь 19Ь4 его же Высокое
небо 2 изд Пермь |973 Пономаре в А Н
Советские авиационные коне тракторы 2 изд
М 1980	К) И Врш а В 7 Сандрацкии
«АЭРИТАЛИЯ* (Aertlaha Sociela Aerospa
ziale (tai ana p a ) — авнакосмич фирма
Италии Образована в 1969 в результате
объединения авиац отделении концернов
«ФИАТ» (кроме » тов авиадвигателей)
и «ПРИ Финмекканика» (IR1— Finmec
сапца) в 1976 полностью перешла под
финансовый контроль последнего В (981
приобрела акции (от 50 до 100%) авнан
фирм «Аэронавали» (Officine Aeronavah
Venezia) «Партенавиа» (Parlenavta) и
«Четеор» (Meteor) В 1987 имела семь
отделении (воен самолетов трансп само
летов авиации общего назначения авиац
оборутаввния техн обглуживапия и моди
фикации беспилотных ЛА к УР космич
систем) В 70 х гг выпускала воен
трансп СКВП G222 с двумя ТВД (1970
см рис |) строила по лицензии истреби
тель Локхид F 104S р  ») 1бпгала в составе
Рис I Военно транспортный самолет G222
Рис 2 Истребите ть б< мбаидир<|вщик У MX
консорциума «Панавиа» истребитель бом
бардировщик «Торна ло» (1974) Осн про
граммы 80 х гг произ во самолетов «Тор
надо» и G222 разработке и произ во
с фирмой «.Аэроспасьялъ» пасс самолетов
для копотких авиалинии ATR 42 (|984) и
AFR 72 (1988) с двумя ТВД и с фирмами
«Аэрмакки» и «Эмбраэр» легкого реактив
ного истребителя бомбардировщике АМХ
([984 см риг 2) произ во разработанных
фирмой «Партенавиа» легких трансп само
летов с ПД и ТВД выпуск возд мишенси
и лр беспилотных ЛА произ во авиац
оборудования В [990 в результате е лияния
фирм «А » и «Сидения» (Stlenta) образован
концерн «Атения» (Alenia)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	71
«ЛЭРМАККИ» (Aer Macchi SpA), «Мак
ки» авиастроит фирма Италии отделение
фирмы «Аэронаутика Макки» Осн в 19]2
В годы I й мировой воины выпускала
истребители «Ньюпорт» а также легкие
летающие лодки (по образцу авсгр лодки
«Лонер») В 20 -30-е гг фирма добилась
знвчит успехов в создании гоночных гидро-
самолетов М 7 и М 39 в 1921 н 1926
выиграли Шнейдера кубок, а М С 72 уста
иовил в 1934 абс мировой рекорд скорости
полета (709 км/ч) Развитием работ по ско
ростным самолётам стало создание нстре
бителей монопланов М С 200 (первый полет
в 1937) и М С 202 (1940), принимавших
участие во 2 й мировой войне К из
вестным ЛА послевоен периода относятся
реактивные уч боевые самолеты МВ 326
(1957) и МВ 339 (1976) Совм с фир
мамн «Аэриталият» и «Элбразр» разработан
легкий реактивный истребитель бомбарди
ровщнк АМХ (1984)
«АЭРО» (Aero Vodochody narodni podnik)
авиастроит фирма Чехословакии Образо
вана в 1953 До иач 60 х гг заиима
лась в осн произ вом по лицензии сов
самолетов МиГ (начиная с МиГ-15), затем
строила уч тренировочные самолеты L 29
«Дельфин» и L 39 «Альбатрос» (рис
в табл XXXV) собств конструкции Одноим
авиац фирма существовала в Чехословакии
в 1919 53, занималась произ вом по ли
цензии самолётов зарубежных конструкций
(«Феникс», Блок 200 и др ) и самолётов
оригинальных типов (А 11 и др )
АЭРОАВТОУПРУГОСТЬ— см в ст Аэро
упругость
АЭРОБУС — многоместный пассажирский
самолет с упрощённым видом обслуживания
пассажиров Понятие «А » со временем Видо
изменялось Впервые этот термин упоми
нается в работах Б Н Юрьева (1911)
как означающий аэроплан, способный под
иимать большое число пассажиров Затем
длит время термин «А » не применялся
Возродился он вновь в 60 е гг , н его
значение претерпело ряд изменений Напр ,
под А понимали трансп самолёт, пред
назначенный для частых и непродолжит
рейсов на короткие и Ср расстояния
В эти же годы е понятием «А » стали
связывать в оси систему обслуживания
пассажиров (продажа билетов в салонах)
и систему транспортировки ба1ажа («багаж
при себе» до борта самолета) Позднее
А стали нвз многоместные широкофюзеляж
ные самолеты ближней и ср дальности
полета, а подобные самолеты большой
дальности иногда наз супер А Поэтому
понятие «А » стали связывать с разме
рами, компоновкой и интерьером пасс сало
иов Фирменное назв А присвоено лишь
самолету А300В (1972) фирмы «Эрбас инда
стри» Назв запатентовано как товарный
знак
АЭРОВОКЗАЛ — здание аэропорта для ком
плексного круглогодичною обслуживания
возд транспорта, а также провожающих
и Встречающих А—осн сооружение пвсс
комплекса аэропорта КА со стороны
городского подъезда примыкает привок
зальная площадь (автостоянки станции го
родского транспорта, торговые киоски, гости
иица), а со стороны лётною поля —
открытый перрон с причальными сооруже
ниями для самолетов
Различают А внутр и междунар авиали
нии В зависимости от пропускной спо
собности (пассажиров в час) А в СССР
подразделяли на группы малые — 50 100,
200, 400, средние 600, 800, 1000, боль
шие — 1500 2000 2500, особо большие —
св 2500 При этом малые А строили
обычно по типовым проектам Архитектурно
планировочное решение совр А подчинено
техиол системе обслуживания пассажиров
орг ции их посадки в самолеты Для
лучшего обслуживания населения больших
городов и разгрузки А аэропортов соору
жаются городские А напр в Москве
АЭРОДИНАМИКА (от греч аёг — воздух
и dynamis -сила)—1) раздел механики
сплошных сред в к ром изучаются законо-
мерности движения жидкостей и газов
(пренм воздуха), а также механич и тепло
вое взаимодействие между жидкостью или
газом и движущимися в них телами
Эта наука является одной нз древнейших
естеств наук, она возникла и развивалась
под непосредств воздействием запросов
практики Прн этом во все времена осн
внимание привлекали две фундам проблемы
проблема сопротивления аэродинамического
и проблема подъемной силы
Период классической гилроди
иамикн начинается работами И Ньютона,
к рый много внимания уделял исследованию
проблемы сопротивления, а его интерес
к этой проблеме был обусловлен прии
ципиальным вопросом о возможности дви
ження тел в пустоте (вопреки утверждениям
философских школ Аристотеля и Декарта)
В своих работах Ньютон различал 4 вида
сопротивления зависящее от плотности сре
ды, т е от инерции, от сцепления частиц
жидкости между собой, от силы трения
между пов стью тела и жидкостью, от уп
ругости среды Сопротивление, вызываемое
сцеплением и упругостью, принималось Нью
тоном постоянным и считалось очень ма
лым, в особенности при больших скоростях
По Ньютону, сопротивление трения пропор-
ционально скорости н также мало, в спец
случаях им можно пренебречь, для оценки
сопротивления трения он дал классич ф лу,
согласно к рой касательное напряжение
трения пропорционально производной скоро
сти среды по нормали к направлению дви
ження Впоследствии эта ф ла была обобще
иа на случай произвольного движения
среды и стала основной при решении за-
дач механики вязкой жидкости Сопро
тивленне инерции пропорционально квадрату
скорости и никогда не может исчезнуть,
поскольку инерция Является всеобщим ме
ханич свойством для любых материальных
тел Все эти результаты носят общий,
но качеств характер Вместе с тем Нью
тоном была предложена первая модель
среды Согласно этой модели, среда состоит
из не взаимодействующих между собой
частиц-корпускул, при столкновении с пов
стью тела корпускулы теряют компонент
импульса, нормальный пов сти тела, и тем
самым обусловливают давление в рас
сматриваемой точке Пов сти и, следователь
но, сопротивление X и подъемную силу
Y тела для расчета к рых получаются
достаточно простые ф лы В частности,
для плоской пластины пл 5 установленной
под углом атаки а к потоку жидкости
(газа) плотности о, набегающему со ско
ростью Vop, нормальная сила N опреде
ляется ф лой Ньютона A = gV2oo Ssin2a.
отсюда r=Acos<i и X=Asma По существу,
это первый количеств результат в теоре
тич гидродинамике (см Ньютона теория
обтекания}
Дальнейший прогресс в гидродинамике и
в теории сопротивления, в частности связан
с именами Д Бернулли, Ж Д’Аламбера
и Л Эйлера Бели в целом охарактеризо
вать их роль в гидродинамике, то первым
двум мы обязаны формулированию физ
принципов, а последнему — матем развитию
этих принципов Свои исследования они
проводили в рвмках механики сплошной
среды, при этом, основываясь на эксперим
результатах, они пренебрегали влиянием
сил трения и рассматривали жидкость как
идеальную, преим несжимаемую, а само
течение предполагали безвихревым, потен
циальным поскольку массовые силы (гра
витац силы), к рые вызывают движение
жидкости являются потенциальными При
чину сопротивления они видели в давлении,
передаваемом от жидкости к пов Сти тела,
обтекаемой, в отличие От ньютоновской
концепции безударно Важным результатом
обобщения эксперим исследований явилось
Бернулли уравнение к рое связывает между
собой значения потенциала массовых сил
давления и скорости вдоль линии тока
и позволяет рассчитать поле давления по
известному полю скоростей
Большое внимание изучению проблемы
сопротивления уделял Д’Аламбер ЙсслеДуЯ
при указанных выше предположениях сопро
тивленне тела, в частности сферы, он пришёл
к результату, к рый противоречил всему
практич опыту и вошел в А как Д'Аламбе-
ра — Эйлера парадокс сопротивление тела
при безотрывном обтекании его установив-
шимся потоком идеальной несжимаемой жид
кости равно нулю Строго математически
этот результат был получен Эйлером, к рый
впервые вывел полную систему ур ний, опи
сываюгцих движение идеальной жидкости,
как несжимаемой, так и сжимаемой не
разрывности уравнение и ур-ния импуль-
сов —Эйлера уравнения После Эйлера ра-
боты по ур ниям гидродинамики были про
должеиы Ж Лагранжем (см Лагранжа
уравнения) Под рук Д’Аламбера был
проведен большой объем эксперим нсследо
ваннй по сопротивлению тел и было уста
иовлено а) сопротивление пропорционально
квадрату скорости, б) сопротивление пропор
ционально площади мидедя, в) закон
пропорциональности нормальной силы квад
рату синуса угла наклона обтекаемой плос
костн справедлив только для углов между
55 и 90°, г) влияние вязкости среды
чрезвычайно мало, особенно прн больших
скоростях
Обширные исследования, преим экспери
ментальные, были проведены и др нссле
дователями той эпохи, напр Дюбуа, Ж Бор
да Именно под влиянием эксперим резуль
татов Дюбуа Л Навье в 1822 вывел
ур иия динамики вязкой несжимаемой жид-
кости В последующие годы ур ння движе
иия вязкой жидкости были также получены
С Пуассоном (1829) А Сен Венаном
(1843) и Дж Стоксом (1845) (см На
вье — Стокса уравнения}
Большой вклад в теоретнч гидродинами
ку —динамику вязкой жидкости внес Стокс
Кроме вывода диф ур ннй, описывающих
движение вязкой жидкости он впервые
применил метод анализа, осн на разло
женин общего движения чветицы жидкости
на три составляющие перемещение дефор
мацию и вращение (позднее этот метод
был использован Г Гельмгольцем для анали
за движения идеальной жидкости) Стоксом
было исследовано течение вязкой жидкости
при малых Рейнольдса числах Re (Re<$Cl),
когда ннерц силами можно пренебречь
по сравнению с силами давления и трения,
т и ползущее движение, и была получена
Стокса формула X=3npVood, где ц —
дииамич вязкость d диаметр сферы (ни
терес к обтеканию тел при малых числах
Рейнольдса был связан с изучением пробле
мы движения капель туманов) Однако проб
лемв сопротивления при умеренных и боль
ших значениях Re, к рая представляла наи
больший практич интерес оставалась иере
Шенной из-за сложной матем Природы не
линейных диф ур ний Навье—Стокса
Стоксом было высказано несколько важных
идей Он, напр, писал, что ламинарное те
чение при определ условиях «неустойчи
во так чго малейшая причина вызывает
72 «ЛЭРМАККИ»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нарушение состояния жидкости, к рое увели
чиаается с движением тела до тех пор,
пока все движение ие примет совершенно
другую форму» Указанная проблема в после
дуюшем была исследована О Рейнольдсом,
к рый в результате эксперим изучения дви
жения жидкости в трубах установил су
шествование, кроме ламинарного, турбу
лентного течения и переход ламинарного
течения в турбулентное при достижении
нек-рого вполне определ значения Re
Им же был предложен статистич подход к
изучению осредиенных хар к турбулентных
течений со сдвигом и введен в рассмотрение
тензор напряжений турбулентного трения
Поскольку ур ния динамики вязкой жид
кости очень сложны для теоретич анализа
и с их помощью нельзя было решать
прикладные задачи, то в теоретич гидроди
намике большое внимание продолжало уде
ляться исследованиям движения идеальной
жидкости Существ прогресс в науке
связан с деятельностью Гельмгольца, к рый
впервые исследовал закономерности вихре-
вых течений жидкости, на возможность су
шествования к рых указывал ещё Эйлер
Гельмгольц (1858) вывел ур нне, опреде
ляющее скорость изменения вектора завнх
ренности <i>=rotV для фикснр частицы
жидкости На осиоваиии этого ур ния он
доказал теоремы о сохраняемости вихревых
линий и интенсивности вихревых трубок
в потоке несжимаемой жидкости при наличии
потенциала массовых сил Отсюда следует,
что вихревые трубки не могут заканчиваться
внутри жидкости они либо образуют замкну
тые кольца, либо опираются на твердые или
свободные пов сти На этих фундам резуль
тэтах базируются вихревые теории винта и
крыла конечного размаха Разработка тео
рии вихревых течений была продолжена
Г Гаикелем, У Томсоном (лордом Кель
вином), Э Бельтрами н др
Стоксом в 1847 было высказано утверж
денне о возможности существования в потоке
идеальной жидкости пов сти разрыва Эта
идея была разработана Гельмгольцем для
струйных течений жидкости Для решения
проблемы сопротивления Г Кирхгоф предло
жил схему обтекания с образованием полу
бесконечной застойной области, свободные
границы к рой представляют собой пов сти
тангенциальных разрывов (см также Струй
ных течений теория) Большой вклад в раз
работку этого направления был сделан лор-
дом Рэлеем В результате его исследований
вычислены коэф сопротивления иек рых
Простых тел напр пластины, установленной
под углом к направлению потока Эта теория
хотя и объясняла Причину появления сопро
тивления и позволяла получать количеств
результаты для простейших случаев, к рые,
правда, не согласовывались с эксперим дан
ними, но не решала проблемы сопротив
ления в целом, оставалось еще много иеяс
ных вопросов что вызывает сход линий тока
с пов сти тела, когда и прн каких условиях
реализуется безотрывная и отрывная схема
течения и т Д
В конце этого периода созрели объектив
ные условия для зарождения и развития тео
рии полета и были Проведены достаточ
но обширные эксперим исследования, напр
О Лилиенталем в натурных условиях и на
аэродинамич установках по сравнит знали
зу аэродинамич свойств разл тел Несмотря
на значит прогресс в теоретич и эксперим
исследованиях, осн проблемы А — проблема
сопротивления и проблема подъемной си
лы — оставались еще нерешенными
Начало периода современной аэ
ро динамики обычно связывают с пер вы
ми аэродинамич исследованиями Ф Ланчес
тера, относящимися к 1891 а также с рабо
тамн Н Е Жуковскою, С А Чаплыгина и
Л Прандтля Ланчестер был инженером
практиком и результаты своих исследований
по его словам излагал «на простом анг
лийском языке без математических украше
ний», но современники его не понимали из за
сложного характера подачи материала Ре
зультаты исследований Ланчестера были
опубликованы только в 1907 Запоздалое
опубликование этих результатов стало при
чиной того, что его идеи не оказали су
ществ влияния на развитие А , а были вы
двинуты и разработаны независимо от neio
др учёными
Идея о циркуляции скорости Г как при
чине создания подъемной силы была выдай
нута Жуковским (1906), им была доказана
теорема (см Жуковского теорема}, согласно
к рой У =	Принципиальное значе
ние этой теоремы состоит в том, что соз
дание подъемной силы она связывает с на
личием циркуляции скорости вокруг профи
ля или, иными словами, с интенсивностью
вихря присоединенного Но в идеальной
жидкости образование вихрей невозможно,
следовательно, это явление должно быть
связано с проявлением неидеальных свойств
среды — её вязкостью Поэтому теорема Жу-
ковского позволяет рассчитывать значение
подъёмной силы по заданной циркуляции
Г, но само значение Г оставляет произ
вольным Для получения искомого решения в
рамках идеальной жидкости необходимо на
дожить дополнит условие, к рое было пред
ложено Чаплыгиным и впервые использо-
вано Жуковским для расчета подъёмной си
лы профиля крыла под углом атаки (см
Чаплыгина — Жуковского условие) Оно сос
тоит в требовании конечности скорости на
острой задней кромке профиля Т о , Проб
лема подъемной силы, возникающей при об
текании аэродинамич профиля, была прин
цнпиальио разрешена, а разработанные в
последующие годы методы расчета позволя
ли проводить её оценку для конкретных ус
ловим
Первая попытка распространения вихре
вой теории на случай крыла конечного раз
маха была предпринята Ланчестером, она
получила признание в науч мире и связала
его имя с этой проблемой Правда, иезависи
мо от него эта идея была высказана и раз
работана математически Жуковским (1912)
применительно к гребному винту, а в завер
шёниом виде теория крыла конечного разма
ха была создана Прандтлем (1918) При ре
шенни этой задачи предполагалось, что с
задних острых кромок лопасти или крыла
в поток дискретно или непрерывно сходят
вихри к рые образуют за телом соответст
вен но систему вихреи свободных или вихре
вую пелену Хар-ки завихренности при тех
или иных предположениях связываются с
геом хар ками лопасти или крыла, а в рам
ках теории идеальной жидкости разработан
ные эффективные методы построения поля
скоростей по заданному полю завихренности
позволяют рассчитать аэродинамич хар ки
обтекаемого тела (см , напр , Крыла теория),
в частности, было показано, что коэф ин
дуктивного сопротивления сХ[<х>с^ где Су —
коэф подъемной силы (см Аэродинамические
коэффициенты) Результаты расчетов по
этим теориям достаточно хорошо согласуют
ся с экспериментом для «хорошо обтекае
мых» тел с острой задней кромкой
В этот период проблема сопротивления по
прежнему находилась в центре внимания нс
следователей Решающий вклад в ее разре
шение был внесен в нач 20 в Прандтлем
В 1904 он показал, что даже для очень ма
ловязких жидкостей, какими являются воз
дух н вода, силы треиия необходимо учиты
вать, ио лишь в тонком пристеночном слое,
в к ром наблюдаются большие нормаль
ные градиенты скорости, а потому инерц
силы и силы трения имеют одинаковый по
рядок Т о задачу об обтекании тела по
током вязкой жидкости при больших числах
Рейнольдса Прандтль свел к решению двух
более простых задач задачи об обтекании
тела потоком идеальной жидкости, опнсывае
мой системой ур ний Эйлера, и задачи о те
чении вязкой жидкости в пограничном слое,
описываемой полученными им ур ииями,
к рые в матем отношении проще ур ний
Навье—Стокса, а при их решении распре
деления давления и скорости на внеш грани
це пограничного слоя являются известными
ф ииями Пограничный слой, образующийся
на пов сти тела, всюду тонок и в первом при
ближении не оказывает влияния на внеш
потенц поток Однако в областях с положит
градиентом давления ситуация может су
щественно измениться пристеночные части
цы жидкости могут затормаживаться и даже
двигаться в направлении, не совпадающем с
направлением потока иа внеш границе погрй
ннчного сдоя В результате Этого возникает
отрыв пограничного слоя, потенц течение
оттесняется от пов сти и за телом обра
зуется обширная область вихревого течения,
наличие к-рой обусловливает значит увели
чение сопротивления тела
Эксперим исследования сопротивления
«плохо обтекаемых» тел, когда за телом
имеется обширная область завихренного те
чения, показали, что при определ значении
числа Рейнольдса сопротивление резко
уменьшается — кризис сопротивления, или
парадокс Эйфеля — Прандтля Это явление
было впервые экспериментально установлено
А Эйфелем (1912), а его объяснение
дано Прандтлем явление связано с перехо
дом ламинарного течения в пограничном слое
в турбулентное, турбулентный пограничный
слой вследствие интенсивных обменных про
цессов может выдержать значительно боль
шие положит градиенты давления, благода-
ря чему точка отрыва пограничного слоя
резко смещается вниз по потоку и суще
ственно уменьшается сопротивление дав
ления
Эксперим исследования также показали.
Что в определ диапазоне чисел Рейнольд
са течение жидкости в кормовой части
«плохо обтекаемых» тел является неста
ционарным, так, напр при обтекании кру
гового цилиндра точки отрыва пограничного
слоя иа его верх и ниж сторонах перио
днчески перемещаются в противофазе по пов
сти тела (автоколебания), оторвавшиеся по
граничные слои сносятся вниз по потоку
и сворачиваются в вихри, в результате за
телом образуется цепочка дискретных вих
рей — вихревая дорожка Анализ плоской за
дачи о сопротивлении тела, за к рым об
разуется вихревая дорожка, был проведен
Т фон Карманом (1912) в рамках теории
идеальной жидкости [Предполагалось что
силы трения (неидеальность жидкости) су
Шественны лишь в пограничном слое, опре
деляют его отрыв и массу жидкости, учаСТ
вующей в вихревом движении J Он показал,
что устойчивым (точнее, минимально неус
тойчивым) является расположение дискрет
ных вихрей в шахматном порядке при оп-
редел соотношении между шагом вихрей в
ряду и расстоянием между рядами вихрей,
для этих условий он получил ф лу для расчё-
та сопротивления тела, содержащую две
неизвестные постоянные, значения к рых
Должны определяться из эксперимента
Обобщение этой задачи на пространств
случай было дано Жуковским (1919)
С Этого момента проблема сопротивления
в принципиальном отношении была решена
и началось бурное развитие А невязкой и
вязкой жидкости углублялись знание и пони
мание исследуемых явлений разрабатыва
лись эффективные методы анализа и успеш
www.vokb-la.spb.ru - Само,цАЭ^ОД^МА»МИКА 73
но решались прикладные задачи, а теоре
тич А оказывала все большее влияние на
формирование облика ЛА Поэтому необхо
димо рассмотреть те трудности и Пробле
мы, к рые возникали по мере возрастания
скорости полёта при оценке подъемной силы
и сопротивления ЛА
После окончания 1 й мировой войны авиа
ции интенсивно развивалась и скорости са
молетов возросли настолько что появилась
необходимость учета сжимаемости воздуха
к рая характеризуется параметром подо
бия — Маха числом М
Поскольку профили крыла самолета были
относительно тонкими, а углы атаки малыми,
то в дозвук А широко применялась линеа
ризаиия ур ний, лежащая в основе Прандт
ля—Глаузрта теории В рамках этой теории
С помощью простого преобразования (преоб
разования Прандтля—Глауэрта) задача сво
дится к решению ур ния Лапласа для преоб
разованного профиля, и мы имеем дело с
задачей обтекания тела несжимаемой жид
костью, для анализа к рой разработаны эф
фектиВные методы Т о, эта теория дала
простой и эффективный способ учета сжимае
мости воздуха
Накануне 2 й мировой войны в связи
с увеличением скорости полета самолетов
встала задача о более строгом учете ежи
маемости чем это делалось на основе ли
нейной теории В основу анализа был по
ложен подход, предложенный Чаплыгиным
ещё в 1902— годографа метод Он показал,
что для дозвук течений ур ние для опре
деления потенциала скорости, являющееся
нелинейным в физ плоскости х, у, стано
вится линейным в плоскости годографа ско
ростн — в плоскости переменных V, б, где
V — модуль вектора скорости, б — угол меж
ду осью х и направлением вектора скорое
ти Чаплыгин не только получил систему
ур ний в плоскости годографа, но предло
жил приближённый метод ее решения с по
мощью линеаризации ур ния адиабаты На
основе этих идей были предложены усовер
шенствов методики учета втияния ежи
маемости газа на распределение давления
по пов сти профиля крыла Существенный
вклад в разработку этого налравнения внес
ли С А Христианович а за рубежом —
Карман и Тзян
В кон 30 х — нач 40 х гг числа Маха
полёта Мж самолетов превысили крити
чес кое значение М», при к ром в некото
рой точке на профиле скорость потока дос
тигает значения, равного местной скорости
звука Прн Moo>Mni на профиле обра
зуются местные сверхзвук зоны, к рые за
мыкаются ударными волнами (скачками уп
лотнения) В ударных волнах происходит
необратимый переход части кинетич энер
гии потока в тепловую, что обусловливает
появление волнового сопротивления меха
иизм к рого определ образом моделируется
в рамках теории идеального газа При
Mw -* 1 волновое сопротивление стре
мительно возрастает, и это поставило перед
развивающейся реактивной авиацией проб
лему звукового барьера Для повышения
значения крнтич числа Маха и преодоления
звук барьера наиболее эффективной мерой
оказалось применение стреловидного крыла
(см Стреловидного крыла теория) Исполь
зование стреловидного крыла позволило
преодолеть трансзвук диапазон скоростей
полёта и во 2 й пол 40 х гг достичь
сверхзвук скоростей полета В теоретич
плане анализ трансзвуковых течений зна
чительно усложняется из за того что воз
мушения вносимые тонким телом в поток,
имеют разный порядок по пространств коор
динатам, в рамках возмущений теории по
лучаются нелинейные ур ния — ур ния Кар
мана На основе этих vp нии были проана
лизированы мн задачи и установлены законы
трансзвук подобия
При анализе сверхзвуковых течении около
тонких тел и профилей вновь широко ис
пользуется линеаризированная теория,
к рая позволяет подучить ряд важных для
решения прикладных задач результатов
Аккерета формулы площадей правило об
ратимости теорему и др Они дали возмож
ность рационально проводить компоновку
ЛА и достаточно надёжно рассчитывать
его аэродинамич хар ки
При больших сверхзвук (гиперзвук ) ско
ростях движения ЛА возникает ряд новых
проблем с к рыми не приходилось сталки
ваться при до транс и умеренных сверх
звук скоростях полета Наиболее важной
среди них является проблема аэродинами-
ческого нагревания она, как правило, ре
шается либо в рамках теории пограничного
слоя, либо эксперим путем С повышением
скорости полета темп ры воздуха у пов сти
ЛА возрастают настолько, что начинают
проявляться свойства реального газа (см
Реального газа эффекты) поэтому при рас
чете аэродинамич хар к ЛА необходимо ис
пользовать сложные соотношения отражаю
щие реальное поведение термодинамич
ф ний и коэф переноса воздуха (см Пере
носные свойства среды) в зависимости от
темп ры и давления Кроме того с уведиче
иием числа Маха сокращается область воз
мущенного течения в окрестности ЛА (го
ловная ударная волна располагается вблизи
обтекаемой пов сти), а толщина погранично
го слоя увеличивается Все это приводит к
тому, что потоки идеального и вязкого га
за начинают взаимодействовать между собой
По энергетич соображениям движение ЛА с
большими сверх и гиперзвук скоростями
происходит на больших высотах при от
носительно малых числах Рейнольдса (из за
малой плотности воздуха), что также содей
ствует усилению эффекта взаимодействия „о
токов Всё это значительно усложняет те
оретич анализ, и во мн случаях для по
лучения надёжных данных необходимо уже
использовать vp ния Навье—Стокса, числ
анализ к рых существенно более труден чем
анализ ур ний Эйлера и ПранДття Нако
нец следует отметить, что при движении
ЛА на больших высотах начинают прояв
ляться мол эффекты, и расчет аэродинй
мич хар к должен уже проводиться не с
помощью ур ний механики сплошной среды
а на основе ур ний кинетич теории (азов
(см Разреженных газов динамика)
А продолжает интенсивно развиваться
уделяется значит внимание исследованию
ещё неразрешённых фундам проблем, таких,
напр как турбулентность, отрывные тече
ния (плоские и пространственные) Боль
шое значение Приобрела вычислит А к рая
существенно расширяет возможности теоре
тич исследований Надо отметить что вычис
лит А , в свою очередь оказывает немалое
влияние на развитие вычислит техники из за
очень сложной матем природы ее диф ур
ний Совр состояние А позволяет ей ус
пешно решать сложные Прикладные задачи
по формированию облика ЛА и определе
нию его аэродинамич хар к, включая их оп
тимнзацию, и тем самым активно содейство
вать прогрессу авиац и аэрокосмич техники
В А Ьашкин В В Сычев
2) А летательных аппарйтов-
раздел прикладной механики, служащий на
уч фундаментом дпя аэродинамич дроекти
рования ЛА Включает методологию науч
исследований сочетающую теоретич и экс
перим изучение физ явлений с целью ис
пользования полученных знаний в практике
конкретной нии опытно конструкторской
работы В зависимости от вида ЛА раз
личают А самолетов, А вертолетов и т д
А ЛА как синтез теоретич и эксперим ис
следований возникла из потребностей прак
тики и служит прежде всего ее интересам
поэтому развитие А ЛА тесно связано с
этапами развития авиации
Как науч направление А сформировалась
в 1 й четв 20 в те вскоре после появ
ления первых ЛА тяжелее воздуха В кон
19— нач 20 вв из за отсутствия должной
теоретич и эксперим базы для опреде
ления аэродинамич хар к ЛА и выбора
рациональных параметров их компоновки
могли быть использованы лишь простейшие
теоретич и эксперим результаты и методы
Поиск пригодных на практике решений час
то осуществлялся методом проб и ошибок.
Что приводило ко мн неудачам и Даже ка
тастрофам Развитие авиации настоятельно
требовало создания спец иссл центров и орг
ций, осн деятельность к рых была бы нап
равчена на решение возникавших практич
задач и к рые могли бы обеспечить кон
Стр\ктОров методами расчета рекомеида
циями, справочным материалом и тем самым
создать науч основу аэродинамич проекти
рованиям ЛА
В 1904 под рук Жуковского был создан
первый в мире Аэродинамический институт
В последующие годы в ряде стран были ор
гацизованы гос иссл ин ты (в Ведикоб
ритании, США, Германии Франции) В
1918 по инициативе Жуковского создается
Центральный аэрогидродинамический ин
статут Созданием иссл центров по авиации
был завершен этап становления и форми
рования А ЛА как раздела прикладной
механики
Задача выбора рациональных параметров
крыла одна из основных в аэродинами
ческом расчете самолета, встала в полной
мере одновременно с созданием первых са
молетов На нач этапе развития авиации
были поняты значение профиля крыла (вот
нутый профиль имел лучшие хар ки, чем
плоская пластинка) и роль удлинения крыла
(для увеличения площади крыла с точки
зрения аэродинамики выгоднее увели
чивать его размах а не хорду) После
того как Прандтль развил теорию крыла
конечного размаха, это положение получи
ло теоретич обоснование увеличение уд
линеция крыла приводит к уменьшению ин
дуктивного сопротивления
Успешные полёты первых самолетов вызва
ли появление новых конструкций и их мо
дификаций Совершенствование аэропланов
в те годы осуществлялось не только в нап
равлении увеличения грузоподъемности и
улучшения лётных качеств, но и в значит
мере было направлено на улучшение управ
ляемости ЛА его устойчивости и взлетно
посадочных характеристик (Вопросы разме
тения ор|анов балансировки и управления
выбора их размеров и конструктивных схем
а также связанного с этим выбора пара
метров систем управления были объектом
исследований и экспериментов многие годы )
В это время берет свое начало и один из
раздетое А ЛА аэродинамика органов уп
равления Среди первых самолетов наблюда
лось большое разнообразие аэродинамиче
ских схем, определявшихся расположением
органов продольной балансировки и управ
ления Многие из этих схем получили дали
нейшее развитие и более или менее широко
применялись в последующие годы (т и нор
мальная схема — горизонтальное оперение
за крылом схемы «утка» и «бесхвостка»)
Определились и Стали затем традиционны
ми аэродинамич органы управления само
летом в полете Это руль направления, обес
печнвающий путевое v правление и распола
гакмцийся на киле (килях) руль высоты (его
наз и рулём глубины) обеспечивающий про
дотьное управление и располагающийся на
74 АЭРОДИНАМИКА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
стабилизаторе (дес табилизаторе) элероны,
служащие для управления по крену, элево-
ны— о pi ан ы управления совмещающие
ф ции руля высоты и элеронов
Нач период развития авиации харакэери
эуется большим многообразием аэродина
мич схем что явилось отражением поиска
компромисса между требованиями А и проч
ности авиац конструкций Среди первых са
молетов были монопланы бипланы трипланы
и даже полипланы Для аэропланов пер
вого периода лучшей оказалась бипланная
схема Самолеты выполненные по такой
аэродинамич схеме при равной с монопла
ном суммарной площади крыла оказывались
более легкими, а следовательно более
грузоподъемными По условиям прочности
крыльям бипланов можно было придать
(и это делали) большее удлинение снизив
тем самым индуктивное сопротивление Пер
вне монопланы ввиду недостаточной жесткое
ти я прочности тонкого крыла нуждались
в большом числе подкрепляющих элементов
(подкосов растяжек и т п ), что сильно
увеличивало их аэродинамич сопротивление
и не иозвочяло повысить удлинение крыла
а с ним и аэродинамическое качество ЛА
Только применение профилей с большой
относительной толщиной (начиная пример
но с 20 х гг ) позволило перейти к аэро
динамич схеме свободнонесущего моно
плана
Характерно, что первоначально эта схема
получила распространение на самолетах от
к рых требовались повыш грузоподъёмность
и дальность (экономичность), напр на тяже
лых бомбардировщиках и пасс машинах
В то же время для самолетов, от к рых
требовались высокие и манёвренные данные
и скорости (истребители), примерно до нач
30 х гг применялась исключительно биплан
ная схема более выгодная в весовом от
ношении для самолетов небольших раз
меров со сравнительно малой удельной
нагрузкой на крыло Поэтому в 20 — 30 х гг
аэродинамич совершенствование самоле
тов Проходило по линии как бииланной
так и монопланной схем Но к кои 30 х гг
проявились заметные преимущества моно
плавной схемы для самолётов почти всех
назначений и она стала господствующей в
последующие периоды развития авиации
Наряду с грузоподъемностью скорость по
лёта становилась все более важным факто
ром для воен ЛА и в экон оценке пасс само
летов Уровень аэродинамич совершенства
ЛА стал играть все возрастающую роль в
повышении эффективности (боевой или
экон ) использования ЛА
Вообще в 20—40 х гг А ЛА развивалась
очень быстрыми темпами Этому способство
вало то обстоятельство, что в кон 20 х —
нач 30 х I г в разных странах в осн уже
были созданы совершенные для того времени
эксперим установки позволявшие развивать
наиболее важные направления исследова
ний в области теоретич и эксперим А для
надежного решения возникавших практич
задач Интенсивное развитие получила тео
рия крыла конечного размаха и теория воз
душного винта — важнейшие разделы А
ЛА Результаты теоретич исследований пос
ле тщательной эксперим проверки и обобще
ния принимались за основу в практич рабо
те Разработанные методы расчета позволя
ли обоснованно определять цанвыюднейшую
форму крыла й плане влияние крыла на
хвостовое оперение и тем самым выбирать
форму и расположение горизонтального one
рения, учитывать взаимодействие несущих
поверхностей (биплан полиплан) Появилась
возможность учитывать влияние работающе
го возд, винта иа распределение нагрузки
по размаху" крыла и работу хвостового
оперения и на этой основе вводить поправ
ки в результаты эксперимента в аэродина
мических трубах
Наличие аэродинамич труб больших раз
меров и чувствит измерит аппаратуры поз
волило развернуть широкие исследования
с целью выяснения возможностей существ
улучшения аэродинамических и, следова
тельно летно техн хар к ЛА Испцльзова
ние зализов, улучшение обводов фюзеляжа,
устранение разл щелей и выступов спец ка
вотирование двигате-лей, применение сна
чала обтекателей шасси, а затем убираю
щегося шасси существенно видоизменили
облик самолётов и в значит степени обус
ловили резкое улучшение их -четных данных
в 30 е гг
Очень большое значение для развития А
ЛА и самолетостроения в целом имела пост
ройка больших (натурных) аэродинамич
труб Создание таких чрезвычайно сложных
в инж отношении и доро1их эксперим соору
жений в к рых испытаниям подвергаются
уже не модели, а самолеты целиком или их
крупномасштабные макеты было по силам
только крупнейшим развитым гос вам В
СССР во 2 й пол 30 х гг был организован
новый аэродинамич центр (Новый ЦАГИ)
оснащенный крупнейшими для того времени
натурными аэродинамич трубами Подоб
ные эксперим установки позволяли прово
дить уникальные исследования к рые в
принципе не могли быть выполнены на малых
моделях
Эксперим и теоретич исследования А ЛА
показали что для самолетов с хорошо об
текаемыми формами осн источником соцро
тивления является трение воздуха об обте
каемую пов сть, обусловленное его вязкое
тью Самый естеств способ снижения соп
ротивления трения заключался в у меньше
ции площади трения (прежде всего площади
крыльев) Это привело к отказу от бипланной
схемы и переходу к свободнонесущему мо
ноплану с повыш удельной нагрузкой на
крыло С целью дальнейшего уменьшения
сопротивления трения начались работы по
созданию ламинарных профилей крыла, об
ладавших пони ж профильным сопротивле
нием В кон 30 х гг в СССР были раз
работацы первые ламинаризир профили и
компоновки крыльев на их основе
Стремление не допускать сильного ув'ели
чения взлётно посадочных скоростей и Дис
таниий самолетов, отличавшихся повыш
нагрузкой на крыло привело к ускорению
исследований по механизации крыла и поис
ку методов борьбы со сваливанием В 30—
40 х гг объем науч исследований и экспе
рим работ в этих направлениях значитель
но возрос Практически все скоростные са
молеты 2 й мировой войны оснащались тем
или иным видом механизации крыла В самом
нач 40 х гг выполнены первые практич
работы (СССР, Германия) по непосредств
управлению пограничным слоем (отсос по
граничного слоя его сдув), к рое осу
Шествлялось на элементах механизации
крыла (закрылках, зависающих элеронах)
В 30 е гг значит развитие получила
теория возд винта Были созданы винты из
меняемого шага, что способствовало улуч
шению летных данных самолетов Было выяв
лено существ влияние сжимаемости воздуха
на аэродинамич хар ки винтов, что позво
лило сформулировать Спец требования к про
ектированию винтов для самолетов разл ти
пов
Непрерывный рост мощностей двигателей
был связан со значит увеличением потерь
на их охлаждение Разработкой рациональ
ных туннельных, крыльевых радиаторов и
капотов для двигателей возд охлаждения
был завершен к нач 40 х гг комплекс аэро
динамич исследовании и конструктивных
мероприятий, направленных на радикальное
уменьшение лобового сопротивления са
молетов с ПД
Еще Жуковским были заложены основы
аэродинамич расчета самолетов, задачей
к рого является определение осн летных
данных В 20 х гг были разработаны осн
методы расчета летных хар к, в 30-е гг они
получили дальнейшее развитие Были созда
ны инж методы определения осн летных
данных ЛА на разл этапах проектирова
ния самолета и в разл приближениях Уста
новлены приближенные связи наиболее су
ществ конструктивных параметров самоле
та с его осн летными данными В это время
берет свое начало новое направление А ЛА,
связанное с проблемой рационального вы
бора параметров самолета, к рые обеспечн
вади бы выполнение предъявляемых к кон
кретному ЛА требований, а также с оценкой
перспектив развития авиации
Последующие этапы совершенствования
А ЛА связаны с широким использованием
в авиации реактивного двигателя и выхо
дом на околозвук и сверхзвук скорости
полета Хотя нек рые аспекты А больших
скоростей были разработаны еще до 2 й ми
ровой войны (гл обр в теоретич плане),
осн работы в этом направлении разверну
лись уже после ее окончания
Учет сжимаемости воздуха привел к необ
ходимости пересмотра и уточнения мн осн
положений н выводов А ЛА Потребовалось
создать новые около транс и сверхзвук
аэродинамич трубы Аэродинамич экспери
мент всегда и1 рал существ роль, но в этот
период развития А ЛА его роль возрос
ла еще больше
В связи с интенсивным ростом скоростей
полета возникла проблема разработки спец
крыловых профилей На основе теоретич и
расчётных методов опиравшихся на специ
альцО проведенные эксперим исследования
и их обобщения был создан метод аэроди
на мич Проектирования профилей, позво
ливший рассчитывать их геометрию под за
данные конкретные условия Во 2 н пол
40 х гг для околозвук самолетов были раз
работаны принципы аэродинамич компонов
ки прямых крыльев удовлетворяющей всем
требованиям на осн режимах полета Однако
наибольшее влияние на дальнейшее раз
витие авиации оказало создание стреле
видных крыльев и тонких крыльев малого
удлинения, использование к рых не только
повышало критич число Маха но и значи
тельно уменьшало интенсивность кризисных
явлении и аэродинамич сопротивление кры
ла в трансзвук диапазоне скоростей Соз
дание в кон 40 х гг самолетов со стреле
видными крыльями, способных развивать
околозвук скорости, потребовало глубоких и
разносторонних теоретич и эксперим иссле
дований
В теоретич области А ЛА продолжалось
интенсивное развитие теории крыла конеч
него размаха и теории пограничного слоя,
где были получены фундам результаты Бы
ли созданы новые методики аэродинамич
расчета ЛА с реактивными двигателями,
учитывающие специфику полёта с больши
ми скоростями ускорениями и углами на
бора высоты Большим достижением экспе
рим А ЛА существенно расширившим
возможности исследования, явилось созда
ние аэродинамич труб с перфорацией
стенок их рабочей части, что позволило
проводить испытания ЛА или их моделей с
непрерывным переходом через скорость зву
ка Первая такая труба была введена в
эксплуатацию в 1947 в СССР Комплекс
ные исследования в области А ЛА около
звук скоростей явились тем фундаментом,
на основе к рого был в кон 40 х гг соз
дан ряд реактивных самолетов с прямыми
www.vokb-1#.spb.ru - Самсмн
и стреловидными крыльями обладавших вы
соки ми легко техн хар ками
Совершенствование ТРД особенно в нап
равлении увеличения развиваемой ими тяги
на больших скоростях полета и использо
ванне стреловидного крыла создали реальные
возможности для быстрого прогресса в ос
воеиии сверхзвук скоростей полета Прогрес
су в этой области способствовали раз
работка и стр во сверхзвук азродинамич
труб больших размеров вступивших в строй
в кои 40 х — нач 50 х гг в СССР и за
рубежом
Развитие сверхзвук авиации и создание
ракетной техники следа ih актуальным ре
шеине ряда проблем в т ч проблемы
волнового сопротивления С сер 40 х гг
получает широкое развитие линейная теория
крыла в сверхзвук потоке Систематич экс
перим исследования и сравнение их ре
зультатов с результатами линейной теории
показали возможность ее использования Для
Практич целей Основным и наиболее эф
фективным способом снижения волнового со
противления являлось увеличение стреловид
ности Крыльев и уменьшение относит тол
щины профилен Одновременно со стреле
видными крыльями стали рассматриваться
трапециевидные Крылья малого удлинения
(ромбовидные крылья) а также крылья тре
угольной формы в плане с малой относит
толщиной Все Эти крылья нашли практич
применение на сверхзвук самолетах и раке
тах Эксперим исследования показали что
значит часть прироста волнового сопротив
лення особенно на скоростях близких к
скорости звука обусловлена интерференцией
аэродинамической В результате эксперим и
теоретич исследований было сформулиро
вано правило площадей Это простое права
ло учитывающее изменение площади попе
речных сечений J1A по его длине создало
удобное для азродинамич проектирова
ния геом представление а его реализация в
компоновке ЛА снижала волновое сопро
тивление
Значит усилия направлялись на эксперим
проверку теоретич положений о возмож
ности уменьшения сопротивления обуслов
ленного подъемной силой путем реализации
эффекта подсасывающей силы при доз вук
передних кромках Крыла Для ряда случаев
были получены положит результаты давшие
заметное уменьшение сопротивления особен
но с применением спец деформации перед
ней кромки т н конич крутки крыла к рая
использовалась на иек рых сверхзвук само
летах
Развитие сверхзвук авиации было не
разрывно связано с совершенствованием
силовых установок Их размещение и осо
беино размещение и устройство воздуха
заборников во многом определяют облик
J1A и его азродинамич хар ки Были соз
даны регулируемые входные системы для
воздухозаборников разл типов что позво
лило увеличить скорость и дальность полета
сверхзвук самолетов
Быстрое развитие ЭВМ существенно рас
ширило возможности числ решения задач
А ЛА К ним относятся расчет аэро
дннамич хар к ЛА осн на теории несу
щей лов сти панельном методе (см Крыла
теория) числ методы расчета оптим де
формации срединной пов сти тонкого крыла
расчеты обтекания стреловидных крыльев
вязким потоком при траисзвук скоростях
обтекания крыльев При больших углах атаки
оптим режимов полета Благодаря широкому
Применению ЭВМ стали развиваться методы
выбора оптим параметров ЛА
В связи с созданием самолетов вертикаль
ного взлета и посадки перед А ЛА возник
ли новые задачи наиболее существенной
из к рых является учёт влияния вертнк
струи подъемного двигателя на обтекание
крыла и всего самолета особенно вблизи
пов сти земли
Дальнейшее развитие авиации поставило
ряд новых проблем Значит рост возд
перевозок требует создания пасс и трансп
самолетов с высокой топливной эффектив
ностью что может быть обеспечено путем
дальнейшего совершенствования аэродина
мич хар к ЛА и использовании экономии
ных двигателей В целях повышения экон
совершенства ЛА разрабатываются крылья
со сверхкритическим профилем и боль
шого удлинения изучается возможность
уменьшения сопротивления Трения путем ес
теств и искусств ламинаризации погранич
ного слан Экономичность силовой уста
новки повышается путем увеличения степе
ни двухконтурности Изучается возможность
использования возд винтов нового поколе
ния винтовентиляторов В целях повыше
иия эффективности воен самолетов продол
жаются исследования азродинамич компо
но вок самолетов с крылом изменяемой в по
лете стреловидности способных совершать
полет на разл режимах с оптимальной для
выбранного режима конфигурацией крыла
Ведется разработка компоновок высокома
невренных самолетов разл азродинамич
схем с использованием для улучшения
летных хар к на около и сверхзвук ско
ростях полета и при больших углах атаки
сравнительно тонкого крыла умеренного уд
тинения адаптивного крыла существенной
статич неустойчивости иа дозвук скорое
тях полета управления вектором тяги
суперциркуляции (см Энергетическая ме
ханизация крыла) и др решений
На совр этапе А ЛА располагает раз
витым аппаратом теоретич и эксперим нс
следований сложных физ явлений мощными
вычислит средствами и методами числ ре
шения разнообразных задач по определе
нню азродинамич хар к ЛА его летных
данных поиску его оптим параметров и
режимов полета
К Ю Косминков В Г Микеладэе
Лит Жуковский Н Е Теоретические основы
воздухоплавания Собр соч т 6 М — Л 1950
Прандтль Л Гидроаэромеханика пер с нем
М 1951 Пышков В С Из истории летвтеть
ных аппаратов сб I М 1968 его же Ос
новные этапы развития само пета М 1984 ЦАГИ
основные этапы научной деятельности 1918 —
1968 гг М 1976 Кюхеман Д Аэродинамн
ческое проектирование самолетов пер с англ
М 1983
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСА-
ЦИЯ — уравновешивание шарнирного мо
мента (ШМ) азродинамич силами (разлн
чают собственно Аки сервокомпенсацию)
устройства для уменьшения шарнирного мо
мента органа управления (ОУ) По приици
пам действия и конструктивному исполнению
устройств различают осевую внутреннюю и
роговую А к Вследствие простоты кон
структивиого исполнения и хорОО|Их аэро
дннамич данных наибольшее распростране
ние получили осевая Аки осевая А к
совмещенная с сервокомпенсацией
Осевая аэродинамическая ком
пенса ци я — часть ОУ (рис I) располо
женная впереди его оси вращения и прос
тнрающаяся по всему его размаху Суть
осевой А к состоит в смещении оси вра
щеиия ОУ к его центру давления в ре
зультате чего при отклонении ОУ на части
лов сти ОУ расположенной перед осью вра
тения азродинамич силы создают момент
противоположный моменту возникающему
на части пов сти расположенной за осью
вращения (происходит компенсация ШМ)
Слишком сильное смещение оси вращения к
центру давления может приводить к пере
компенсации Осевая А к характеризуется
относит хордой b—Ьок/Ь и относит пло
Рис 1 Аэродинамическая компенсации I — несу
щая поверхность 2 — площадь поверхности 5ОК
аэродинамической компенсации 3 — общая (габа
рнтная) площадь S органа управления О ось
вращения органа управления
Рнс 2 Формы профилей осевой аэродинамической
компенсации (в сечении А—А на рис 1) R —
радиус окружности носка О — ось вращения орга
на управления — шарнирный момент
щадью осевой компенсации SOK равной от
ношению площади пов сти S осевой ком
пенсации к общей (габаритной) площади лов
сти S ОУ и выражаемой обычно в процен
тах SOK= 100%*S0K/S С увеличением отно
ент площади осевой А к ШМ ОУ как
Правило уменьшается На значение ШМ ока
зывает влияние не только SOK но и форма
профиля Наиболее распространены формы
профиля осевой компенсации в виде окруж
ности параболы эллипса и клина (рис 2)
С увеличением «полноты» профиля осевой
А к при SOK = const ШМ ОУ уменьшается
С увеличением площади осевой ком пенса
ции а также полноты носка наряду с умень
шением ШМ ОУ заметно усиливается не
линейный характер изменения коэф ШМ тш
ОУ от угла его отклонения в результате
зГ
8 °
Рис 3 Зависимости коэффициента шарнирного
момента тщ и эффективности е (условные единицы)
органа управления от угла £ его отклонения при
различных профилях осевой компенсации (см
рис 2)	1 — т и конструктивная компенсация
(практически без компенсации) 2 — «эллипс»
(SOH^26%) 3 — «окружность» (Хок-30%)
76 АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4 Схема внутренней аэродинамической ком
пенсацин (в сечении А — А па рис 1) 1 — верхняя
часть полости 2 — щель, 3 — внутренняя компеиси
руюшая пластина, 4 — нижняи часть полости, 5 —
гибкая перегородка, Ft Fs — аэродинамические
силы 7ИШ — шарнирный момент
Рнс Б Роговая аэродинамическая компенсация
1 — роговой компенсатор О — ось вращения органа
управления
чего при больших углах отклонения эффек-
тивность осевой компенсации уменьшается
(рис 3) из-за срыва потока с носка ОУ.
и ШМ резко возрастает Поскольку эффек-
тивность органов управления также за-
висит от площади пов стн осевой компен-
сации и формы её профиля, что особенно
заметно при больших углах отклонения ОУ
то с увеличением So,. и полноты формы
профиля осевой А к эффективность ОУ сох-
раняется до меньших углов его отклонения
по сравнению с ОУ без осевой ком пенса
ции или осевой А к с меиьшей полнотой
носка
Внутренняя аэродинамическая
компенсация представляет собой ком
пенснрующую пластину впереди оси враще-
ния ОУ по всему его размаху (рис 4) Ком-
пенсирующая пластина располагается в по
лости, к-рая соединена с внеш пространст-
вом узкими щелями в местах сопряжения
ОУ с несущей пов-стью Верх часть полос-
ти Отделена от нижней герметичным устрой-
ством (обычно гибкая перегородка из про-
резиненной ткани)
При отклонении ОУ возникает разность
давлений на его верх и ииж пов-стях Эта
разность давлений в зоне оси вращения
передаётся через щели внутрь полости и
действует иа компенсирующую пластину соЗ
давая ШМ, обратный по знаку создавае-
мому оси частью ОУ, расположенной за
осью вращения Внутр А к наиболее эф-
фективна на больших скоростях полёта, но
при этом возникают сложности при ее раз
мешении в тонких профилях, характерных
для скоростных ЛА Кроме того, преиму-
ществом внутр А к является то. Что ком
пенсирующая пластина не вносит никаких
дополнит возмущений в поток при откло-
нении ОУ Внутр компенсация обладает
меньшей эффективностью как средство
уменьшения ШМ по Сравнению с осевой
А к при одинаковых значениях относит
плошадн компенсации
Роговая аэродинамическая ком
пейса ци я является частью ОУ, располо-
женной впереди оси вращения в концевых
его частях (рис 5) Роговые компенсато-
ры создают ШМ относительно оси вращения
ОУ обратного знака по сравнению с момен
том, к-рый создает осн его пов-сть Обыч-
но ОУ с роговой компенсацией характе
ризуется большой относит хордой компен
сатора, к рый при больших углах откло
нения и больших скоростях ухудшает об-
текание несущей пов сти, что может привес
ти к преждеврем нежелат вибрациям На
практике роговую компенсацию, как правило
применяют совместно с осевой, что позво-
ляет в большей степени влиять на измене
ние ШМ ОУ в зависимости от угла атаки
Кроме того, упрощается весовая компенса-
ция ОУ с роговой А к благодаря размеще-
нию груза в роговом компенсаторе
В Г Микеладзе
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СХЕМА самоле
та А с характеризует геом и конструк-
тивные особенности самолёта Известно боль
шое число признаков по к рым характе
ризуют А с , но в осн их принято раз
личать по взаимному расположению крыла
и горизонтального оперения (ГО), числу
крыльев — осн несущих пов стен, располо
жеиию крыла относительно фюзеляжа, типу и
расположению двигателей диапазону Маха
чисел полета М„, способу и методу взлё
та и посадки
В зависимости от взаимного расположения
крыла и ГО выделяют след осн аэроди-
намич схемы
Нормальная (обычная рис 1, о)
Ас — ГО (стабилизатор) расположено сза-
ди (по полету) крыла Эта схема получи
ла наибольшее распространение вследствие
простого решения вопросов продольной ус-
тойчивости и продольной управляемости
иа всех режимах полёта Наличие скоса
потока за крылом уменьшает истинный
угол атаки а ГО и тем самым обеспечи
вает высокую эффективность продольного
управления на всех режимах полета вклю-
чая и большие а Только для нестрело
видных крыльев большого удлинения может
возникнуть опасность появления срыва по
тока на ГО при больших углах атаки
В обычных случаях при такой схеме может
быть легко обеспечена потребная эффек
тивность продольного управления Харки
продольной устойчивости ЛА нормальной А
с для крыльев нек-рых форм в плайе при
увеличении а могут изменяться в иебла
гоприятную сторону — нелинейное нарасти
Рис 1 Аэродинамические схемы самолёта а — нормальная, б — «бесхвостка» в — летающее крыло,
г — «утка», д — «тандем»
ние скоса потока, к-рое наблюдается напр ,
у стреловидных крыльев, может привести к
образованию сгатич неустойчивости Эти
особенности в значит степени зависят от
расположения ГО по высоте относительно
плоскости крыла Для обеспечения ста
тической устойчивости самолета нормальной
А с положение его центра тяжести вы
бирается впереди фокуса аэродинамического
всего самолета, чему способствует само
ГО поскольку, как правило, оно значитель
ио сдвигает аэродинамич фокус ЛА назад
«Ьесхвостка» («Б» летающее кры-
ло, если у самолета нет фюзеляжа рис
1, б в) У самолётов этой схемы ГО от
сутствует, а в качестве органов продоль
кого управления используют элевоны, эле-
роны, закрылки флапероны к-рыми в этом
случае осуществляется и поперечное (по кре-
ну) у правление Запас продольной статич ус
тойчнвости (см Степень устойчивости) са
молетов А с «Б» определяется взаимным
положением его центра тяжести и аэроди-
намич фокуса крыла
Гл недостаток «Б» заключается В малом
плече органов продольного управления,
расположенных на крыле Вследствие этою
для продольного управления (напр, соз
дания момента на кабрирование для выхо-
да иа большие углы атаки) необходимо
прикладывать вертик силу направленную
вниз, в 1 5—2 раза большую, чем при
нормальной схеме Это приводит к неприят-
ной для лётчика реакции самолета т и
просадке (в первый момент после откло
нения элевонов возникает отрицат вертик
ускорение) что в итоге приводит к уве-
личению времени переходного процесса при
управлении Кроме того наличие статич
устойчивости «Б» требует для обеспечения
продольной балансировки самолета значит
отклонений элевонов вверх, что уменьшает
подъёмную силу и ухудшает аэродинамиче-
ское качество с ростом углов атаки -Наконец
взлет и посадка самолета этой А с осуще-
ствляется без использования механизации
крыла, поскольку возникающий При ее от
клонении продольный момент практически
нечем уравновесить Это приводит к тому что
на «Ь» необходимо устанавливать крыло
большей площади тес уменьшенной уд на
грузкой на крыло В последние годы появи-
лась возможность в нек рой степени умеиь
шить этот недостаток путем применения
автоматич систем управления ЛА с продоль
ной статич неустойчивостью, т к в этом слу-
чае для продольной балансировки ЛА элево-
ны отклоняют вниз, что увеличивает подъем
ную силу Необходимость обеспечения воз
можно большего плеча продольного управ
ления на «Б» ограничивает использование
благоприятных с точки зрения аэродинамич
качества форм крыльев в плайе Вследствие
указанного иа «Б» приходится использовать
крыло практически треугольной формы в
плане и большой стреловидности малое уд-
линение крыла (Х = 2—2,2)
Неск типов сверхзвук самолетов А с
«Б» были созданы фирмой «Конвэр» (F-
102, F 10b и В-58) Эти самолеты обла-
дали указанными выше недостатками В те
чение многих лет фирма «Дассо* (см также
«Дассо-Бреге*) выпускает истребители и
бомбардировщики серии «Мираж» по А с
«Б» В последних моделях самолетов «Ми
раж» используется продольная статич цеус
тойчивость и соотв автоматика в канале ул
ранления продольным движением Для сверх-
звук одиорежнмиых самолетов, когда гл
режимом является сверхзвук крейсерский
полет, можно «настроить» геометрию «Б» на
этот режим и создать самолёт с высоким
аэродинамич качеством Одиако и в этом
www. vokb-la. spb. г и А	Я
случае трудно обеспечить хорошие хар ки на
взлете и посадке Удачными примерами ре
шений для такого типа самолетов являют
ся Ту 144 и «Конкорд»
«Утка* (рис 1 г)—в этой схеме ГО
(дестабилизатор) расположено впереди кры
ла и впереди центра тяжести самолёта
Гл достоинство схемы «утка»—осуществле
ние продольной балансировки При помощи
положит подъемной силы, приложенной к
впереди располож ГО Образование на
самолете моментов на пикирование (напр ,
от отклоненной механизации крыла, ОтКло
иен но го сопла двигателя нт п ) должно
быть уравновешено в этой схеме положит
подъемной силой иа оперении Указанное
свойство схемы позволяет рассчитывать на
получение более высоких несущих свойств и
более высокого аэродинамич качества само
лёта Однако при наличии продольной ста
тич устойчивости эффективность продоль
ного управления самолетом А с «утка»
быстро теряется с увеличением угла атаки и
этим самым ограничивается использова
ние больших « Введение статич неустой
чивости позволяет комбинируя Отклонение
органов продольного управления с отклоне
нием закрылков и сопел обеспечить про
дольное управление и на больших углах
атаки с приростом подъемной си ты «Утка*
имеет и ряд компоновочных преимуществ
с точки зрения размещения реактивных
двигателей, вооружения и т п
Использование А с «утка* в практике
самолетостроения пока имеет огранич опыт,
хотя фирма «СААБ Скания* использует эту
схему при создании истребителей Примене
иие этой А с связано с необходимостью
решения ряда сложных задач обеспече
ния боковой устойчивости и управляемости
особенно иа больших углах атаки
В нек рых случаях переднее оперение
было применено для огранич использования
с целью обеспечения продольной балаиси
ровки самолета на взлете и посадке (напр
ХВ 70 фирмы «Норт Американ», Ту 144)
«Тандем» (рис 1, д)— крайне редко
используемая для самолетов А с . Представ
ляющая сочетание двух крыльев, располо
женных одно за другим В зависимости от
расположения органов продольного управле
ния она может рассматриваться либо близ
кой к «утке* (ОУ на Переднем крыле)
либо близкой к нормальной схеме (ОУ на
заднем крыле) Однако во всех случаях
с точки зрения аэродинамич качества и об
щих летных данных схема нерациональна
т к заднее крыло будучи расположено в
скосе потока переднего, имеет меньшие не
сущие свойства Большая суммарная пло
щадь крыльев предопределяет большое аэро
динамич сопротивление, что приводит к зна
чит снижению аэродинамич качества
В ряде случаев по эксплуатац особен
ностям оказалось целесообразным устанав
ливать оперение не иа фюзеляже, а на
двух крепящихся к крылу балках (рис 2)
См Двухбалочный самолет
По числу несущих пов-стей А с разделяют
на монопланы, бипланы (рис 3), по липла
ны С 40 х гг в осн Применяются мо
нопланы, так как эта схема наилучшим об
разом удовлетворяет требованиям достиже
ния больших скоростей полета Примером
удачного применения А с биплана для
самолёта малых скоростей является самолет
Ан 2
В зависимости от расположения Крыла
по высоте фюзеляжа различают А с низ
коплан, среднеплан, высокоплан парасоль
Выбор расположения Крыла по высоте час-
то диктуется рядом эксплуатац требований
(напр , для трансп самолетов высокоплан
удобнее проще обеспечивается загрузка и
выгрузка самолета для магистральных пасс
Рис 5 Установка ТРД на самолете а — в крыле
б на пилонах а — в тондоле г над Крылом
d — два двитатечя под крылом и один в хвостовой
части фюзеляжа е — на фюзеляже ж — два дви
гателя на фюзе тяже и один н хвостовой части
фюзеляжа
самолетов чаще используются низкопланы —
безопасность, комфорт и т п ) однако с
точки зрения аэродинамики эти схемы очень
существенно отличаются гл обр по хар кам
боковой устойчивости и управляемости, а
также по лобовому сопротивлению Наимень
шее сопротивление, особенно при переходе
на сверхзвук скорости, имеет среднеплан,
к рый чаще применяется для сверхзвук са
молетов
В зависимости от расположения двига
телей на самолете можно ввести след раз
деление А с Для самолетов с винто
моторной группой — схема с тянущими вин
тами и схема с толкающими винтами (рис
4) Для самолетов с реактивными двига
телями помимо разграничения по числу
Рис 3 Бипланы и монопланы а —одностоечный
биплан б — лочутораплан в — низкоплан г ~
среднеплан д высокоплан е парасоль
Рис 4 Компононка яинто моторных силовых уста
новой а —с тянущими винтами б с толкающими
винта ми
двигателей, можно выделить Асе рас
положением двигателей на Крыле, на фюзе
ляже на крыле и фюзеляже (рис 5) Разл
расположение двигателей также часто дик
туется эксплуатац требованиями (уменьше
ние Ш¥ма в кабине уменьшение массы кон
струкции безопасность при отказе дви
гателя нт п ), но оно безусловно су
щественно сказывается на аэродинамич и
весовых хар ках самолета и следовательно,
должно анализироваться с точки зрения
летно техн хар к и общей эффективности
самолета
А с в значит степени определяется и
диапазоном скоростей полета здесь класси
фикадию можно провести достаточно четко
А с дозвуковых самолетов рассчи
тывается на полет в диапазоне чисел
Маха М„ = 0.8—0 9 Для нее характерны
крылья и оперения малой стреловидности.
78 АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
достаточно больших удлинений и большой
относит толщины Профиля воздухозаборник
с большими радиусами закруглений кро
мок А с трансзвуковых самолетов
(51^=1 3—1 5) В этой области значе
ннй Мк используются умеренные стрело
видность и относит толщина крыльев и one
рения, нерегулируемый воздухозаборник с
более острыми кромками А с сверхзву
новых самолетов (Ми до 3—3,5} Для
уменьшения волнового сопротивления в этих
схемах применяются малые относит толщи
ны, большая стреловидность крыльев (вт ч
треугольные крылья) и оперений и крылья
изменяемой в полете стреловидности Для
самолетов с крылом изменяемой в полете
стреловидности характерна многорежнмность
полета за счёт использования малой стре
ловидиости обеспечиваются приемлемые
азродинамич и летно техн хар ки на ма
лых и околозвук скоростях полета Для уве
лнчения коэффициента восстановления пол-
ного давления на входе в двигатель ис
пользуются регулируемые воздухозаборники
А с гиперзвуковых самолетов
Для самолетов со значениями МОО = 4,5 и
более А с в Значит степени определяет
ся диапазоном значений Мж, назначением
самолёта и типом применяемого двигателя
Для этой схемы характерна т н интегра
ция двигат установки и самолета Гл тре
бованием к такой схеме является необхо
днмость обеспечения восприятия больших
темп-p и тепловых потоков на пов сти са
молёта
По способам взлета и посадки можно вы
делить следующие А с самолета А с обес
печивающая нормальный взлет и посадку с
разбегом и пробегом Здесь заданные дне
таннии взлета и посадки в осн обеспечи
ваются аэродинамикой самолета и выбором
умеренной тяговооруженности А с самоле
та короткого взлета и посадки В этом случае
применяются спец меры дли увеличения
подъемной силы (напр , за счет использова
ния энергетической механизации крыла, по
ворота сопел двигателей) А с самолетов
вертикального взлета и посадки В этом
случае должно быть обеспечено Превышение
вертик составляющей тяги силовой установ
ки над весом самолета либо за счет подъем
ных двигателей (см также Подъемно мар
шевый двигатель}, либо за счет поворотных
возд винтов На таком самолете поскольку
есть режим, когда скорость равна нулю
должна быть система газодинамического уп
равления и стабилизации по всем трем осям
координат с постепенным подключением
обычных органов азродинамич управления
Для СКВП и СВВП возникают трудности с
обеспечением устойчивости и управляемости
самолета и работоспособности двигателей н >
режимах взлета и посадки из за взаимодей
ствия струй от работающих двигателей с
землей и самолетом
Вместо термина «А с » часто ноль
зуются терминами «аэродинамическая
компоновка» «компоновка», «схс
м а* самолета	Г С Бюшгеш
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА - зкене
рим установка для исследования явлений
и Процессов, сопровождающих обтекание тет
потоком газа Принцип действия А т осно
ван на Принципе относительности Галилея
вместо движения тела в неподвижной среде
изучается обтекание неподвижного тела по
током газа В А т экспериментально on
ределяются действующие на ЛА аэродина
мические силы и моменты исследуются рас
предсления давления и темп ры по его пов
сти наблюдается картина обтекания тела
(см напр Визуализация течений) изучает
ся аэроупругость и т д (см также Аэроди
панический эксперимент Измерения аэроди
намическне)
Рис 1 Схема дозвуко
вой компрессорной аэро
динамической трубы 1 —
хонейкомб 2 — сетки
J форкамера 4 — кои
футор 5 — направление
потока 6 — рабочая
часть с моделью 7 —
диффузор 8 — колено с
поворотными лопатками
9 — компрессор 10 —
воздухоо хл адител ь
А т в зависимости от диапазона Маха
чисел М разделяются на дозвуковые (М =
= 0,15 — 0 7), трансзвуковые (М-0,7—1,3).
сверхзвуковые (М=13 — 5) и гиперзвуко
вые (.4 = 5-25), по принципу действия —
на компрессорные (непрерывного действия)
в к рых поток воздуха создается спец
компрессором и баллонные с повыш давле
нием, по компоновке контура — на замкну
тые и незамкнутые
Компрессорные трубы имеют высокий кпд
они удобны в работе ио требуют созда
ния уникальных компрессоров с большими
расходами газа и большой мощности Баллон
ные А т по сравнению с компрессорны
ми менее экономичны, поскольку при дроссе
лировании газа часть энергии теряется Кро
ме того, продолжительность работы баллон
ных А т ограничена запасом газа в бал
лонах и составляет дтя разл А т от де
сятков секунд до неск минут Широкое рас
Пространение баллонных А т обусловлено
тем, что они проще по констрекции, а мощ
ности компрессоров необходимые для на пол
нения баллонов, относительно малы В А т
с замкнутым контуром используется значит
часть кинетич энергии оставшейся в газовом
потоке после его прохождения через рабочую
область что повышает кпд трубы при этом
однако, приходится увеличивать общие раз
меры установки
В дозвуковых аэродинамических
трубах исследуются азродинамич харКи
Рис 2 Модель самолета в дозвуковой а г „ i
ми чес кои грэбе
дозвук самолетов вертолетов а также хар
ки сверхзвук самолетов на взлетно поса
дочных режимах кроме того они исполь
зуются для изучения обтекания автомобилей
и др наземных транспортных средств
зданий монументов мостов и др объектов
На рис 1 показана схема дозвук Ате
замкнутым контуром а на рис 2 фото
графин модели самолета в дозвук аэро
динамической трубе Испытываемая модель
устанавливается в рабочей части тру
бы — отсеке где создается поток с задай
иыми скоростью плотностью и темп-рой га
за Перед рабочей частью размещаются эле
менты А т обеспечивающие высокую рав
номерность потока форкамера — цнлиид
рич отсек диам D и дл L~D и специально
спрофилир дозвук сопло—конфузор В
начале форкамеры устанавливается хоней
ком б — решетка из калибров трубок, рас
положенных вдоль оси А т для устра
нения скосов потока и размельчения круп
ных вихрей За ним располагаются сетки,
выравнивающие значения скоростей в попе
речном сечении потока и уменьшающие
турбулентные пульсации скорости Важную
роль играет коэффициент поджатия
Ат — отношение площади поперечного се-
чения форкамеры к площади поперечного
сечения рабочей части С ростом коэф под
жатия уменьшается неоднородность в поле
скоростей потока, а также степень турбулент
ности В обычных А т коэф поджатия ра
вен 8—10 в спец малотурбулентных — 15—
20 Из рабочей части через дозвук диф-
фузор и колена с поворотными лопатками,
уменьшающими потери энергии и предОтвра
щающими образование вихрей в ием, поток
поступает в компрессор, к рый повышает пол
ное давление, компенсируя его потери по кон-
туру трубы За компрессором располагаются
обратный канал, включающий диффузор,
колена поворотных лопаток и воздухоохла
дитель, поддерживающий пост темп ру газа
в потоке Эллиптнч сечение рабочей части
наиболее крупной дозвук А т в нашей стра
не имеет размеры 12x24 мг Широко распро
гтранены и удобны Для проведения модель
ного Эксперимента дозвук Ате прямо
игольной рабочей частью Мощность комп
рессоров дозвук А т изменяется от неск
сотен кВт до 30 МВт
Компрессорная тр а н сз ву ков а я аэро-
динамическая труба по схеме анало
гична дозвуковой Для реализации непре
рывного перехода через скорость звука в ней
используется дозвук сопло и рабочая часть
с перфорацией стенок к рая также умень-
шает влияние границ потока на обтека
ние модели Для увеличения Рейнольдса
числа Re трансзвук А т обычно выпол-
няются с повыш давлением, достигающим
(3—5)-10s Па Пром трансзвук А т
имеют поперечные размеры рабочей части
то 3 м и мощность компрессора до 100 МВт
В баллонных траисзвук А т для создания
соотв газового потока широко используются
эжекторы (рис 3) При этом расход сжатого
воздуха в А т с эжекторами при М=1
может быть в 3—4 раза меньше, чем в
прямоточной (без эжекторов) В иек рых
случаях для получения трансзвук скоростей
газового потока используется модификация
ударной трубы — Людвига труба
В сверхзвуковых аэродинамиче-
ских трубах для получения соотв ско
ростей газа применяются Лаваля сопла Они
могут быть сменными или регулируемыми
(с гибкими стенками) Торможение сверх
www.vokb-la.spb.ru

Рис 4 Схема сверхзвуковой баллонной аэродинамической трубы 1 баллон
со сжатым воздухом 2 трубопровод 3 — регулирующий дроссель 4 — вырав
кивающие сетки, 5 — хонейкомб. b — детурбулизирующие сетки 7 — форкамера
8 — конфузор 9 — сверхзвуковое сопло 10 — рабочая часть с моделью, 1] —
сверхзвуковой диффузор 12 — дозвуковой диффузор 13—выброс в атмосферу
Рис. 5 Схема баллонной гиперэвуковой аэроди
наммческой трубы 1 — баллон с высоким давле
нием 2 — трубопровод 3 — регулирующий дрос
сель 4 — подогреватель 5 — форкамера с хоией
комбом и сетками 6 —гнперзву ковое осесим
метрнчное сопло 7 - рабочая часть с моделью
8 — гиперзвуковой осесимметричный диффузор 9 —
воздухоохладитель 10 — направление потока II —
подвод воздуха в эжекторы |2 — эжекторы. 13
затворы Н — вакуумная емкость |5 —дозвуковой
диффузор,
звук потока после рабочей части сопро
вождается волновыми потерями полного дав
ления связанными с образованием скачков
уплотнения Применение регулируемого
сверхзвук диффузора позволяет существен
но снизить эти потери МоШности компрессе
ров Крупных сверхзвук Ате характерными
размерами поперечного сечения рабочей
части 1,5—2,5 м составляют 50- 100 МВт
В незамкнутой прямоточной баллонной
сверхзвук А т (рис 4) нет обратного
канала, а заданное давление в форкамере
при падающем по времени давлении в бал
лонах поддерживается с помощью регули
рующего дросселя
Создание । и п е р з в у к о в ы х аэродина
мических труб является сложной проб
демон, т к моделирование гиперзвук поле
та требует воспроизведения в А т давлений
торможения от долей до сотен МПа и
температур торможения до 104 К При г и
перзвук числах Маха интенсивно растут
потери полного давления при торможении
потока и соответствен но потребные перепа
ды давления в А т При числах М>4 5 воз
дух в А т необходимо нагревать для пре
дотвращения его конденсации (см Ска
чок конденсации) Темп ра, до к рой не
обходимо нагреть воздух, при М=10 со
ставляет ок I03 К, а при М=20-
(2,5—2,8)-10э К Обычно для исследова
Рис 3 Схема баллонной
трансзвуковой эжектор
ной аэродинамической
трубы 1 хонейкомб
2 сетки 3 — формаме
ра 4 конфузор 5
перфорированная рабо
чая часть с моделью
6 эжектор 7 — диф
фуэор 8 — колено с иа
правляющими лопатка
мн 9 выброс воздуха
10 — подвод воздуха от
баллонов
ния гиперзвук ЛА используется комплекс
эксперим установок, поскольку не суще
ствует одной А т удовлетворяющей всем
необходимым для моделирования полета
параметрам
Гиперзвук баллонные А т «классич ти
па* аналогичны сверхзвук баллонным А т с
временем действия порядка десятков секунД
В таких трубах подогрев осуществляется в
омических, электродуговых или регенератив
ных подогревателях Мощность подогревате
лей для труб с рабочей частью диам 1 м
составляет 16—40 МВт Макс давление в
А т с дуговым подогреватечем равно 18—20
МПа, что позволяет моделировать полет
гиперзвук ЛА только на больших высотах
Большой перепад давлений необходимый
для гиперзвук А т, обеспечивается систе
мой эжекторов или вакуумной емкостью
(рис 5)
Ряд важнейших особенностей гиперзвук
полета моделируется в разл спец газоди
намич установках Наиболее широкое приме
нение для исследований При больших дав
лениях торможения и натурных числах Re
нашли ударные трубы, полезные результаты
получаются в импульсных трубах Время
действия этих установок очень мадо (0,005 —
0,1 с) поэтому, несмотря на большие
значения теплового потока, область критич
сечения сопла не разрушается Для получе
ния гиперзвук скоростей обтекания, близких
к натурным, используются баллистические
установки Теплозащитные покрытия иссле-
дуются в тепловых трубах с электроду го
выми подогреватетями Полёт на очень боль
ших высотах моделируется в вакуумных
аэродинамических трубах Для исследова
ния нек рых закономерностей гиперзвук те
чений используются гелиевые трубы
Историческая справка Появление
и развитие А т теснейшим образом связано
с развитием авиации Первые А т были
построены в 1871 В А Пашкевичем в Рос
сии и Ф Уэнхемом в Великобритании, а в
последующие годы К Э Циолковским и
Н Е Жуковским в России, Л Праидт
лем в Германии, братьями У и О Райт в
США А Г Эйфелем во Франции и т д
В 20—30 е гг развитие А т шло в осн
ю пути увеличения их мощности и разме
ров рабочей части Во 2 й пол 40 х п
начала быстрыми темпами развиваться реак
тивная авиация Необходимость решения
возникших при этом проблем аэродинамики
и динамики полета привела к тому, что в
нач 50 х гг создаются крупные трансзвук и
сверхзвук А т Важнейший элемент траис
звук трубы, обеспечивший принципиальную
возможность проведения исследований в об
ласти перехода через скорость звука,—
перфорированная рабочая часть—был
впервые в мире разработан в нашей стране
(ЦАГИ, 1946) Мощный импульс, способ
ствовавший развитию гиперзвук А т и появ
лению спец гиперзвук газодинамич устано
вок, был получен в 60-е п в связи с соэ
данием баллистич ракет и спускаемых кос
мич аппаратов Специфич задачи, возникаю
шие при отработке самолетов вертик и ко
роткого взлета и посадки привели к соз
данию в 70-х । г нового поколения дозвук
А т с перфорированными стенками рабочей
части Проблема существ отставания зна
чений получаемых в А т чисел Re от реал и
дующихся на практике для мн Самолетов на
трансзвук скоростях полета была решена в
80 е гг , когда была разработана и реали
зована концепция криогенной аэродинами
ческой трубы
Начиная с 60 х г г все более широкое
применение в А т находят информац
измерит системы с ЭВМ. обеспечившие су
ществ увеличение объема фиксируемой ин
формации при одноврем резком сокращении
времени на ее обработку Все более
широко используются ЭВМ и в системах
автоматич управления аэродинамич тру
вами
Лит Поуп А.Гойи К Аэродинамические тру
бы больших скоростей пер с англ , М |968
Основные данные иностранных аэродинамических
труб н газодинамических установок М 1968 Ос
новные данные аэродинамических труб и газоди
намических установок США М 1968 Криогенные
аэродинамические трубы М 1978 О В Лыхин
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕН-
ТЫ приведенные к безразмерному ви
ду аэродинамические силы и моменты, ден
ствующие на ЛА А к , характеризующие
силы, обозначают с„ а моменты — т,, где
индекс i указывает ось выбранной системы
координат ЛА, проекция полной аэродина
мич силы иа к рую рассматривается или от
носительио к рой берется составляющая пол
ного аэродинамич момента Вычисляются
А к по формулам
_ Х(У Z)	Мг)
с4у г)	с > тАу г) ~ c~i •
где ух— скоростной напор, S — характерная
площадь {площадь крыла миделевого сече
ния и др ), L —характерный линейный раз
мер (для самолета в качестве S обычно
принимают площадь крыла, при вычислении
за характерный размер принимают
размах Крыла I, а при вычислении тг—
ср аэродинамич хорду крыла ЬА) Напр,
коэф подъемной силы Cga ~ YB/ (y^S)
коэф поперечной силы c1=Z/(q00S),
коэф момента таигажа т, — Мг/ (q^Sb^)
80 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В аэродинамич расчетах н особенно в ис
следованиях динамики полета часто исполь
зуют частные производные А к по разл
переменным (см напр Вращательные про
изводные) В этом случае к обозначению
А к добавляют верх индекс указывающий
переменную, по к рой берётся производная
Напр, суа =дсуа/да (а — угол атаки)
mz =дтг/дё3 — угол отклонения элеро
нов)
Согласно теории подобия и размерностей,
А к для класса геометрически подобных
конфигураций отличающихся линейными
размерами, зависят лишь от безразмерных
подобия критериев Это позволяет опреде
л ять аэродинамические характеристики ЛА
пересчётом результатов продувок их моделей
в аэродинамич трубах
При исследованиях аэродинамики и дина
мики ЛА вообще широко используются разл
безразмерные коэффициенты коэф давления
Cf, трений Cj и Др	В Н Голубкин
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ - по
верхиостные силовые воздействия на разл
части ЛА, обусловленные обтеканием его
возд потоком при движении илн при Дейст
вии ветра иа стояике А и Относятся к
внеш нагрузкам на ЛА и учитываются
наряду с др нагрузками в расчетах проч
ности конструкции Исходными данными для
определения А н является распределение
давлений по пов сти ЛА р(х, z), к рые на
ходится расчетным путем или в резуль
тате испытаний т н дрениров моделей ЛА
в аэродинамических трубах В оценке мест
ной прочности элементов конструкции ис
пользуется аэродинамич давление, пред
ставляемое в форме эпюр — р для каждого
расчётного случая (рис I) р = (р—р^)/у,
где — давление в набегающем пото
ке, р - давление в рассматриваемой точке,
q скоростной напор В методе конечных
элементов (см в ст Прочность) А н в узлах
определяются суммированием давлений Р
по выделенному участку пов сти AS
Pl = (/\&sp CoS#'dS.
где б,— угол между нормалью а любой точ
ке пов сти и любым t-м направлением оси
Рис. 1 Эпюры распределения аэродинамического
давления рЙ — давление по верхней поверхности
рк - давление по «ижней поверхности. рч ра<
нопд^енная по длине аэродинамическая сила
Рис 2 Приближенная эпюра распределения аэро
динамических нагрузок вдоль хорды оперения
Для конструкций балочного типа опреде
ляются распределенная по длине аэро
дннамнч сила Р и точка ее приложения
центр давления хд P = cnqb, где
c„ = joApd;,
Др — разность давлений на верх н ниж
пов стях, x = x/b, Ь —линейный размер се-
чений	г
Для определения распределенных А н про
водят испытания дрениров модели проектн
руемого ЛА либо используют прикладные
методы расчетов, основанные на линейной
Q
Муа
м
м
на
самолет аэродинамические сила
составляющие в скоростной и
Дг яству ющие
н момент и
связанной системах координат
теории с введением поправок по результатам
испытаний близких моделей Для крыла са
молета распределенные по размаху А н on
ределяются по ф ле
tt*G
где Г(г)=с!/сеч\*ч/сУкрг’кр” безразмерный
коэф распределённых по размаху крыла А н
(Сусеч — аэродинамич коэф подъёмной
силы сечения и крыла, 6сеч, Ькр— хорда се
чения и среднегеом хорда крыла, G — вес
ЛА, I — размах крыла Значения Г и хд
зависят от формы крыла в плане его
геом и аэродинамич крутки, отклонения
элементов механизации крыла, относит раз
меров фюзеляжа угла атаки и числа М (Ма
ха числа) В расчетах прочности принимает
ся, что распределенная сила сопротивления
Р„—Ру  сх/су А н на разл элементы меха
низации крыла в неотклоненном положе
нни находят как для соотаетству ющей
части крыла на всех режимах полета При
определении А и в отклоненном положе
нни элементов механизации крыла и орга
нов управления вводятся коэф нормальной
и тангенциальной сил сп и ст, к рые за-
висят от режима полета и углов отклоне
ния А и на оперении самолета вычисляет
ся как сумма нагрузок при неотклонен
ных рулях и нагрузок от отклонения рулей
Пераая распределяется по размаху и хорде,
как для крыла, вторая зависит от угла от
кдонения руля и распределяется по размаху
пропорционально размерам хорд руля а
вдоль хорды — по приближённой эпюре (рис
2) А н на створках и щитках находятся
для задаваемого значения сп, нагрузка
распределяется равномерно по нов сти А н
корпусах и фюзеляжах определяются
числа
на
для носовой, центральной и хвостовой час
тек в зависимости от угла атаки и
М с учётом интерференции с крылом и
оперением В манёвренных случаях нагруже
ния ЛА (см Нормы прочности) влияние
нестационарности аэродинамич сил может
не учитываться А н от неспокойного возду
ха в спец расчетах вычисляются с учетом не
стационарногти нагружения В М Чижов
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МО-
МЕНТЫ летательного аппарата —
результат силового воздействия воздуха на
движущийся в нем ЛА Именно эти силы,
имеющие динамнч природу, т е возникаю
щие только прн движении ЛА, делают воз-
можным полёт аппаратов тяжелее воздуха
(самолетов, вертолетов и др ) в то время
как аппараты легче воздуха (дирижабли
аэростаты и Др ) поддерживаются в полете
аэростатич выталкивающей силой (см Аэро
статика)
На каждый элемент пов сти движущегос и
ЛА действуют поверхностные силы, к-рые
состоят из нормального напряжения связан
ного с давлением гидродинамическим, и ка
сат напряжений обусловленных силами тре
ния Если вязкостью пренебречь и считать
воздух идеальной жидкостью, то его воздей
ствие приводит только к нормальным напри
жениям Нормальные и касат напряжения,
непрерывно распределенные по всей пов сти
ЛА, в совокупиости определяют векторы
равнодействующей аэродинамич силы пла
нёра R н аэродинамич момента М относи
тельно нек рой точки, напр центра масс ЛА
В аэродинамике и динамике полета обычно
рассматривают проекции векторов А с и м
на оси выбранной системы координат ЛА,
наиболее употребительными из к рых яв
ляются скоростная и связанная системы
В скоростной системе координат составляю
щая вектора аэродинамич силы R вдоль
скоростной оси ха (см рис ) взятая с
обратным знаком паз силой сопротивления
аэродинамического (лобового сопротивле
ния) и обычно обозначается Ха, составляю-
щая вдоль оси уа наз подъёмной силой Ув,
а составляющая вдоль оси zB—боковой
силой Za Составляющие вектора R вдоль
осей связанной системы координат наз со
ответственно продольной Л (берется с обрат
ним знаком) нормальной (У) и поперечной
(Z) силами
Составляющие вектора аэродинамич мо
мента в обеих системах коордииат имеют
одинаковые названия относительно скорост
ной (продольной) оси - момент крена (обоз
начение в скоростной системе координат
Л1хо, а связанной—Мх), относительно оси
подъемной силы (нормальной оси) — момент
рыскания (обозначаются соответственно
МД, относительно поперечной (боко
вой) оси — момент тангажа илн продоль
ный момент (Мго, Мг)
Модуль н направление действия Аси
при задаииых скорости и высоте полета
зависят от ориентации ЛА относительно
м
6 Авиация
www.vokb-la.spb.ru -*Tai
вектора скорости V к рая определяется уг
лом атаки а и у|Лом скольжения |1 Эти
углы задают также взаимное расположение
скоростной и связанной систем координат
Поэтому зная углы аир можно пере
вести А с им И1 одной системы коор
динат в другую
При азродинамич расчетах и при аий
лизе движения ЛА часто используют обет
размеренные А с им — аэродинамические
коэффициенты
Лит Фабрикант 11 Я Аэродинамика М
1964 Краснов II Ф Аэродинамика J изд т I
М 1980 МикелядзеВ Г ТитовВ M Основ
ные геометрические н аэродинамические характе
ристнки самотстов н ракет М 1982
В Н 1 о и/бкин
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИ-
СТИКИ - совокупность тависимостеи аэро
динамических коэффициентов а также их
производных и распределенных нагрузок от
характерных параметров определяющих ре
жимы полета конфигурацию ЛА и его ориец
тировку относительно выбранной системы
координат А х яаляются осн исходными
данными при проектировании любого ЛА
Определение и оптимизация А х — гз зада
чи теоретич и эксперим аэродинамики Поз
ный набор А х явзяется очень широким и
разнообразии В соответствии с практич
применением и методами определения А х
разделяют на неск классов
А х подъемной Силы сопротивления
аэродинамического и аэродинамического ки
чества — зависимости указанных величин от
угла атаки при разд значениях Afoxo чис
ла полета Мм и Рейнольдса числа Re для
каждой конфигурации ЛА К этому же кзас
су относят балансировочные хар ки тех же
величин д |Я продольно сбалацсир ЛА
(см Балансировка] Зависимости этого клас
са являются основными при определении
аэродинамической схемы ЛА его парамет
ров и летно техн хар к
А х продольной статической устойчивое
та — ла аи си мости коэф момента тангажа ог
у!ла атаки или коэф подъемной силы при
разл значениях Мж и Re центровках и
углах отклонения органов продозьного уп
равления Эти зависимости используются
для определения позожеиия фокуса аэроди
намического получения балансировочных
хар к и расчетов динамики продольного
движения ЛА
А х боковой статич устойчивости — за
висимости коэф боковой силы момента рыс
кания и момента крена от у г та скольже
ния при разл углах атаки числах Мж и
Re, центровках и углах отклонения органов
поперечного и путевою управления для
каждой заданной конфигурации ЛА Эти за
висимости используют для расчетов дина
мики бокового движения ЛА
Вращательные производные и производные
устойчивости высш степеней (производные
азродинамич коэф по угзовым и линейным
ускорениям ЛА) используют при расчетах и
моделировании динамич возмущенных дви
жении ЛА
Хар ки эффективности органов управления
и шарнирных моментов - зависимости при
ращении и их производных аэродицамнч сил
и моментов от углов отклонения соотв ор
। аиов управления а также зависимости из
менения шарнирных моментов от угзов от
клонения органов управления Эти зависи
мости необходимы дли проведения расчетов
управляемых даижений ЛА (см Управляв
мость ЛА), а также для выбора мощное
тей силовых приводов ор1анов управления
Взлетно посадочные А х — все приведен
ные выше А х во взлетной и посадоч
ной конфигурациях ЛА Отличит чертами
этих конфщураций являются отклоненная
механизация крыла и наличие выпущенного
шасси Характерной также является иеобхо
димость учета эффекта влияния земли на
взлетно посадочные А х Зависимости этого
класса используют для расчета взлетно по
садочных режимов ЛА (см Взлетно носа
дачные характеристики]
Распредезенные Ах- зависимости коэф
давления и перепадов давления ити иначе
распрсдеземных нагрузок действующих на
пов сти ЛА от углов атаки и скольже
ния при разд значениях Мж н Re Эти А х
используют для расчетов прочности конст
рукции и оптимизации распределенных и
су ммарных нагрузок на гетательныи аппарат
7 Г Васильев
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ—
первое в России науч исез учреждение
для проведения исследовании по теоретич
и эксперим аэродинамике Осн 27 апр
(10 мая) (904 в Кечцно (Моск об । ) на
средства рус промышленника и банкира
Д П Рябу шинского Разработка проекта
А и и нач период его деятельности
осуществлялись под рук и при участии
Н Е Жуковского и его учеников Л С Леи
бензона С С Неждановского В В Кузне
цова и др Оси оборудование А и сое
тавзяли аэродинамическая труба круглого
сечения с закрытой рабочей частью диам
12м с всасывающим вентилятором обес
почивающим скорость потока воздуха до 6
м/с прибор Жуковскою установленный в
башне выс 20 м дзя определения сопро
тивзения падающих модемен аэросани Неж
дановского д|Я изучения возт винтов рота
тивная машина С 1905 под рук Кузне
цова проводились метеорол исследования с
помощью аозд змеев и шаров зондов В 1911
иа протекающей вбзнзи речке была построе
иа гидравлическая лаборатория По ряту
причин А и не стаз центром способным
объединить зучших ученых и конструкторов
России в (906 Жуковский и бозьшинство его
учеников вышли из состава иц та В iae
Юбилейная медаль института (|914)
1918 А и был национализирован В 1919 —
20 в нем создан ряд новых отделений
Науч руководство азродинамич отделением
до 1920 осуществлял Жуковский затем
С А Чаплыгин В 1921 1 ос ученый соает
Нарком проса РСФ( Р дал ин ту новое
назв — Моск ин т космич физики (МИКФ)
В 1924 МИКФ был включен в состав об
разов Гос науч иссл геофиз ин та в ка
честве Геофиз обсерватории
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ - рас
чет движения ЛА как материа щной точки в
предположении Что Выпозняется условие
равновесия моментов Осн задача Ар —
расчет летно технических характеристик
ЛА Термин введен Н Е Жуковским им же
предложен метод тяг — осн метод А р Ви
доизменениями метода тяг являются метод
мощностей и метод оборотов позволившие
упростить А р самозетов с порш дай
гатезями и сопостав i шс результатов расче
та с данными летных |спытаний Первона
чально под А р понима щ расчет устаноаив
щихся или каа зи установившихся режимов
полета при анализе к рых инерц силами
можно пренебречь В дальнейшем в это
понятие вкзючи щ также расчет нсустано
вившихся режимов полета
В методе тяг сопоставляются (рис 1)
тяга потребная для прямолинейного полета
со скоростью V (потребная тяга Р л) и
тяга развиваемая движителем (распозагае
мая тяга Рр] Границам режимоа уста
иоаившегося полета соответствует равенство
потребной и располагаемой тяг Если нет
др ограничений то точки V, и V'2 опре
деляют минимальную скорость и максималь
ную скорость для рассматриваемой высоты
полета Опредезив И, и |/2 для ряда вы
сот можно построить границу области воз
можных установившихся -режимов полета в
плоскости скорость высота (сплошная ли
ния на рис 2) Для этого необходимо
знать поляру ЛА и эффективные высотио
скоростные характеристики двигателя Для
дозвук самолетов на каждой высоте имеет
ся один диапазон скоростей Для сверх
звук самозетов иа больших высотах может
существовать два диапазона возможных ско
ростей (два максимума на рис 2) в до
звук и сверхзвук Областях Следует однако
иметь в виду что область возможных ре
жимов полета может быть ограничена также
и др условиями (линии со штрихами иа
рис 2) напр условиями обеспечения ус
тойчивости и управляемости прочности
аэроупругости В диапазоне скоростей от мн
нимазьиой До максимальной для данной выс
полета Рр> Р„ Избыток тяги AP = Pf—РП
может быть использован для набора высоты
или разгона ЛА Макс угол набора высоты
О|Пах без потери скорости достигается при
скорости полета соотв макс избытку тяги
иа рассматриваемой высоте В плоскости
скорость высота эти точки образуют линию
макс yr iob набора высоты Поскольку вер
тик скорость (скорость набора высоты)
Vy = l/sinO макс скороподъемность (ми
ним время набора заданной высоты) дости
гается при скорости большей чем скорость
макс угла набора высоты и соотв линия
на рис 2 находится правее линии #таХ
В нек рых случаях удобнее пользоваться
безразмерными коэф (см Аэродинамиче
ские коэффициенты) Поскольку потребная
тяга для установившегося горизонтального
полета равна силе сопротивления аэродина
мического ЛА то в этом случае ср = сх где
сР— коэф тяги сх— коэф сопротивления
Зная поляру ЛА можно определить коэф
подъемной силы с»уСт в установившемся по
лете (рис 3) и перегрузку установившегося
маневра уСТ—Q у^/Су г п где Су т п
коэф подъемной силы в горизонтальном по
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
82 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
лёте (в установившемся горизонтальном но
лёте подъёмная сила равна весу G ЛА т е
с» г п = G/(qS)-
где Q— скоростной напор, S — площадь
обычно площадь крыла) Далее могут быть
рассчитаны радиус установившегося разво
рота и время разворота на заданный угол
Рис 3
В процессе А. р определяются также ин
тегральные хар-ки: время разгона / от
начальной скорости до конечной Ук и
время /на6 набора высоты от до йк Прн
пост массе m ЛА они равны
К.	<
г m	г к dV
₽азг=К дд /на6 Т~
*н	J"н У
Для расчета дальности и времени полета
кроме поляры ЛА и высотно-скоростных хар к
двигателя должна быть известна дроссель
мая хар ка двигателя. Дли каждой точки
области режимов полета могут быть рассчи
таны километровый и часовой расходы тон
лива к рые зависят также от текущей мае
сы ЛА Для расчёта дальности L полета
с пост скоростью и пост значением С в
нзотермич атмосфере (на выс |] ООО—
20 000 м) используется ф-ла Л Бреге
G=Bln(wii/ms); коэф Бреге B = KV/С яв-
ляется ф-цией скорости н коэф подъёмной
силы (здесь А - аэродинамическое качест
во, С — уд. расход топлива т, и т2— масса
ЛА в начале и койне рассчитываемого
участка полёта)
В А р входит также оценка взлетно
посадочных характеристик скорости отры
ва посадочной скорости, длин разбега и
пробега дистанций взлёта и посадки сба
лансированной длины ВПП Для этого дол ж
иы быть заданы аэродинамич хар ки во
взлётной и посадочной конфигурациях ЛА
хар ки силовой установки в этих режимах
в т ч в режиме реверса тЯ|и на посадке
а также хар ки движения по полосе — коэф
трения прн разбеге и в режиме торможс
ния при пробеге А р может проводиться
для атм условий описываемых стандартной
атмосферой или для спец расчётных атм
условий прн к-рых темп-pa плотность дав
ление и влажность воздуха отличаются от
стандартных
Автоматизация А р на базе ЭВМ поз
воляет широко использовать инте1рирова
иие точных ур ний движения центра масс ЛА
и матем методы оптимизации для форми
рования траекторий н программ управпения
Разнообразие задач Ари большой объём
исходных данных определяют необходимость
системной орг ции Автоматизир системы
А р включают пакет прикладных программ
в к рых реализованы алгоритмы А р ар
хив с системой подготовки и контротя ис-
ходных данных система документирования
результатов расчёта и диалоговую систему
управления вычислит процессом с графич
визуализацией результатов Такие системы
информационно объединяются с расчётными
и эксперим. системами определения аэро
динамич сил и хар к силовой установки и яв
ляются частью системы автоматизир проек
тирования ЛА
Лит.: Жуковский Н Е., Теоретические основы
воздухоплавания Курс лекций, №.. |0||; Остос
л а вс кий И В Аэродинамика самолета М
1957	Б X Давидсон
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ЭКСПЕРИ-
МЕНТ — совокупность мероприятий и ме
тодов реализующих на эксперим уставов
ках и стендах ити в условиях полёта мо
делирование течений воздуха и взаимодеи
ствия течений с исследуемым объектом с це
тью их изучения. Происхождение и разви
тие А э связано с потребностями ре
шения множества проблем аэродинамики са
молетов и др ЛА
Теоретич методы при решении задач аэро
динамики ЛА из-за несовершенства матем
моделей явлений (в силу их физ сложности)
не всегда позволяют получить достоверные
результаты по всему интересующему кругу
вопросов Поэтому А. э в сочетании с по
добия законами является наиболее падёж-
ным средством определения аэродинамич
хар к ЛА Исходя из относит движения
возд среды и исследуемого объекта А. э
делят на две группы: возд среда не под
вижна, а исследуемый объект движется с
определ скоростью (лётные испытания бал
листическая установка ротативная машина
ракетная тележка), исследуемый объект не-
подвижен а возд среда движется с определ
скоростью (аэродинамические трубы) В за
внеимости от решаемой задачи использует
ся А э той нлн др группы Ведущая роль
принадлежит исследованиям в аэродинамич
трубах благодаря возможности изучения
разл. параметров на моделях и отд элемен
тах ЛА интерференции аэродинамической и
т д что в усювиях напр лётных испы
танин практически невозможно Лётные ис
пытания обычно дополниют и завершают экс
перимент в аэродинамич трубах К. числу осн
видов А э. в аэродинамич трубах относятся
определение суммарных аэродинамич хар к
моделей с помощью весов аэродинамических
определение аэродинамич хар к элементов
модели (органы управления разп подвески
надстройки ит д ) с помощью спец
тензометрии весов измерение распределе
ннй давления по нов-сти модели определе
ние хар к каналов реактивных двигателей н
возд винтов физ исследования, включаю
щие изучение пограничного слоя на пов-сти
модели разл. методами визуализацию тече
ний на пов-сти и в её окрестности, визуалнза
цию вихрей н т д
В России большой вклад в развитие А э
в разное время внесли Н Е Жуковский
С А Чаплыгин Г М Мусинянц К А Уиса
ков, Б Н Юрьев С А Христианович
Г П Свищёв, В В Струминский, Г И Пет
ров и др
Лит.: Пэнкхерст Р.. Холдер Д Техника экс
оеримента в аэродинамических трубах пер. с англ
Ч 1955 Поуп А Гойи К Аэродинамические
трубы больших скоростей, пер с англ., М 1968;
Мартынов А К Прикладная аэродинамика, М
1972.	И И Юшков
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ ДЕМПФИРОВА-
НИЕ— демпфирование колебаний ЛА отно
сите |Ьно центра масс (ЦМ) <а счёт до
полнит аэродинамич сил и моментов (см
Аэродинамические Силы и моменты), воз
пикающих при его неустановившемся дви
женин Напр при вызванном к л возму-
щением вращении самолёта относительно бо-
ковой оси OZ со скоростью тангажа ыг
(рис 1) каждая точка ЛА, расположенная на
расстоянии /,(/„) от ЦМ имеет окружную
скорость	и ее суммарная ско-
рость отличается от скорости V ЦМ Это
изменение скорости приводит к изменению
Аи местного угла атаки а и, следовательно
к появлению дополнит подъёмной силы Прн
положит вращении (как в рассматриваемом
случае) угаы атаки обтекаемых пов-стей
располож позади ЦМ увеличиваются а у
тех, что впереди — уменьшаются (рис 2)
Т о вращение приводит к тому что до-
полнит. подъёмная сила в хвостовой части
ЛА направлена вверх а в носовой — вниз,
и появляется дополнит (демпфирующий)
момент нанравл против вращения (см так-
же Антидемпфирование)
При полёте на режимах сопровождающих-
ся безотрывным обтеканием пов-стей ЛА или
обтеканием с устойчивой вихревой структу
рой (см. Крыла теория), обусловленное
вращением приращение полной аэродинамич
си ты мало по сравнению с самой силой, и
прн расчётах нм обычно пренебрегают Одна
ко возникающий при этом дополнит момент
AjM может существенно влиять на враще
ние ЛА относитетьно ЦМ Количественно
момент А д характеризуют коэф демпфи
рующего момента тд = \M/qSL где q — ско-
ростной напор S — характерная площадь,
L — характерный размер (см Аэродинамиче
ские коэффициенты) Числовые значения
определяются вращательными производ
ными (втч сложными и нестационар-
ными) и соответствующими угловыми ско-
ростями. В частности в горизонтальном по-
лёте коэф т2Д демпфирующего момента тан ’
г
гажа равен о>г, а при полёте по траек
тории имеет вид
"z	i
коэф демпфирующего момента рыскания —
коэф демпфирующего момента крена —
В приведенных ф лах т* у г—соответ
ствепно аэродинамич коэф моментов танга
жа рыскании и крена
— скорости рыскания и крена)
“ = ^A/v> a=da/dt, р= ^L/V. ₽ = dp/d/, р
— угол скольжения Ьд САХ L размах
крыла Значения вращат производных за-
висят от аэродинамической схемы ЛА н Ма-
6*
www.vokb-la.spb.ru -
ха числа полета Для ЛА нормальной аэро,
динамич схемы тг"г fnt,>xt m“!l< mja. и
отрицательны, и ЛА такой схемы обла
дают свойством А д При произвольном вра
щении коэф демпфирующих моментов вы
ражаются через матрицу составленную из
простых и сложных вращат. производных
В ряде случаев при расчётах динамики ЛА
учёт А д даёт заметный эффект.
Г. И Столяров
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО -
I) А к самолета, планера и др подоб
ных им ЛА — отношение подъёмной силы
Уа, действующей на ЛА к сопротивлению
аэродинамическому Ха при данных условиях
полёта: K=Ya/Xa Для самолёта, совершаю
щего горизонтальный установившийся полёт
прн малом угле атаки сила сопротивления
уравновешивается тягой Т силовой“установ
кн, а подъёмная сила - весом самолета G
Поэтому А к оказывается равным K=G/T
т е представляет собой отношение веса са
молёта к тяге и характеризует экономичность
самолёта (напр определяет макс, дальность
полёта с заданным запасом топлива) У луч
щих совр спортивных планёров при малых
скоростях полёта А к достигает значений
35—40, для самолетов благодаря рациональ
ной аэродинамич компоновке крыла, возду
хозаборников и др Эчементов удаётся полу
чить значения А к 15—20 в зависимости
от назначения самолёта При сверхзвук
скоростях А к значительно меньше наир,
для самолета «Конкорд» на крейсерском
режиме полёта с Afcixcr числом Моо==2 оно
равно 7 В связи с этим разработан ряд
конструктивных мер, направленных на по
вышение А к. сверхзвук самолётов В част
ности, используется эффект «полезной* ин
терференции аэродинамической между гон
долой двигателей и крылом при её уставов
ке на ннж нов сти крыла; достигается
уменьшение индуктивного сопротивления пу
тём выбора формы срединной пов сти крыла
и формы в плане, предложены новые аэро
динамические схемы самолёта, позволяющие
уменьшить сопротивление, связанное с ба
лансировкои
2) А к вертолета Различают эквива
лентное Аки качество вертолёта Эквива
лентиое А к К, равно отношению веса вер
толета к его т н эквивалентному сопротив
леиню X, Ky-=GIXj (здесь X t = N г П/ V, где
V — скорость установившегося горизонталь
ного полёта, JVr п— мощность, подводимая к
винту иа этом режиме полёта) Качество вер
толёта Кв равно отношению веса вертолё
та к его сопротивлению /?хос при полёте в
режиме авторотации несущего винта, взято
му с обратным знаком Ав= — G/Rxac Вели
чины и А’в связаны между собой соотно
шением A9=tjbAb, гДе Нв~— VRXW/JVr n —
пропульсивный кпд вертолёта Знание
значений А'в и ru позволяет определить вер
тик скорость или ускорение V верто
лёта в зависимости от избытка мощности
несущего винта На режиме авторотации Кв
определяет установившуюся скорость сниже
ния вертолёта при пост горизонт скорости
Понятия Кя применяются при (/>100
км/ч при этом в диапазоне 100< У < 200 км/ч
f( = 9 —7, К - от —6 5 до 4,5, при V ок
300 км/ч лв = 5—3,	от —4 до —2,5
Р Я / олубкин А С Браверман
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ НАГРЕВАНИЕ —
повышение темп ры пов-сти ЛА при eio по
лёте в атмосфере Частицы газа при их дви
женин относительно ЛА тормозятся около
его лов сти в зонах сжатия При откло-
нении потока, в ударных волнах и в погра-
ничных слоях Процесс торможения сопро
вождается выделением теплоты за счёт
преобразования кинетич энергии постулат
движения частиц в тепловую и следователь
но, повышением темп ры газа При этом мо
гут быть достигнуты значения темп-ры, близ
кие к значениям температуры торможения То
в совершенном газе
r"-r- + -^-r-(,+i52j43-)-
где Ги, Мм— темп ра, скорость и Ма
ха числа набегающего потока, ср— уд теп
лоёмкость при пост давлении, у - показа
тель адиабаты
А н. определяется процессами теплообмена
между нагретым газом н пов етью, проте
кающими в пограничном слое Задачей рас
чёта А и является Определение уд кон
вективных тепловых потоков q^ к пов-сти н
затем (из ур-иий теплового баланса) её темп
ры Tw Если пов сть обтекаемого тела тепло
изолирована (имеется теплообмен только с
обтекающим газом ^ = 0) то она может на
греться до т н адиабатич темп ры Т,= Ге +
+ г(/в/2ср=Г£+г(Го—Те) где Те, (/,—темп-
ра н скорость потока на внеш границе
пограничного слоя, определяемые нз аэроди-
намич расчёта г — коэф восстановления
темп-ры, немн0|О меньший единицы н зави
сяший от хар ра течения в пограничном слое
Темп ра теплонзолир пов-сти при Мж>2
достигает значений к рые затрудняют приме
иение алюминиевых сплавов; прн Мж>5
стальные конструкции должны иметь тепло
вую защиту (см Горячая конструкция.
Охлаждаемая конструкция). При Моо=10,
наряду с применением охлаждения исполь
зованисм жаростойких материалов, прихо
дится допускать также частичный унос ма
териала пов-сти (см Абляция)
В условиях сложного теплообмена А н
определяется из ур ния локального баланса
=	। де —уд тепловой поток,
передаваемый от пов сти внутрь конструк
ции (существенно зависит от конструкции
ЛА и определяется из расчёта внутр теп
лоотдачи), <72 = ecf(TM!* — Тх*)~ уд радио
ционный тепловой поток (г т н степень
черноты пов сти, п - постоянная Стефана
Больцмана) Конвективный уд тепловой по
ток q от газа к пов-сти обусловливаю
щий А и принимается пропорциональным
разности темп р Т, и 7"ш <?» = «( — 7^)
где коэф теплоотдачи а определяется про
цессамн, протекающими в пограничном слое
Поэтому расчёт конвективного теплообмена
сводится к расчёту хар-к пограничного слоя,
к-рый может быть проведён при заданном
распределении параметров течения на его
границе
Ф лы для расчета конвективного теплооб
мена представляю!ся в виде зависимостей
Нуссельта числа No и коэф г от определяю
ших подобия критериев и безразмерных
пространств координат х,// (t = l, 2 3, L —
характерный линейный размер, напр хорда
крыла): Nu=fi(Re, М, Tw[Tr, Рг Eu, х,/£),
r=f2(Re, М Рг Eu, xjl) Здесь Re -
Рейнольдса число T№/tr—температурный
фактор Ей — число Эйлера Рг — Прандтля
число Вид ф ций /, и /2 меняется при пе
реходе ламинарного течения в турбулент
ное при достижении критич значения чис
ла Рейнольдса Re*
Т о расчёт конвективного теплообмена
может быть сделан после расчёта течения
идеальной жидкости он включает опреде
ленне значений Re*, Nu, г Значение Re* on
ределяется экспериментально и находится в
пределах от 0.6 -10fi до 0 6 -107 Расчёты
показывают, что при ламинарном режиме
течения r = Pr0,i (для воздуха г = 0,84), при
турбулентном режиме течения зкепсримен
тально получено г = 0,88—0,89 Дчя лами
парного пограничного слоя зависимость для
определения теплообмена приводится к виду
No/(Re) |/2 = ФгРг", где п = 0,3—0,4, И следо-
вательно ул тепловой поток
Nu / ^4^ /2cP(Tr~Yw)
це|/г \ L / Рг
(ре„ Ре—плотность и динамич вязкость
на внеш границе слоя), т о, q№a^L~1/2
Для турбулентного пограничного слоя нз
экспериментов следует, что при Re<IOe
Nu/Re0,8 = Ф2Рг°43, а уд тепловой поток
I/O во в о 2 (Т _т \
Nli	Не г * w)
Q — -------- ----------- ——---—
“ Re08 Los Рг ’
т е	Точные значения ф ции Ф,
мо<ут быть получены численным интегриро
ванием диф vp-ний пО1раничного слоя Для
определения ф инн Ф2 обычно используются
эксперим данные
Исследования показывают, что наиболь
ших значений А и достигает в областях
повыш давления в окрестности точек (кри
тич. точек) и линий растекания в носовой
части тел, на передних кромках крыльев, ки
лей органов управления и на др выступаю
тих элементах конструкции (рис I) При
этом для ламинарного режима обтекания
Рис. 1 Схема обтекания затупленного тела сверх
звуковым потоком газа (еда Мж — плотность
температура и число Маха невозмущё'нного набе
тающего потока); 1 - головная ударная волна
2 область дозвукового течения газа, заторможен
ного почти через прямой скачок уплотненна
(зона повышенного давления заштрихована); 3
критическая точка (точка растекания); 4 обте
каемое тело
Рис, 2 Обтекание тела под углом атаки а сверх
звуковым потоком газа; I — пограничный слой,
2 — линии тока в пограничном слое, 3 — линии
тока внешнего невязкого течения
Рис 3, Схема обтекания тела сверхзвуковым пото
ком газа; I — поверхность обтекаемого тела; 2 —
область отрывного течения- 3 скачки уплотнения
84 АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тепловые потоки максимальны непосредст
веино в критич точках, а для турбулентного
режима они достигают наибольших значений
на участках пов сти, на к рых значения плот
ностн потока течения Qf максимальны, дли
двумерного течения это имеет место при чис
лах Маха у пов сти, близких к единице
Коэф теплообмена на боковых пов стих тел
значизельно меньше, чем в критич точках,
однако в связи с большой площадью этих
пов-стей тепловая зашита требует значит
увеличения веса конструкции При образо-
вании да пов сти тел шероховатости тепловые
потоки могут возрасти из за более раннего
перехода к турбулентному режиму, а также
вследствие интенсификации турбулентных
тепловых потоков на шероховатой пов-сти
(в 1,5—2 раза)
Большое значение имеет расчет А н пов
стен гиперзвук ЛА, обладающих подъемной
силой и имеющих органы управления В
этом случае возникают пространств течения,
сопровождающиеся искривлением линий то
ка и поперечными градиентами давления
(рис 2) Характерной особенностью логра
ннчного слоя прн этом является образование
вторичных течений, за счет к рых погранич
ный слой в окрестности линий растекания
утончается н тепловые потоки возрастают
Около рулей, щитков, а также при прнбли
женин к линиям стекания возможно обра
зованне местных отрывных зон с последую
щим возрастанием теплоотдачи в местах при
лнпання оторвавшихся потоков (рис 3)
При Моо>10темн ра заторможенного газа
достигает значений, при к рых становится
существенной диссоциация воздуха Часть
кннетнч энергии знеш потока, затраченной
на диссоциацию, преобразуется в теплоту в
результате рекомбинации у стенки Большое
значение при этом имеют диффузия диссо
цнир молекул к стейке и хим реакции
протекающие на пов сти и в пО1раничном
слое Выражение для расчета тепловых пото
ков в химически реагирующей смеси запи
сывается в виде (Нг = Нт), где Нг =
= fte+rV®/2, h, = 2f=(cei/i«,	dT + h„.
Здесь 3 = п/сР—обобщённый коэф теплопе
редач и, Нф—полная энтальпия |аза на пов
сти, йет— энтальпия t го компонента газа на
внеш границе пограничного слоя, сР1 и с(| —
соответственно уд теплоемкость при пост
давлении и концентрация этО[О компонента
йХ|—теплота образования i го компонента
смеси, п—число компонентов Значение а
зависит от состава газа и от степени равно
вескости хим реакций При ламинарном ре
жиме течения производится интегрирование
ур-ний пограничного слоя, включающих
ур-ння диффузии и энергии учитывающие
расход в в и выделение теплоты при хим
реакциях
Прн скорости полёта более 10—12 км/с
(межконтинентальные ракеты, космич ап
параты при входе в атмосферу и др ) в рас
чёте А н необходимо учитывать передачу
теплоты к пов сти от разогретого газа за
ударными волнами и в пограничном слое за
счёт радиан тепловых потоков Лучистые
тепловые потоки при определ условиях
(толстый ударный слой перед затупленным
телом, неравновесная диссоциация) могут
сравниться и превысить конвективные тепло
вые потоки При темп-pax, сопровождающих
такие полёты, возникает также термнч иони
зацня воздуха, сильно влияющая на коэф
конвективной) и лучистого переноса
В связи с появившимися реальными воз
можностями длит полёта в верх слоях ат
мосферы на выс более 60—80 км возник
ла необходимость расчета А н в разреж
газе, когда средний путь свободного пробе
га молекул сравним с размерами тела или
с толщиной пограничного слоя и су шест
веино проявляется дискретность среды (см
Разреженных газов динамики} Из за малой
плотности газа тепловые потоки в этой об
ласти течений малы, хотя при скоростях по
лета, равных 6—8 км/с. темп ры торможе
ния достаточно велики В этих условиях
вся область течений в зависимости от зна
ченнй параметров подобия Ке и М может
быть условно разделена на области сплош
ной среды, течения со скольжением и сво
бодномолекулярного течения В области тече
ния со скольжением разреженность среды
проявляется в первую очередь у стенки, где
скорость и темп ра газа отличаются от ско
рости и темп-ры самой стенки При свободно
молекулярном течении можно пренебрегать
числом столкновений молекул между собой
по сравнению с числом их столкновении с
пов стью тела
Для расчёта теплообмена в разреж । азе
решающее значение имеет определение коэф
фициентов аккомодации характеризующих
взаимодействие молекул газа с пов стами
тела Значения коэф аккомодации зависят
от загрязненности пов стей, их шероховатое
ти, наличия адсорбир газовой пленки, со
отношения масс молекул газа набегающего
потока и атомов материала пов сти и др При
больших скоростях полета принимают при
бл и жен но что коэф аккомодации примерно
равен единице
При полете на высотах более 100 км
роль А н уменьшается и начиная с вы
сот 180—200 км, тепловые потоки за счет
А н становятся пренебрежимо малыми по
сравнению с лучистыми потоками от Земли и
Солнца	ВС Авдуевский
АЭРОДРОМ (от греч аег - воздух и dro
mos — бег, место для бега) — специально
подготовленный земельный участок с комп
лексом сооружений и оборудования для
обеспечения взлета, посадки, руления, стоян
ки и обслуживания ЛА Различают А граж
данские, военные и испытательные
Г ра жда н скис А подразделяются в за
внеимости от характера использования — на
постоянные и временные, по назначению —
на трассовые, учебные, с х санитарной
авиации и др , по расположению на трас
сах — основные, запасные и базовые, по ви
Ду покрытий — с искусств покрытием и грун
товые, в зависимости от типа эксплуатн
руемых самолетов, размеров территории, не
сушей способности аэродромных покрытий н
др хар к на классы Военные А также
классифицируются ио ряду признаков, втч
по степени оборудованное™ и характеру
использования — на основные, запасные и
ложные, по назначению - на войсковые,
учебные, трассовые и специальные
Гражд А — гл составная часть аэропор-
та Различают 2 осп части А — лётную зону
и примыкающее к ней возд пространство
В состав лётной зоны входят лётное поле
и полосы возд подходов Летное доле —
часть А , на к рой расположены одна или
неск летных полос (ЛИ), рулежные дарож
ки (РД), перроны, места стоянки ЛА и др
площадки ДП предназначена для взлета н
посадки JIA включает взлетно-посадочную
полосу (ВПП), концевые и боковые полосы
безопасности Общая площадь и размеры
А зависят от его класса и числа ЛП Круп
ные А имеют от 2 до 6 ЛП и занимают
площадь до 7000 га
Воздушное пространство над А и прнле
гающая к нему местность (прнаэродромная
терр ) в установи границах в гори
зонт н вертик плоскостях наз р ном А В
возд пространстве над приаэродромной
терр маневрируют ЛА С целью обеспечения
безопасности полетов возд пространство
над приаэродромной терр должно быть сво
водным от препятствии Для А высокого
класса общая длина прнаэродромнон терр
может составлять 100 км и более, а шири
на — до '/3 общей длины Для обеспечения
регулярности и безопасности полётов А обо
рудуются комплексом радио и светотехн
средств Радиомаячные системы посадки
(РМС) обеспечивают управление самолётом,
заходящим на посадку В состав РМС вхо
дят курсовой радиомаяк, глиссадный радио
маяк, ближний, дальний и внешний маркер
ные радиомаяки Система светосигнального
оборудования предназначена для светового
обозначения ВПП и её участков, подходов к
ней, обозначения РД и их расположения,
а также управления движением по А с
целью обеспечения пилотов визуальной ин
формацией при выполнении взлета, посадки
и руления Л А
Испытательные А предназначаются
для летных испытании ЛА, их оборудования,
вооружения и др авиац техники (средств
спасения, средств обслуживания ЛА,
средств обеспечения полета) По техн хар
кам (число и длина ВПП, прочность аэрод
ромных покрытий) нспЫтат А относят к
разряду сверхклассных Испытат А имеет
летное поле, служебную техн застройку и
подъездные пути По назначению нслытат
А подразделяются на н н и заводские
6 7 8 9
Схема однополосного аэродрома I — зона за ст
ройки, 2 — перрон, 3 места стоянок самолётов
4 — вспомогательная рулёжная дорожка 5 — кон
цена я полоса безопасности Ь — боковая полоса
безопасности, 7—грунтовая летная полоса, 8 —
ВПП с искусственным покрытием 9 - соединитель
ная рулёжная дорожка 10 - предстартовая пло
сцадка 11—магистральная рулежная дорожка,
12 - скоростная рулежная дорожка
Н и А предназначены для летных испыта
ний опытных образцов ЛА н летных иссле
даваний авиационной техники Заводские
А предназначены для отработки и испытаний
серийных ЛА или их отД элементов, вы
пускаемых з дом или ремонтным пр тием
Испытат А оснащены обычными наземны
мн средствами связи и радиотехн обеспе
чения (РТО) полётов, а также спец сред
ствами для обеспечения лётных испытаний
К спец средствам относятся системы внеш
нетраекторных измерений (измерит РЛС,
фазовые пеленгаторы, кииотеодолитные
станции), ридиотелеметрические системы,
системы регистрации и обработки резуль
татов измерений с помощью ЭВМ, системы
управления измерит комплексом и отсчётом
времени, система отображения отд этапов
испытаний и управления летными экспери
ментами
Лит Изыскания и проектирование аэродромов
Справочник под ред 1 И Глушкова М 1979,
Эксплуатации аэродромов Справочник под ред
Л И Горенкою М 199(1	А П Журавлев
АЭРОДРОМНОЕ ПОКРЫТИЕ — устраи
вается на взлетно посадочных полосах, ру
лежных дорожках, местах стоянок н др
площадках аэродрома, предназначенных для
обеспечения нормальной круглогодичной
эксплуатации ЛА Конструкция искусств
А и зависит от расчетных нагрузок, шасси
ЛА, интенсивности эксплуатации аэродрома
и качества естеств грунтовых оснований
А п обычно состоит из трёх конструктивных
слоев собственно покрытия искусств осно
вания, естеств грунтового основания Собст
вен но покрытие и искусств основание могут
в свою очередь состоять из неск слоёв
Искусств основание повышает несущую спо
собцость грунтов
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт ^?ими^уками^!^^
А п классифицируются по характеру ра
боты покрытия под нагрузкой — иа жесткие
и нежесткие по капитальности (сроку
службы и степени совершенства) - на ка
пнтальные облегченные и переходные
К жестким А п относятся покрытия
из монолитного бетона и предварительно
напряженною железобетона из сборных
предварительно напряженных железобетон
ных плит из монолитного железобетона бе
тонные и армобетониые покрытия К А п
нежесткого типа относятся асфальтобе
тонные покрытия щебеночные груитощебе
ночные грунтогравийиые н грунтовые покры
тия обработанные вяжущими материалами
Ко всем А п предъявляют след осн требо
вания прочность надежность и долговеч
ность беспыльность пов сти ровность и дос
таточная шероховатость создающая спец
леине колес ЛА с покрытием сопротивтяе
мость климатич и гидрочогич факторам
водонепроницаемость сопротивляемость
воздействию струн выхлопных газов реак
тивных двигатетеи стойкость против вред
ного действия топтива и смазочных мате
риалов простота ухода за покрытием при
ремонте и содержании ДтЯ обеспечения
безопасности летной работы А п устраива
ют с о предел нормнр уклонами а их
пов сть—с сохраневием ровности на протя
женин всего периода эксплуатации
Капитальные А п применяют на аэро
дромах предназначенных для эксплуатации
тяжелых ЛА К капитальным относятся все
жесткие и асфа чьтобетонные покрытия Об
легченные А п испотьзуют на аэродро
мах предназначенных для эксплуатации ЛА
ср весовой категории К обличенным отно
сятся покрытия из прочных щебеночных ма
териалов Переходные А п применяют на
аэродромах предназначенных для эксп
луатапии легких самолетов К переходным
относятся покрытия из щебеночных и гра
вийных материалов а также покрытия
грунтовые и из местных материалов
Наибольшее распространение на аэродро
мах получили жесткие покрытия (бетонные
армобетониые и железобетонные) а также
многослойные асфальтобетонные В моно
литных жестких покрытиях для снижения
растягивающих сжимающих и и31ибающих
усилии при изменении темп ры и влажности
устраиваются продольные и поперечные
швы Бетонные покрытия moivt быть одно
и двухс юииыми Дтя ускорения стр ва аэ
родромов в опредет р нах и усзовиях при
меняются сборные покрытия из Предваритель
но напряженных железобетонных плит Сбор
иые покрытия как правило устраиваются
на Прочном искусств основании
Один из осн типов нежестких А п —
асфальтобетонное покрытие Оно может быть
одно двух и трехстопным Асфальтобе
тонные покрытия устраивают на прочных
искусств основаниях из Шебни обработан
ных или не обработанных вяжущими мате
риатами
Лит Изыскания н проектирование аэродро
мов М 1981	АН Журавлев
АЭРОДРОМНЫЙ УЗЕЛ — адмннистратив
но функцион обьединение посадочных полей
(аэродромов) и площадок питотажных зон
зон возд стрельб и боевых трасс Возд
и наземные |раницы А у устанавливаются
соотв гос органами Местные командные
пункты внутри А у подчиняются центр
командному пункту
АЭРОКЛУБ — авиац спортивная организа
ция Осн задачи обучение спортсменов
летному мастерству пропаганда и расп
ространение авиац знании А появились
в 30 х гг Их предшественниками были
секции кружки любителей авиации и воз
духоплавания В 1990 в С( СР работаю
св 290 А в к рых юноши и девушки
занимались авиац видами спорта само
тетным вертолетным планерным парашют
ным детьтапланерным авиамодельным
Для проведения уч легного процесса А
имеет аэродром и возд пространство (р и
полетов) авиац технику и необходимые
сооружения См также ст Центральный
аэроклуб СССР
«АЭРОЛЙНЕАС АР- г-------<
ХЕНТЙНАС» (Aero	,
Imeas Argentinas)— «и
нац авиакомпания
Аргентины Осуше
ствляет перевозки в
страны Зап Европы
Америки Азии Аф
рики и в Новую Зе
ландию Осн в 1949 В 1989 перевезла
3 7 млн пасс пассажи рооборот 8 31 млрд
п км Авиац парк —31 самолет
АЭРОЛОГИЧЕСКОЕ ЗОНДИРОВАНИЕ
определение свойств воздуха и хар к иек рых
атм процессов с помощью поднимаемых в
атмосферу приборов или дистанц мето гами
(гм Метеорологические приборы и оборудо
вание) При температурно ветровом А з оп
ределяется распределение по высоте темп ры
влажности и давления воздуха направления
и скорости ветра с использованием радио
зондов шаров пилотов и метеорот ракет
Исследования стратосферы и ниж мезосфе
ры производится с помощью метеорол ра
кет При этом сбор информации может осу
ществляться как при подъеме ракеты так
и во время спуска отделившихся от нее при
боров на парашюте При дистанц методах
А з используются посылаемые с земли ра
кет и т п акустич или эл маги (в т ч
оптические) сигналы По их изменению в
paiui слоях атмосферы и Определяют хар ки
ее состояния
АЭРОМЕХАНИКА механика полета —
совокупность методов определения денет
вующих на ЛА сил и моментов траекторий
полета летно техн и пилотажных хар к ЛА
методов анализа динамики полета ЛА его
устойчивости и управляемости Фундаментом
А являются прикладная аэродинамика
осн разделы механики (динамика мате
риальнои точки твердою тела и теория уп
ругости) и теория регулирования
Прикладная аэродинамика ЛА — совокуп
ность эксперим и теоретич методов опре
деления действующих на ЛА аэродинами
ческих сил и моментов а также шарнирных
моментов действующих на органы управле
ния в установившемся и в неустановив
шемся движении при разл их отклонениях
дает исходный материал для последующего
анализа А ЛА
Методы определения условии равновесия
(балансировки) по моментам необходимо
го условия прямолинейного установившего
ся или квазиустановившегося (например
с заданной перегрузкой) полетов вычисле
ния усилий на рычагах управления а так
же методы расчетов степени статич устой
чивости представляют собой содержание
раздела статической устойчивости и управ
ляемостн Все оценки здесь получают с
помощью прикладной аэродинамики
Методы определения летно технических
характеристик включая хар ки маневрен
ности (для самолета этот разд А называют
аэродинамическим расчетом) базируются на
осн данных по подъемной силе и сопро
тивлению аэродинамическому ЛА и осн хар
ках установл на нем двигателей во всем
диапазоне скоростей и высот полета Сюда же
могут быть отнесены и методы оптимиза
ции выбора параметров ЛА
Динамика ЛА как материальной точки
решает задачу об определении траектории
при заданных силах а также выбор оптим
траектории ЛА в атмосфере Эти методы
интенсивно развиваются как иа основе пря
мых методов оптимизации так и на основе
принципа максимума Л С Понтрягина Ис
следования в этом разделе обычно базиру
ются на изучении уравнении движения центра
масс (динамика материальной точки пост
и перем массы)
Методы определения устойчивости и управ
ляемости ЛА на осн режимах полета яв
ляются содержанием динамики полета В об
щем случае анализ Движения ЛА пред
ставляет собой весьма сложную задачу Од
иако ряд достаточно очевидных физ пред
ставлении позволяет выделить в этом боль
шом разделе А ряд подразделов Так При
условии массовой и геометрии симметрии
а также при условии малости возмущений
пространств движение ЛА описываемое ур
ниями Эйлера можно разделить иа два не
зависимых — продольное движение и боко
вое движение описываемых независимыми
системами диф ур иий и рассматривать ус
тойчивость и управляемость этих движений
раздельно
Продольные устойчивость и управляе
мость Здесь изучаются условия устойчивое
ти возмущ движения и переходные Процессы
при отклонении органов управления продо
льным движением когда движение и возму
щения происходят в вертик плоскости (век
тор скорости полета и вектор силы тяжести
лежат в вертик плоскости симметрии ЛА)
Осн переменными в диф ур Ниях Продоль
ного возмущ движения ЛА с фикенров по
ложением органов управления являются
обычно угол атаки скорость полета угол
тангажа и скорость тангажа (см ст Продо
ль мая управляемость Продольная устойчи
вость)
Боковые устойчивость и управляемость
Боковое возмущ движение описывается не
зависимой системой диф ур яий в к рые
входят осн переменные определяющие
боковое движение — угол скольжения ско
рости крена и рыскания (или к л др
эквивалентные параметры) Угол атаки,
скорость полета угол тангажа и др пере
менные определяющие продольное движе
иие остаются постоянными и являются
в данном случае параметрами (см ст
Боковая управляемость Боковая устой
чивость)
Динамика пространственного движения В
этом подразделе обычно рассматриваются
возмущ и управляемые движения с иема
лыми (конечными) отклонениями от равно
весных Это обстоятельство приводит к необ
ходимости учитывать нелинейные ииерциои
ные члены в ур ниях Эйлера (типа напр
произведения угловых скоростей и т п ) а
также азродинамич и кинематич взаимодей
ствия продольного и бокового движений
(см напр Инерционное взаимодействие
Самовращение) В этом подразделе также
рассматриваются методы анализа управляв
мых движений при одноврем отклоиеиии
органов управления продольным и боковым
движениями
Аналогичный анализ может быть прове
лен и 1тя пространств движения самолета
на окотокритич углах атаки (сваливание)
и в режиме штопора (как установившегося
так и при выходе из него)
Значит влияние на устойчивость и управ
ляемость ДА могут оказывать все более
широко внедряемые в авиации устройства
автоматизации управления Разработаны
достаточно надежные методы определения
устойчивости и управляемости ЛА в продоль
ном боковом и пространств движениях с
автоматич системами (( УУ САУ автопи
лот) рассчитанными на заданные режимы
полета и с заданными ф циями управления
Однако многие проблемы еще предстоит раз
решить
86 АЭРОДРОМНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В случае включения в контур управле
ния ЛА автоматич систем с точки зрения
матем анализа устойчивости и управляемос-
ти к ур киям его движения должны быть
добавлены ур Ния автоматич устройства,
связывающие взаимодействие осн парамет-
ров движения к рые практически вводятся
через чувствит элементы, измеряющие эти
параметры, напр датчики перегрузки угло-
вых скоростей, углов атаки и скольжения, с
движением органов управления, на к рые
подаётся воздействие исполнит привода а в
трматич устройства, т е добавляются диф
ур-ния,-описывающие перемещения opiaHoe
управления Это дополнит условие, само
по себе, может быть представлено в виде
неск ур ний, в общем случае нелинейных
и определяющих промежуточные связи сис
темы управления Методы определения ус
тойчивости и переходных управляемых про
нессов (см , напр , Заброс по перегрузке} в
этом случае значительно усложняются Для
получения окончат достоверных результатов
используются либо расчёты на ЭВМ, либо
матем или полунатурное моделирование
процессов управления Существующие
аналитич методы, как правило, носят
приближ характер и не всегда дают До
статочно полную картину
работа автоматич систем с исполнит при
водом (гидравлическим или электрическим)
приводит к достаточно широкому спектру
возможных резонансных частот, поэтому воз
никает необходимость изучения в широком
диапазоне частот и хар-к объекта регу
лирования, т е возникает необходимость
изучения влияния упругих деформаций ЛА
на его осн хар-ки Это обстоятельство было
одной из причин интенсивного развития
аэроупругости — раздела А , объединяющею
совокупность методов определения влияния
упругости конструкции на устойчивость и
управляемость ЛА
В случае учета влияния деформации кон
струкции под действием аэродинамич., мас-
совых н инерционных енл задача сводится
к установлению связи деформации с деист
вуюшими силами и моментами В этом слу-
чае увеличивается число степеней свободы и
следовательно, число ур-ний движения Вна
чале возникает необходимость установления
связи деформаций конструкции с действую
щими аэродинамич силами и моментами Эта
часть достаточно хорошо разработана и от
носится к разделу прикладной аэродинами
Ки В итоге в ур ния движения добавляют-
ся члены, учитывающие изменение сил
вследствие проявления деформации конст-
рукции и добавляются ур ния (в общем слу-
чае дифференциальные) определяющие де
формацию конструкции под действием сил и
моментов и включающие хар-ки жёсткости
конструкции Анализ полной системы ур-ний
определяющих возмущ движение упругого
ЛА как для случая без автоматич устройств
так особенно при включённой автоматике,
позволяет выделить ряд форм возмущ. дви
жеиия путём разложения в ряд ф ций учи
тываюши* влияние упругости
Учёт членов первого порядка практически
эквивалентен квазистатич учёту влияния де
формаций на моментные хар ки ЛА Члены
более высокого порядка, учитывающие более
сложные формы упругих деформаций (осо
бен но при работающих САУ и СУУ), дают
новые формы возмущ движения к рые,
как правило, не сказываются на движении
ЛА как целого В число таких видов воз-
мущ движения входят и такие как флат
тер и дивергенция Устойчивость этих Видов
движения в значит степени определяет бе
зопасиость полета, т к им свойственны
большие частоты и большие декременты па
растания амплитуд при неустойчивости Этот
вид возмущ движения практически опре
деляется взаимодействием упругих инер
ционных и аэродинамич сил и во мн случаях
может быть описан прнблнж системой ур ннй
без учёта возмущ движения ЛА
Г С Бюшгенс
АЭРОНАВИГАЦИОННЫЙ ЗАПАС ТОП-
ЛИВА (АНЗ) - часть запаса топлива на
борту Л А к началу разбега, заправленная
сверх расчетного количества, необходимого
для выполнении полёта от аэродрома вылета
до аэродрома назначения АНЗ предназна-
чен для обеспечения безопасного заверите
ния полёта с посадкой на аэродроме иазначе
ния или па запасном аэродроме с учётом
неблагоприятных случайных событий к
к рым относятся увеличение фактич. затрат
топлива по сравнению с расчётными (вследст
вие неблагоприятных отклонений метеоусло
вий полёта от принятых в плане полёта,
втч связанных с обходом зон опас
ных метеоявлений погрешностей самолёто
вождения и режимов полёта, изменений про
филя и маршрута полёта, вызванных тре
бованнямн службы УВД, отклонений хар-к
ЛА и его двигателей от принятых в Руко
водстве по лётной эксплуатации ЛА) иеоб
ходимость продлить полёт до наиболее уДа
лённого запасного аэродрома уменьшенный
по сравнению с расчётным фактич запас
топлива на борту впедствие погрешностей
топливонзмерит системы и методики иЗме
рения плотности топлива
АЭРОНАВИГАЦИЯ —то же, что навигация
летательных аппаратов
АЭРОНАВТИКА (от греч аёг — воздух и
nautfke — кораблевождение) понятие, ох
ватывающее авиацию и воздухоплавание
По установившейся в России терминологии
А обычно отождествляется только с воз
ду хоплаваннсм
АЭРООТЙТ (от греч аег — воздух и us, род
падеж olos ухо)— воспаление среднего
уха, возникающее вследствие баротравмы
при резких колебаниях барометрич давле
ния. Причина А - нарушение вентиляц
функции евстахиевых труб когда давление
в полости среднею уха не уравновешено с
наружным Признаки А болевые ощущения
в ухе и в околоушной области чувство
за 'южеИности в ухе, снижение остроты слу-
ха изменение конфигурации и окраски ба
рабаниой перепонки, иногда кровоизлияние и
разрыв перепонки При А к рый длятся
обычно 5—7 дней, члены экипажей отстра-
няются от полётов
«АЭРОПЕРУ* (Аего
Pern) нац авиа ком
пания Перу. Осуще
ствляст перевозки в
страны Юж Амери
ки и в США Осн в
1973 после
неск авиакомпании	»
созданных в 30—60 х
гг В 1989 перевезла 1 18 млн пасс
пассажирооборот 1 32 млрд п км (1988)
Авиац парк — 9 самолетов
АЭРОПЛАН —устаревшее назв самолета
АЭРОПОРТ (от греч аег — воздух и лат
portus — гавань пристань)—трансп пред-
приятие осуществляющее регулярные приём
и отправку пассажиров багажа грузов и
почты орг-цию и обслуживание полётов
возд судов
В СССР А подра гделялись на между-
народные союзного и местного значения
Международный А служит для приёма
выпуска и обслуживания возд судов выпол
няющих междунар полёты, имеет пункты
пограничного, таможенного и карантинного
контроля Деятельность междунар A per
таментируется требованиями ИКАО К >А
союзного значения относились А, об
служивающие магистральные авиалинии
Международный аэропорт Шереметьево 2, Москва
Аэропорт и Ташкенте
Имеют ВПП с искусств покрытием для
приёма самолетов первого класса (макс
взлётная масса 75 т и более) и соотв
радио и светотехн оборудование А мест
него значения считаются А, обслужи-
вающие гл обр местные возд линии В за
виси мости от годового объёма пасс перево
зок А делятся на классы (1— V) К 1 классу
относятся А с годовым объемом пасс пе-
ревозок от 4 до 7 млн Чел к V классу —
от 25 до 150 тыс чел , А с объемом пере
возок более 7 мли чел иаз виеклассны
ми, а менее 25 тыс чел — неклассифициро-
ванными
Совр А представляет собой сложный инж
комплекс сооружений зданий, техн средств
и оборудования Наиболее крупные А зани-
мают территорию в неск тыс га (Домо
дедово в Москве, Шарль де I олль в Па
рнже, Дж Ф Кеннеди в Нью Йорке в
др ) Объем годовых пасс перевозок в ря
де А мира превысил 30 млн чел (Хитроу в
Лондоне, Дж Ф Кеннеди в Нью Йорке)
А О’Хара в Чикаго обслуживает ок 60 млн
пассажиров в год
Осн элементы А аэродром, служебио
техи зона (СТЗ), обособл сооружения и
прнаэродромная территория Здания и соору
жеиия СТЗ группируются в комплексы
пассажирско грузовой, инженерно-авиацион
ный вспомогательный Пассажирско грузо
вой комплекс включает аэровокзал (один
или несколько), перронные сооружения,
грузовой аэровокзал или грузовой комплекс,
здание по обслуживанию почтовых перево
зок, гостиницу в привокзальную площадь с
автостоянками, станциями городского транс-
WWW. vokb-la.spb.ru - Самолёт своимгАДИгМЗФРТ
Аэропорт В EpiHdHC
Международный аэропорт Даллеса в Вашингтоне США
порта н торговыми киосками Как правило,
на территории пассажнрско грузового комп
лекса располагается и командно диспетчер
с кий пункт А . где сосредоточено управ
ление движением ЛА в воздухе и на зем
ле Инж авиац комплекс включает соору
ження. предназначенные для техн обслужи
вания и ремонта самолётов н вертолётов
(ангары, места стоянок авиатехники, мастер
скне, подсобные сооружения) В комплекс
вспомогат сооружений входят автобаза и
база механизации, сооружения водо и тепло
снабжения, склады, здание аварийно спасат
службы и т в
Совр. крупные А оборудованы системой
централизов заправки самолётов авиатопли
вом Для обеспечения взлета и посадки ЛА в
любое время суток независимо от состоя
ния погоды А оборудуются соотв свето
техн и радиоэлектронными системами и
приборами Ввиду особых техн требований и
необходимости защиты городов и др насел
пунктов от шума новые А располагают как
правило, на значит расстоянии от жилых
массивов
<АЭРОПРОЕКТ »— гос	проектно изыска
тельский и н и ин т гражд авиации
(ГПИнНИИ гражд авиации) Образован в
Москве в окт 1934 как Центр контора по
изысканиям и проектированию возд Линий
и аэропортов Гл управления Гражд возд
флота при СНК СССР, в окт 1959 пре
образован в ГПИиНИИ гражд авиации
Имеет несколько филиалов «А » осуществля
ет изыскания и проектирование аэропортов
аэродромов, авиац ремонтных з дов, уч за
ведений и др объектов гражд авиации
По проектам «А » построены практически
все крупные аэропорты СССР «А > ведет
проектирование объектов гражд авиации
в др странах
В 30 х гг «А » провел изыскания и
Проектирование возд линнй по всей тер
ритории СССР, к нач 40 х гг завершил
проектирование 300 осн объектов в аэро
портах СССР в т ч столичного аэро
порта Внуково В годы Вел Отечеств
войны «А » осуществил изыскания и проем
тирование возд трассы Красноярск — Уэль
каль протяженностью 4800 км В послевоен
годы «А » обеспечивал восстановление аэро
портов и вел проектирование новых объек
тов, включая аэродромы, аэровокзалы, анга
ры В 1959— 65 по проектам «А » осуществле
на реконструкция столичных аэропортов Вну
ково и Шереметьево и построен новый аэро
порт Домодедово В последующие годы
построены аэровокзалы в аэропортах
гг Минеральные Воды, Ульяновск, Рига,
Ташкент, Ростов на Дону и мн др
Рис 1 Аэросани А С Куайна
аэросани — наземное трансп средство,
скользящее по снегу н льду, с движителем
в виде воздушного винта
А цельнометаллич конструкции имеют ку
зов. установленный на трех илн четырёх лы
жах Управление выполняется носовой по
воротной лыжей, в кормовой части распо
[агается двигатель с возд винтом Существу
ют также А амфибии, у к рых кузов с лы
жами заменен лодкой со спец глиссирую
щи ми обводами и пластиковым покрытием
днища для снижения сопротивления, уве
личения Проходимости по рыхчому снегу,
повышения безопасности при движении по
тонкому льду, для прохождения полыней, а
также для движения в режиме глисснро
вания по воде, мелководью, заросшим не
судоходным водоемам Управляются А ам
фибии с помощью вертик оперения, ниж
часть к рого работает в снегу или в воде
Грузоподъемность А и А амфибий дости
гает 600 ki дальность хода до 500 км по
снегу для А н до 300 км по воде для А
амфибий. Скорость хода до 100 км/ч по
льду н до 90 км/ч по воде На А н А
амфибиях применяются порш авиац дви
гателн мощн 200 250 кВт
Первые в России А с двигателем внутр
сюраиия и возд винтом были построены на
Моск заводе •г. Ду ко» в 1908 В 1910
А С Кузин изготовил первые А, свобод
но идущие по снежной целине (рнс I)
Аэросанный транспорт в РСФСР получил
развитие после орг ЦиН в 1918 ЦАГИ и
НАМИ В 1919 была создана Комиссия по
орг-Ции постройки А (КОМПАС), в к рую
вошли видные сов ученые и конструкте
ры Н Е Жуковский, А Н Туполев
А А Архангельский и др До 40 х гг се
рийно производились и применялись в нар
х ве А АНТ IV (рис. 2) В годы Вел
Отечеств войны строились н применялись
трансп.-десантные А НКЛ 16 и боевые НКЛ
26 конструкции Н М Андреева (выпус
кались Моск глиссерным з дом) В 50—
60 х гг было начато серийное произ-во А
на лыжах «Север 2» и Ка 30. созданных в
КБ Н И Камова и А амфибий А I. А 2
А 3 (рнс 3). созданных в КБ А Н Тупо
лева
В России А и А амфибии применяют
для перевозки почты срочных грузов пас
* ? *
Рис 2 Аэросани АН Г IV
Рис 3 Аэросани амфибия А 3
88 «АЭРОПРОЕКТ»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
сажиров, проведения спасат операции и цат
рульиой саужбы
В скандинавских странах Канаде и США
в 60 70 х гг созданы т н i ндрокоптеры и
азролодки, близкие по назначению к А
амфибиям Их отличают от А - амфибий прин
ципиально другая профилировка Днища, уп
равление по курсе только возд рулём н
разнесёнными по бортам тормозами, а также
условия применения гидрокоптеры приме
ияются в осн на льду, а аэролодки —
на мелководных водоемах
Лиг Евстюшии Н И Развитие аэросни
ного транс(и>рта в СССР М 1959
/ В Михоткин
АЭРОСИНУСЙТ, аэросинуИт (от греч
аег—воздух и лат sinus — пазуха) восна
ление слизистой оболочки околоносовых иа
зух, возникающее вследствие баротравмы
прн резких колебаниях барометрии давле
ния А развивается чаще всего у ч тенон
экипажей ЛА, реже у авиапассажиров При
чина А неуравновешенность внеш давле-
ния с давлением в околоносовых пазухах,
что обычно является следствием анатомич
особенностей иЛН изменений при заболе-
ваниях слизистой оболочки носа и околоно-
совых пазух приводящих к сужению лобно
носового канала или входа в 1айморовы
пазухи Признаки А покраснение слизис-
той оболочки иоса и пазух, болевые ощуще
ния в этих областях При А к рый длится
5__10 дней члены экипажа отстраняются
от полетов
«АЭРОСПАСЬЯЛЬ» (Aerospatiale SNI)
ведущая авиакосмич фирма Франции Обра
зована в 1970 в результате слияния фирм
*Иорд авиасьон», *Ск>д авиасьон» и
«СЕРЕБ» (SEREB Societe pour I’^tude et la
realisation d’engins balistiques) Имеет четы
ре отделения (самолётное, вертолётное так
тнч ракет космич и баллистич систем) ряд
филиалов, вт ч в др странах Совм с
фирмой «Бритиш эркрафт корпорейшен» раз
работала и выпускала сверхзвук пасс са
молёт «Конкорд» (первый полет в 1969
построено 16 серийных образцов, см рис в
табл XXXV), а в составе консорциума «Тран
саль» (Transallj—воен траисп самолёт
С 160 (1963, построено 204) К программам
80-х ri относятся цроиз во в составе
консорциума «Зрбас индистри» пасс само
лётов А300. А300 600, АЗ 10 (все широко
фюзеляжные) и А320 пасс самолетов
ATR 42 и ATR 72 для коротких авиалиний
Рис 1 Пассажирским самотет Al R 42
Рис 3 Мишанетевой вертотет SA 342 «Газ< ть»
(разработаны совм с фирмой «Аэриталия»
см рис I, 2) Ведет исследования проектов
сверхзвук пасс самолетов ATSP и AGV
Фирма занимает ведущее место в Зап
Европе по произ ву вертолётов Серийно вы
Рис 2 Пассажирский самолет ATR 72
Многоцелевой вертолет AS 355 «Экюреи*
Рис 4
пускала вертолеты многоцелевые SE 313
SA 318 «Алуэт» II (1955 н 1961 соо
ветственно построено более 1300) SA 3
и SA 319 «Алуэт» III (1959 и 1967 с
ответственно, построено ок 1500). прот
Табл 1 Пассажирские самолеты фирмы «А э р ос п а с ь я л ь*
Основные данные	«Конкорд»	ATR 42 200	ATR 72
Первый Полет год	1969	1984	1988
Число и тип двигателей	4 ТРДФ	2 ТВД	2 ТВД
Тяга двигателя, кН	169	—	
Мощность дни) ателя кВт		1340	|790
Длина самолёта, м	62,|	22,67	27,17
Высота самолёта, м	|1 4	7 59	7,65
Размах крыла, м	25 6	24 57	27,05
Площадь крыла м2	358.25	54,5	6|
Максимальная взлетная масса т	181,5	15,75	199
Масса пустого самолёта т	—	9,97	12.2
Число пассажиров	|28	42	66—74
Максимальная коммерческая на			
грузка,г	12,7	4 53	7,5
Дальность полета км	6550	1195	2660
Крейсерская скорость полета км/ч	2150	497	530
Экипаж, чел.	3	2	2
Табл 2 Вертолеты фирмы «А э р ос и а с ь я л ь»
Основные данные	SA 319В «Алуэт» ill	SA 315В «Лама»	SA 330L «Пума»	SA 342 «Газель»	SA 36aN < Дофен» 2	AS 355 F «Экюрёй» 2	AS 332L «Супер пума»
Первый полет год Число н тип двигателей Мощность двигателя, кВт Диаметр несущего вннта м Число лопастей Длина вертолёта с вращающимися пни тами, м Высота вертолета с вращающимися внн тами м Сметаемая площадь м! Взлётная масса, т нормальная максимальная Масса пустого вертолета, т Число пассажиров (десантников) Максимальная перевозимая нагрузка т Крейсерская скорость км/ч Статический потолок (без учета влияния земли),м Максимальная дальность полета км Экипаж, чел Вооружение	|967 1 ГТД 649 11.02 3 (38 2 59 95 1 7 2,2 8 200 5000 710 1 2	1969 1 ГТД 649 11 02 3 |2 29 3 09 95 1 95 2,3 1.02 4 (.13 (внешняя подвеска) (90 4600 515 1	1976 2 ГТД 1175 15 4 18 15 5,14 177 7,4 3,61 20 1 96 270 1700 550	1971 1 ГТД 640 10 5 3 11 97 3 18 86 59 1.9 0 97 4 0 47 260 2370 700 1-2 Пулеметы (7,62 мм), пушки (20 мм) до 6 ПТУР	|979 2 ГТД 530 11 93 4 13 46 4 01 И 1 9 3,85 4 201 13 1 5 (внешняя подвеска) 280 1050 880 1-2 Пулеметы (7.62 мм) до 6 ПТУР. 2 протнвоко рабельные УР	1979 2 ГТД 313 10,69 3 |2 99 3,12 89 7 2 3 1 27 5 1 5 (внешняя цодвеска) 240 2350 760 1	1980 2 ГТД 1330 156 4 18 7 4,92 190 8,35 9.35 4,26 25 45 (внешняя подвеска) 280 2100 635 1—2
www.vokb-la.spb.ru - СамолетТво,
володочные SA 321 «Опер фрелон» (1962) В
80 х гг строила многоцелевые вертолеты
SA 341 и SA 342 (рис 3) «Газель» (1967 и
1971 соответственно разработаны совм с
фирмой «Уэстленд». построено св 1260).
SA 330 «Пума» (1965 построено св 700) и
AS 332 «Супер пума» (1978. см рис в
табл XXXV1I). SA 315 «Лама» (1969 в
1972 на вертолете этого типа установлен
абс мировой рекорд высоты—12 442 м)
SA 360 «Дофен» с одним ГТД (1972) и
SA 365 «Дофен» 2 с двумя ГТД (1975, см
рнс в табл XXXVII) SA 366 «Дофен» 2
(1980, разработан специально для берего
вой охраны США) SA 365М «Пантера»
(1984. многоцелевой боевой вертолет), AS
350 «Экюрей» с одним ГТД н его вариант
AS 355 «Экюрей» 2 (рис 4) с двумя ГТД
(первые полеты в 1974 и [979 соответствен-
но поставлялись в США под назв «Астар» и
«Тунистар* построено св 1150), совм с фир
мой «Мессершмитт-Бельков-Блом» создай
боевой вертолёт «Тайгер* (199I) совм
с фирмой «Дассо-Бреге» ведёт разработку
возд-космич самолёта «Гермес* Осн дан-
ные нек рых вертолётов и самолётов фирмы
приведены в табл I и 2
В В Беляев
АЭРОСТАТ (от греч аег — воздух и stalos —
стоящий, неподвижный) — ЛА использую
щий подъёмную силу заключенного в газо-
непроницаемую оболочку подъёмного газа
(водород, гелий, светильный газ. теплый
воздух), имеющего плотность меньшую,
чем плотность атм воздуха (см Аэроста-
тика} А подразделяются на свободные аэро
статы (СА) привязные аэростаты (ПА) и
дирижабли
Подъем С А ПА и статич подъем дири-
жабля осуществляются вследствие нзбыточ
ной аэростатич силы Изменение высоты
полета С А при подъеме достигается увели
чением подъёмной силы посредством сбрасы-
вания части балласта или повышением темп-
ры подъемного газа а при снижении —
уменьшением подъемной силы путем выпуска
части газа через спец клапан или охлаж
дением подъемного газа ПА при подъеме
стоянке иа высоте и спуске удерживается
привязным тросом СА используются для
многосуточных полетов (Дрейфов) с разл
аппаратурой (см Дрейфующий аэростат),
для кратковрем полетов в автоматич ре
жиме и с экипажем (см Стратостат) для
спортивных нсследоват, воен и др целей
ПА используются для подъема нсследоват
аппаратуры средств связи, радиолокаторов
ретрансляторов, метеозондирования и др
целей Дирижабли могут использоваться
для трансп перевозок, экспедиц полётов
ведения разведки поиска подводных лодок
затонувших судов, мин косяков рыб для
снасат работ рекламы, туристич полетов
и т п
Историческая справка Первый
проект А был разработан итал учёным
Франческо де Лана Торци в 1670 А пред-
ставлял собой летающую лодку (барку)
подъемная сила к рой создавалась путем
откачки воздуха из четырех медных шаров
движителем являлся парус (позиция I на
рис )
5 июня 1783 во Франции братья Ж и
Э Монгольфье продемонстрировали полет
СА Тепловые аэростаты братьев Монголь
фье, назв «монгольфьерами» изготовлялись
из льняной ткани, обклеенной с днух сторон
бумагой Они наполнялись у земли возду-
хом. нагретым до 70—100 °C 21 нояб 1783
франц воздухоплаватели Пилатр де Розье
и д’Арланд на «монгольфьере» (2) соверши
ли полёт, продолжавшийся ок 25 мин В
том же году член Петерб АН Л Эйлер
вывел формулы для расчета подъемной
силы А
По поручению франц АН Ж Шарль в
1783 вместе с механиками братьями Робер
разработал и построил А наполненный во-
дородом (3) Оболочка А была изготовлена
из легкой шёлковой ткани, покрытой раство-
ром каучука 1 дек 1783 Шарль и М Н Ро
бер совершили на этом А («шарльере»)
первый полет Длившийся 2 ч В полете была
определена темп ра воздуха на выс 3400 м
В дальнейшем применялись как «монголь
фьеры» так и «шарльеры» получившие об
шее назв «воздушные шары» В 1785 Пилатр
де Розье для перелета через Ла-Манш пост
роил А особой конструкции т и «розьер»
(4) С 1794 для наблюдения за полем боя
стали использоваться ПА, имевшие шаровиД
ную форму и поднимавшиеся на двух канатах
на выс до 500 м С А использовались для
развлекат и науч целей
Демонстрации полета С А без людей
(«шарльера») в России впервые состоялись
в Петербурге (24 нояб 1783) и Москве
(19 марта 1784) Первые полеты с человеком
были осуществлены Ж Гариереном 20 июня
и |8 июля 1803 в Петербурге и 20 сент
1803 в Москве В 1804 летом Петерб АН
был организован полет акад Я Д Захарова
и фламандского физика и воздухоплавателя
Э Робертсона Во время этого полета на выс
2500 м впервые проводились аэрологич
наблюдения
|6 сент 1804 франц физик Ж Гей
Люссак поднялся на С А на выс 7 км
С 1823 для наполнения СА кроме водорода
стал применяться более дешевый светильный
газ. что способствовало значит увеличению
числа полетов в Европе и США В [861 —
66 в Великобритании на СА проводились
снстематич метеорол наблюдения В 1875
Г Тиссандье поднялся на СА на выс 8 6 км.
применяя кислородные подушки
Большой вклад в развитие воздухоплава
ння внес Д И Менделеев, внедривший
(1874—75) в практику полетов А высотомер
высокой точности и выдвинувший идею стра-
тостата с герметичной кабиной Пионером
аэрологии в России был акад М А Рыкачев
С 1868 он совершал полеты на С А, на к рых
устанавливались психрометр, анероид и тер
мометры Учитывая сложность и высокую
стоимость полетов с людьми, проф М М По-
морцев предложил применять небольшие
шары-зонды для замера скорости ветра на
высотах В 1892 в Германии был осу шест
влен запуск первого шара зонда т е иеболь
шого А , снабженного самопишущими прибо
рами для замера темп-ры и давления
Воен применение СА началось в 1849 во
время войны Италии против Австрии за неза-
висимость Австрийцы для бомбардировки
Венеции применили небольшие тепловые С А
(объемом 82 м3) с подвешенными к ним зажн
гат и разрывными бомбами ПА применялись
во время Гражд воины в США в 1861—65
Франц воздухоплаватель А Жиффар в
1867 построил ПА объемом 5 тыс м3, а для
Парижской выставки 1878 - ПА сферич
формы объемом 25 тыс м3 и выс 55 м
в гондоле к рого на выс 500 м поднималось
40 пасс ПА и С А применялись во время
фраико прусской войны 1870 — 71 При осаде
прусскими войсками Парижа за 4 мес бло
кады на 66 С А объемом 1000—2000 м3 из
Парижа было отправлено ок 3 млн писем
и более 150 пасс причем обратная связь
осуществлялась при помощи голубей выво-
зимых на А Во время Парижской коммуны
СА применялись для разбрасывания листе
вок Англичане использовали Г1А в кодо
ниальных войнах 1885 и в войне с бурами
1899 —1902 Япония применяла ПА с 1891
сначала в войне с Китаем, а позднее
против рус войск в боях под Порт-Артуром
В 1893 в Германии капитан А Парзеваль
разработал более совершенную конструкцию
ПА т н змейкового типа с удлиненным кор-
пусом (5). позволявшим вести наблюдения
при скоростях ветра до 15—17 м/с на выс
до 1 км В 1885 в России была создана
воздухоплават кадровая часть возглав-
ляемая А М Кованько В 1897 швед ис
следователь С Андре безуспешно пытался иа
специально оборудов СА объемом 5 тыс м3
достигнуть Сев полюса
В кон 19 в начали организовываться
аэроклубы, объединявшие спортсменов воз-
духоплаватетен |2 апр 1899 состоялось
первое состязание СА К нач 1 й мировой
воины в этих соревнованиях участвовали сот
ни СА Спортивные СА поднимались на выс
св 8500 м. Поодолжительиость полётов сос-
тавляла до 36 ч Рекордная выс 10 800 м
была достигнута в 1901 нем воздухоплава
телямн Дермсоном и Зюрингом 8—10 февр
1914 пилот Берлинер пролетел 3052,7 км
Рекорд продолжительности полёта при
надлежал нем пилоту Каулену иаходиаше
муся в цолете |3 —17 февр 1914 в течение
87 ч Развитие воздухоплавания на ПА н
СА в значит мере способствовало развитию
практич метеорологии и созданию дирн
жаблей
К нач I й мировой войны в армиях всех
воюющих стран были созданы воинские под-
разделения имевшие на вооружении ПА
конструкции Парзеваля, позднее н типа
«Како» (6) а также дирижабли Для общей
и арт разведки использовались А на-
блюдения, для защиты от налета бомбарди
ровочнои авиации городов и портов — А
заграждения К концу войны в армиях и
флотах Франции Германии Великобрита
нии Италии и США применяли по 200—300
А наблюдения поднимавшихся на выГ 600—
1000 м По неск сотен А заграждения,
поднимавшихся на стальных тросах на выс
2—4 км, имелось во Франции Великобрита
ими Германии и Италии В России А наблю
дения использовались для фронтовой развел
ки К кои 1917 иа всех фронтах было 87
воздухоплават отрядов иа вооружении
к рых состояло ок 200 А наблюдения
В Петрограде действовала офицерская воз
духопланат школа
В первые дни установления сов власти
в нояб 1917 для руководства Возд флотом
было создано Бюро комиссаров авиации и
воздухоплавания В нач 1918 состоялся I й
Всерос воздухоплават съезд к рый наметил
программу развития отечеств воздухоплава
ния В первом сов научном авиац учреж
деции «Летучая лаборатория» (Москва)
руководимом проф Н Г Жуковским, в
мае 1918 был создан аэростатный отдел
10 авг |918 при Реввоенсовете Республики
создается Полевое управление авиации и
воздухоплавания действующей армии (Авна-
дарм) В [Оды Гражд войны наряду с авиа
цией широко использовались воздухолланат
части Было проведено ок 7 тыс боевых подъ
емов А с пребыванием в воздухе ок 10тыс ч
А нспользовачись речными флотичиями иа
Волге Каме и Днепре
В 1920—30 е гг велись работы по улучше-
нию А наблюдения и А заграждения про
ходили нац и междунар соревнования спор
тивных СА (7) В Великобритании, США
Франции и СССР осуществлялись исследо-
вания по аэродинамике и прочности А
Применение А заграждения как составной
части ПВО отрабатывалось совм с авиа
цией, зенитной артиллерией прожекторными
а позднее и с локаторными установками
Работы по усовершенствованию А заграж
дения проводились во Франции Велико
бритаиии Германии В Великобритании были
разработаны А заграждения, способные
поднимать стальные трОеЫ днам 5—8 мм
на выс 1—4 км (1ри скорости ветра до
25 м/с Привязной трое имел систему воору
90 АЭРОСТАТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
жеиия (соответствующим образом подвешен-
ные на нём боевые заряды), способствую-
щую разрушению налетевшего на него само
лёта Для повышения маневренности А
наблюдения в Италии, Германии, Великобри-
тании и США были разработаны мотора
зованные аэростаты, а во Франции — гели
костат системы Эмишена, имевший винты
вертик и горизонтальной тяги, что придавало
ему качества А и вертолета Для изучения
стратосферы с 1931 в Бельгии, Польше, Фран
ции и США строились стратостаты для
подъема экипажа в герметичной кабине (8)
В СССР и во мн странах мира с 1931
стали применять радиозонд, разработанный
П А Молчановым, Что позволило уже к
40-м гг регулярно изучать атмосферу на
выс до 30 км 30 сент 1933 на страто
стате «СССР-1» (9) воздухоплаватели Г А
Прокофьев, К Д Годунов и Э К Бирнбаум.
совершили подъем на выс ок ]9 км 3 сент
1935 на СА объёмом 2200 м3 пилотами
И И Зыковым и А М Тропиным был
совершен рекордный полет продолжитель-
ностью 91 ч 15 мин из Москвы в Акгю
бинскую обл В 1935—39 разрабатывался и
испытывался стратостат парашют конструк
цнй Т М Кулинченко К 1940 было совер-
шено более 1000 учебных, тренировочных
и науч полетов на А объёмом от 150 До
2200 м3 Регулярно совершались полеты на
выс до 10 тыс м на субстратостатах,
экипаж к рых находился в открытых гондо
лах, применяя на выс более 4 км кислородные
маски СА использовались для подъема пла-
нёров и высотных прыжков парашютистов
В марте 194] на СА воздухоплаватели
С С Гайгеров и Б А Неверное совершили
рекордный полёт из Москвы в Новосибир-
скую обл , пролетев за 69 ч 20 мин 2767 км
К нач 1941 сов воздухоплаватели завоевали
17 междунар рекордов из 24 в сетке ФАИ
Во время 2-й мировой войны применялись
А всех видов А заграждения использо-
вались для защиты городов, портов, карава-
нов судов и прикрытия десантных операций,
они заставляли самолёты противника либо
обходить защищаемую зону, либо поднимать-
ся выше А , что снижало точность бомбо-
метания В Великобритании применялись А
заграждения двух типов MKVI объемом
76 м3 для защиты флота и MK-VI1 объёмом
540 м3 для защиты городов и наземных объ
ектов Многие англ А заграждения имели
вооружение В июле 1944 в р не Лондона
поднималось ок 2 тыс А , из к рых ]600
нмели подвесные снвряды
Нем А заграждения объемом от 70 до
200 м3 поднимались на выс до 1500 м А
наблюдения успешно использовались в Гер-
мании до конца 2 й мировой войны (имели
объём I тыс м3)
В Японии в 1937—39 применялись А на
блюдения и моторизов А С 1939 Япония
разрабатывала автоматич А (АА) для ia
броса на территорию противника авиабомб
В 1944 серийно строились АА объемом
540 м3 с оболочками из спец бумаги для по
лётов на выс до 11 км в течение 50—70 ч,
имевшие боевую нагрузку 50 кг (10) А
имел автоматич устройство, регулирующее
высоту полёта (днем 11,5 км, ночью 6—9 км)
Используя струйные течения в атмосфере на
выс 9—И км, АА, запускавшиеся в Япо-
нии, могли Долетать до центр р-нов США
н Канады, поджигая посевы и леса и Прон i-
водя разрушения Было изготовлено ок 10
тыс АА, запуск к рых начался 3 нояб 1944
К маю 1945 было запушено ок 9 тыс АА
долетело не менее 1000 После появления
над территорией США первых япон А А
более 500 самолетов участвовало в опера
циях по их обнаружению и уничтожению,
проводившихся с 1 дек 1944 по 1 сент 1945
Сбито авиацией было только 2 А А
В СССР были созданы разл А наблюдения
и всепогодные А заграждения (конструкции
Годунова и ЦАГИ) БАЗ 136 объемом
490 м3 (11), КАЗ объемом 675 м3 и др,
способные поднимать стальные тросы (тросы
имели вооружение) диам 5 -8 мм на выс
до 1 км, а в ряде случаев до 4800 м, находясь
в воздухе при скорости ветра до 25 м/с
А заграждения применялись для защиты
Москвы, Ленинграда, Горького Саратова,
Ярославля, Сталинграда и Севастополя на
Тихоокеанском флоте и в др местах В Моск-
ве в конце войны поднималось до 445 А
в Ленинграде - до 360 Сов А наблюдения
(12) успешно применялись для арт разведки
и корректирования огня артиллерии на Ле-
нинградском, Волховском, Карельском, При-
балтийском фронтах во время боев под Моск
вой, в Карпатах и в завершающих боях в
Берлинском сражении В 1943 было осу
ществлено 5 тыс боевых подъемов, в 1944 —
7 тыс За 1943—44 А наблюдения провели
в воздухе св 13 тыс ч ПА применялись
в СССР и для подготовки парашютистов
После 2 й мировой войны воздухоплавание
интенсивно развивалось в СССР, США, Ве-
ликобритании, Франции Японии и др стра-
нах Успехи в улучшении конструкции, летно
техн хар-к стали возможны благодаря созда
нию полимерных пленочных материалов для
изготовления оболочек, достижениям ра-
диоэлектроники, позволившим автоматнзи
ровать управление А
С нач 50 х гг в США стали применять
АА, полет к рых происходит в стратосфере
АА могут летать на выс от 6 до 50 км
в заданном диапазоне высот, совершая длит
и кратковрем полеты АА используются дли
изучения возд течений, метеозондирования,
физ исследований разведки, дальней радио-
связи и др целей Проводятся запуски как
одиночных АА так и массовые запуски с
использованием механизир видов старта
Длительность полета АА может изменяться
от неск ч до неск лет На выс 45—52 км эти
А могут летать с аппаратурой массой в
неск десятков кг, на выс до 30 км — с
полезным грузом массой в сотни кг, а на
выс 20—25 км — с грузом массой 5- 6 т
и более
С 1951 во Франции проводятся астрономии
исследования на высотных СА Вначале ис
следования проводились на СА с экипажем
в герметичной гондоле, к рая крепилась
к оболочке из прорезиненной материи или
к гирлянде из резиновых оболочек (полеты
астронома О Дольфюса), а в дальнейшем
с использованием АА с пленочными оболоч
ками, поднимавшихся на выс 32 км 19—20
авт 1957 на стратостате «Манхай И» с
плёночной ободочкой объемом 84,95 тыс м3
амер пилот Сименс в герметичной кабине
совершил полёт иа выс 30 933 м продол
жительностью 33 ч 10 мин 4 мая 196] амер
пилоты М Росс и В Пратер поднялись на
стратостате с оболочкой объемом 283 ]7
тыс м3 на выс 34 668 м ВоздуХо
плаватели находились в гермокостюмах в
открытой гондоле
В США астрономии исследования на АА
(т н баллонная астрономия) проводятся
с I960 В марте 1963 на А А с оболочкой
объемом [48,666 тыс м3 на выс 24,5 км
была поднята астроНцмич станция массой
4,5 т При этом общая масса поднимаемого
груза была 69 т 27 окт 1972 на АА с обо
лочкой объемом цк ] 4 млн м3 на выс 52 км
была поднята аппаратура массой 113 кг
С 1962 проводились большие междунар
программы по изучению атмосферы и физ
явлений путем массовых запусков АА и При
меиения высотных грузоподъемных АА для
астрономич исследований н др целей Иссле
дования атмосферы космич излучении i
использованием АА проводились науч
орг Ниями США Великобритании, Фран
ции, ФРГ Японии и др стран В ряде стран
созданы спец воздухоплаваг полигоны
(Австралия, Новая Зеландия, Индия, Египет,
Турция Норвегия и др ) Только в США
с 1950 по 1970 было запущено 20 тыс высот
ных АА
В 50 е гг в США и Зап Европе возоб-
новились спортивные полеты на СА, напол
няемых водородом, а с 60-х гг — наполняе-
мых теплым воздухом Спортивные полёты на
дальние расстояния с экипажем проводились
на А с пленочными оболочками с исполь-
зованием техники, разработанной при Созда
нии АА В 1978 на пилотируемом СА «Дабл
игл 2» с упрочненной плёночной оболочкой
амер воздухоплаватели М Андерсон, Б Аб
руццо и Л Ньюмен пересекли Атлантич
океан, установив при Этом рекорд продолжи
тельности полета (137 ч 5 мин 50 с), а в
1984 американец Д Киттингер пересек Ат
лантич океан в одиночку В нояб 1981 чет
веро воздухоплавателей из США и Японии
на СА «Дабл игл-5» совершили перелёт
через Тихий океан, пролетев 8328,54 тыс км
за 3,5 дня Наряду с АА во мн странах
применяются радиозонды, передающие пока
зания аппаратуры, замеряющей темп рУ, дав-
ление и влажность воздуха (потолки их
достигают 45—48 км)
В СССР После Вел Отечеств войны разра
батывалнсь и применялись СА разл конст-
рукций для проведения науч исследований
С помощью СА изучались структура атмо
сферы, запыленность, турбулентность, облач-
ность, космич излучения и т п Исследова-
ния проводились на СА, поднимавшихся на
выс До 30 км Для систематич исследова-
ний атм турбулентности применились пле-
ночные автоматич А парашюты объёмом
3,4 тыс м3 поднимавшиеся на выс 23 км
(13) Затем газ выпускался а оболочка,
принимавшая форму парашюта, опускала ап-
паратуру, допуская многократное использо
ванне А Для пиковых (кратковрем ) по
летов на выс 25—28 км Применялись А -
парашюты объёмом 20 тыс м3, изготовлен-
ные из графитизир шелковой материи, что
исключало воспламенение водорода от элект
рич разрядов Для подъема грузов массой
до 150 кг на выс до 30 км использовались
АА гирляндной системы с резиновыми обо
дочками Для проведения исследований на
выс до 30 км применялись и АА с плё-
ночными оболочками разл объёмов Наряду
с запуском АА в СССР выполнялись полеты
СА с экипажем на выс до 4 км 25—28 окт
1950 на субстратостате «СССР ВР-79»
(14) воздухоплаватели С А Зиновеев,
С С Гайгеров и М Н Кирпичёв совер-
шили рекордный полет длительностью 84 ч
24 мин пролетев более 4000 км I нояб
1962 на стратостате «Волга» с пленочной
оболочкой объемом 72,9 тыс м3 (15) пилоты
11 И Долгов и Е Н Андреев в 1ерме-
тичной гондоле поднялись на выс ок 25,5 км
С 60 х гг в СССР проводились полёты АА
с пленочной оболочкой объемом 107 тыс мэ,
поднимающего астрономич станцию массой
6 г на выс 20 км (16)
К нач 198] в США было построено ок
2500 спортивных тепловых СА (17), в др
странах —ок 500 С 1968 в США н Фран-
ции осуществляются разработки ПА для
подъема ретрансляторов, исследоват и раз-
ведыват аппаратуры В США проводятся
опытные работы по использованию ПА для
крановых работ и транспортировки древе-
сины в горных р-нах В 1972 в США были
разработаны ПА типа «Фамили 11» объемом
от 5,7 До 11,3 тыс м3 для разд воен и
коммерч целей (обеспечение радиорелей-
1<ой и телефонной связи, радарного об тора
и т п ) Наибольшая высота подъема этих ПА
достигала 5500 м Одновременно с ПА типа
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт cbohmiA^US^C?АТ	Я
К ст Аэростат I - .летающая лодка Франческо де Лана Торци (Италия. 1670). 2 —«монгольфьер» (Франция,
1783), 3 — «шарльер» (Франция, 1783), 4—«розьер» (Франция, 1785), 5 — привязной аэростат конструкции
А Парзеваля (Германия, 1893), 6 — привязной аэростат типа «Како» (Франция. 1915), 7 — спортивный сво
бодный аэростат. 8 — стратостат О Пиккара (Бельгия, 1931), 9 — стратостат «СССР!» (СССР 1933)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
К ст Аэростат 10 — автоматический аэростат (Япония, 1944). 11 — аэростат заграждения БАЗ 136 (СССР, 1941),
12 — аэростат наблюдения АН-540 (СССР, 1941), 13—автоматический аэростат парашют (СССР, 1950), 14 —
субстратостат «СССР ВР 79» (СССР. 1950), 15 — стратостат «Волга» (СССР, 1960), 16 — стратосферная
астрономическая станция «Сатурн» (СССР, 1964), 17 — современный тепловой аэростат (США, 1980 е п ).
18- современный привязной аэростат (США, 1980-е гг )
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
*3
«Фамили 11» для ретрансляции разрабаты
вались ПА типа «ТКОМ» обьемом от 14
до 17 тыс м3 Наиболее распространен-
ными из ПА типа «ТКОМ» являются ПА
«Марк VI» объемом 2,8 тыс м3 и «Марк VII»
объемом 7 тыс м3 ПА «Марк-Vll» подни-
мает на выс 3 км груз массой до 2000 ki
при скорости ветра на высоте подъема до
39 м/с При флюгерном закреплении у земли
ПА «Марк VII» рассчитан на скорость ветра
46 м/с Подъем ПА типа «ТКОМ» может
проводиться на гросах из стальной прово
доки и синтетич волокон (18)
В США, Великобритании, Франции Япо-
нии и др странах проводятся программы
по исследованию атмосферы с использо
ванием АА, создаются более совершенные
системы А А и ПА и изучаются возмож-
ности их применения для решения ряда
трансп и воен задач
Лит Вей гелин К Е Очерки по истории тет-
ного дела [ки l[ М 1940 Полозов Н П
Сорокин М А Воздухоплавание М 1940
С гобровскии Н Г Наша страна — родина вы
духоплавания М 1954, Применение аэростатов в
исследовании свободной атмосферы Труды ЦАО
в 1<Ю М 1970 Крат В А Котляр Л М
Баллонная астрономия М 1972 Чернов А А
Путешествия на воздушном шаре Я 1975
Р В Пятышев
АЭРОСТАТИКА (от греч аег — воздух и
stattke - учение о весе о равновесии) —
раздел аэродинамики, изучающий условия
равновесия жидкостей и [азов (преим воз
духа) и действие этих сред на ttoi ружейные
в них тела Область А занимающаяся нс
сжимаемой жидкостью обычно наз гидро-
статикой
В покоящейся среде могут возникать толь
ко нормальные напряжения, а касательные
напряжения обращаются в нуль, поскольку
вектор скорости V = 0 Вследствие этого нор-
мальное напряжение, приложенное к эле
ментарной площадке не зависит от ориен
тации этой площадки в пространстве [Этот
результат об изотропии нормальных напря-
жений в сплошной среде впервые был уста-
новлен франц ученым Паскалем (В Pascal)
в сер 17 в и известен в физике как закон
Паскаля ]
Ур-ния равновесия среды получаются из
Навье—Стокса уравнений, если в них поло-
жить V = 0
pF = gradp
где F — вектор массовых сил, g — плотность
р — давление Для однородной несжимаемой
жидкости (g =const) отсюда следует что
массовые силы должны об падать потенциа
лом П (F = gradTl) Однако в общем спучае
сжимаемой жидкости они могут быть и непо-
тенциальными и ур ния равновесия среды
накладывают ограничение на поле массовых
сил Это ограничение имеет вид FrotF =0
и представляет собой условие существования
пов-стей нормальных к силовым пиниям рас-
сматриваемого поля массовых сил Потен-
циальные массовые силы, наиболее часто
встречающиеся в Прикладных задачах аэро
динамики, удовлетворяют этому условию
автоматически rotF — —го! gradll =0
Ур ния равновесия замыкаются энергии
уравнением и ур-нием состояния среды
На основе ур ний А для заданного вектора
F определяются поля газодинамич перемен
ных и вычисляются силы действующие на
пов-сть погруженного в среду тела в част-
ности гл вектор сил давления Р на пов сть
погруженного тела определяется выраже
нием
Р= — JTgradpdT= ^pFdr,
где т — объем тела В случае если массовые
силы — гравитационные вектор Р равен
по модулю весу жидкости в объеме тела
и направлен в сторону противоположную
направлению си ты тяжести вследствие чего
сиду Р часто наз выталкивающей силой
Этот результат известен как Архимеда закон
Ур ния А испотьзуются при решении разл
геофизических и астрофизических задач
определение равновесного состояния атмо
сферы Земли (см Барометрическая форму-
ла) и других планет определение рав-
новесной формы вращающейся жидкости
(применительно к задаче о форме Земли и др
планет) и т и На их основе вычисля
ются хар ки аэростатов Аэростаты в зависи
мости от устройства и применения могут
перемещаться в атмосфере как совместно
с возд массой так и внутри нее Поэтому
в общем случае их перемещение определяется
законами как А так и аэродинамики В
связи с этим аэромеханику свободных аэро-
статов обычно рассматривают отдельно, и
условно се также наз аэростатикой, понимая
под этим механику попета свободного аэро-
стата	Р В Пятышев
аэротермодинамика раздел аэро
динамики, изучающий гиперзвуковые течения
газа, когда наряду с динамич эффектами
скоростной напор напряжение трения (см
Тензор напряжении) и др — становятся су
щественными и термодинамические (тепло
передача аэродинамическое нагревание)
В этих условиях на хар ки течения большое
влияние оказывают реального газа эффекты,
неравновесность течения, а также абляция
обтекаемой пов сти, ее каталитич и др
свойства (см также Неравновесное те
чение)
АЭРОУПРУГОСТЬ аэромеханика уп-
ругого ЛА — раздеп прикладной механи
ки, в к ром рассматривается взаимодействие
ЛА как упруюи системы (упругого ЛА) с
возд средой Аэродинамич сипы действую-
щие на ЛА при его движении в воздухе вы-
[ывают деформации упругой конструкции
приводящие в свою очередь к изменению
аэродинамич сил Все явления рассматри
ваемые в А , по своему характеру подразде
ляются на статические и динамические К
статич явлениям относятся те Для к рых ха
рактерно взаимодействие аэродинамич сил
и сил упругости конструкции дивергенция
несущих пов-стей (крыла оперения) реверс
органов управления ЛА, влияние упругости
конструкции на перераспределение аэроди-'
намич нагрузки и на стагич устойчивость
ЛА К динамич явлениям относятся те, для
к-рых существенным оказывается взаимодей-
ствие аэродинамич , инерц сил и сил упру
гости флаттер срывной флаттер бафтинг
трансзвуковые автоколебания органов уп
равления ЛА реакция Упругой конструк-
ции На действие атмосферного возмущения
влияние упругости конструкции на динамич
устойчивость ЛА, наглядное представление
о классификации явлений А дает т н треу-
гольник А (рис I) В вершинах треуголь-
ника показаны три вида сил — аэродинамич
А инерц И и силы упругости У конструкции
Сплошные пинии обозначают взаимодействие
между силами Внутри треугольника указаны
динамич явления А (взаимодействуют все
три вида сил) а на стороне треугольника
АУ — статич явления А (взаимодейству
ют аэродинамич силы и силы упругости)
Учет Дополнит воздействий на ЛА приводит
к более сложным проблемам Так аэроди
намическое нагревание конструкции ЛА
влияет на изменение частот форм и декре-
ментов колебаний (одно из явлений аэро-
те р м о у пру гости)
Самостоят раз тел А представляет раздел,
в к ром изучаются явления при сложном
взаимодействии упругого ЛА с возд потоком
и функционирующей системой автоматич
управления (САУ) Иногда эти явпении
объединяют под назв «а эр о а в го у п р у
гость» Динамич свойства этого замкну
Рис. 1. Треугольник аэроупругости А — аэродина
мнческие силы У — упругие силы И — инерпион
ные сизы I явления статической аэроупругости
(Д — дивергенция Р _ реверс органов управления
PH распределение аэродинамической нагрузки с
учетом vnpviocTH конструкции ЛА СУУ — стати
ческая устойчивость упругою ЛА) 2 — явления
динамической аэроупрмгости (Ф — флаттер СФ —
срывной флаттер Б — бафтинг, ТА траяезну
ковые автоколебания НВ - реакция упругой кон
струкции на действие неспокойного воздуха, ДУУ —
динамическая устойчивость упругого ЛА) 3 —
явления не относящиеся к аэроупругости (ДУ —
динамическая устойчивость у]А как твердого тела
МК механические котебаиия вне потока)
Рис 2. Структурные схемы а — для задачи аэро
динамической устойчивости (флаттера) б _ для
задачи динамической реакции на внешнее воздейст-
вие А — аэродинамические Силы, И — инерционные
силы У — упругие силы F(<) — внешнее воздей-
ствие у — реакция
того колебат контура (среда, упругий ЛА,
САУ) определяются одновременно аэроупру
гимн хар ками конструкции ЛА и хар-ками
тракта управления — от чу ветвит элементов
(датчиков) До приводов органов управле-
ния Взаимодействие ЛА с САУ может при-
вести к потере копебат (аэроупругой) устой-
чивости всего контура Это взаимодействие
весьма существенно и для активных систем
управления
При анапитич подходе к решению задач
А выделяют задачи на определение устой-
чивости и реакций конструкции В этом
случае устойчивость авиац конструкции
понимается как «устойчивость в малом»
(по А А Ляпунову) При данной скорости
потока устойчивость аэроупругой системы
обеспечивается тогда котта после прило-
жения возмущающей силы результирующая
Деформация конструкции остается конечной,
т е если деформация етремится к нулю при
стремлении к нулю возмущающей силы, то
система устойчива При этом рассматрива-
ются задачи статич и динамич устойчиво-
сти В [адачах определения реакции конст-
рукции на приложенную внеш нагрузку
искомой реакцией Может быть деформация.
94 АЭРОСТАТИКА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
перемещение или напряжённое состояние уп
ругой конструкции К таким задачам относят
ся исследования бафтинга, реакция упруго
го ЛА на действие неспокойного воздуха и др
Задачи на определение устойчивости и
реакций имеют важные различия как в матем
описании, так и в методах их решения
Матем задачи устойчивости описываются
Системой однородных диф ур-ний, решение
к рых сводится к проблеме определения комп
лексных собств значений вещественной мат
рнцы Задачи об отыскании реакций описи
ваются системой неоднородных ур ний, имею
щей в обобщённых координатах след внд
Cq‘+VDq+(G+V2B)q=F(0.
где С — матрица инерционных коэф G —
матрица жёсткости VD и V2B — соответ
ственио матрицы аэродинамич жесткости и
аэродинамического демпфирования, F(() —
вектор внеш сил q — вектор обобщённых
координат, V — вектор скорости набегаю
щего потока В задачах устойчивости вектор
F(T) ==0 Различие между задачами динамич
аэроупругой устойчивости (напр , флаттера)
и определения реакции иллюстрируется
структурными схемами, представленными на
рис 2 Замкнутый контур иа схеме рис 2
а описывает самовозбуждающиеся колеба
ння прн флаттере на рис 2, б приведена
схема описывающая динамич реакцию кои
струкции иа внеш воздействие
В задачах устойчивости гл интерес пред
ставляет отыскание крнтнч состояний при
к рых происходит потеря устойчивости В
этом случае упругие деформации конструк
ции могут рассматриваться бесконечно ма
лымн что допускает линеаризацию оцисыва
юшнх задачу ур ний При определении реак
дни осн интерес представляют конечные
деформации н напряжения в конструкции
и в общем случае — нелинейные эффекты
Вычислит методы решения задач А выбн
раются в зависимости от принимаемой упру
го-массовой схемы конструкции ЛА и ис
пользуемой теории определения аэроднна
мич воздействий на деформирующийся ЛА
В основе этих методов лежит допущение о
том, что колебаинн ЛА — системы с беско
нечио большим числом степеней свободы —
могут ()ыть опнсаиы с достаточной точностью
ур ннями для системы с конечным числом
степеней свободы, т е в ур иИи для отыска
ния реакций вектор q можно представить
в виде конечного ряда
п
i—।
где f,(x. г) —координатные ф ции нек рого
t го элемента конструкции
В качестве координатных в разл методах
могут быть выбраны след ф ции I Ф иии,
описывающие формы собств колебаний кон
струкции вне потока (метод заданных форм
котебаиий) Этот метод широко применяется
при балочио стержневой схематизации
конструкции (метод Га деркина -Буб
нова) 2 Ф пин в внде полиномов по декар
товым координатам деформирующейся
_ с
пов сти / (х, z) =х z ‘ где г, и S, — набор
целых чисел (т н метод Ритца, нли ме
тод многочленов) Такой подход удобен для
анализа колебаний несущих пов стей малою
удлинения Конструкция крыла (оперения)
прн этом схематизируется в виде системы
балок (Лонжероны, нервюры) н трапециевиД
ных панелей (обшивка) Деформация харак
теризуется смешением срединной пов-сти
нек рой эквивалентной анизотропной плас
тнны Для определения деформаций исполь
зуется т и гипотеза прямых нормалей
3 Метод сосредоточенных масс применяется
при балочной схематизации конструкции и
для каркасно кессонной схемы представля-
ющей собой каркас из перекрестных балок
и кессонов (кессонно балочного типа), прн
соединённых к каркасу (рис 3) В этом
случае вектор обобщенных координат может
определять перемещения (угловые и линей
ные) конечного числа точек (узлов) конст
рукции, в к рых размещены сосредоточенные
грузы представляющие массу ЛА 4 В ка
честве координатных функций могут быть
выбраны конечные элементы Причём для
описания исходной конструкции требуется
большое число переменных (неск тысяч),
к рые затем редуцируются к меньшему числу
расчетных степеней свободы (неск сотен)
Метод конечных элементов целесообразно
применять для поверочных расчётов задач
А при подробной проработке конструкции
При упрощенной схематизации, напр ба
лочиой, каркасно кессонной схемах этот
метод идентичен методу сосредоточенных
масс
Для определения аэродинамич воздейст
вий расчёт аэродинамич сил проводят при
определённых упрощающих задачу предпо
ложениях Достаточно широко используется
гипотеза стационарности, согласно к рой
аэродинамич хар кн тела, движущегося с
перем линейной и угловой скоростями,
заменяются в каждый момент времени
хар-ками того же тела, движущегося с пост
линейной и угловой скоростями Имеет рас
пространенне гипотеза плоских сечений, по
к рой предполагают, что любое сечение
крыла конечного размаха обтекается так же,
как сечение соответственного крыла беско
нечного размаха В ряде случаев пренебрс
гают конечным значением приведённой час
тоты A = u>6/V (b — характерный линейный
размер, о частота колебаний, V — ско
рость потока) и считают k -*-0 Наиболее
близкую к действительной картине обтека
ния колеблющегося ЛА в потоке воздуха
даёт теория крыла в нестационарном потоке
(см Крыла теория} иа основе к рой раз
работаны методы вычисления аэродинамич
коэф для разл режимов (Несжимаемый
поток дозвук , трансзвук , сверхзвук и гн
перзвук режимы полета) На базе использо
вания ЭВМ нашли применение числ методы
расчета распределения нестационарных
аэродинамич давлений по колеблющемуся
крылу конечного размаха Прн этом крыто
(несущая поверхность) разбивается на
участки (панели), каждый нз к рых заме
няется либо одиночным вихрем (рис 4) —
метод дискретных вихрей, либо рас-
пределёнными диполями, либо вихревым
слоем
После вычисления элементов всех матриц
система неоднородных диф ур ний для оты
скання реакции интегрируется чнсл мето-
дами во времени (метод Эйлера, Рунге—
Кутты Адамса — Штермера, матричного экс
поненциала и др }.
Наряду с расчётными методами широко
применяются эксперим методы исследова
ния явлений А Один нз осн эксперим мето
дов — испытания моделей ЛА и мн др
объектов в аэродинамических трубах (рис 5
и 6) Для задач А этот метод позволяет по
лучнть более полные результаты чем лётные
испытания натурного ЛА Напр , при исследо
ван ни флаттера непосредственно определи
ется значение крнтич скорости флаттера, в
широких пределах осуществляется вариация
Рис 5 Иены гания тииамически-подобной модели
самолета в аэродинамической трубе Т 104 ((ХАГИ)
Рнс. 6 Модель шпиля морского вокзала в Ле
нинграде (испытание на воздействие ветра в вэро
динамической трубе)
АЭРОУПРУГОСТЬ 95
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
определяющих параметров Исследования в
азродинамич трубе имеют преимущества и
перед расчетными методами так как цозво
ляют избежать мн допущений и предпо
ложений как при описании конструкции
ЛА, так и при вычислении силовых воздей
ствий на нее В тех случаях когда теоре
тич методы не дают надежных результатов
напр при решении задач связанных с иссле
дованиями авиан конструкции в области
трансзвук скоростей полета или при срыве
потока эксперим метод является единст
венным при решении задач А Испытания мо
делен в азродинамич трубах позволяют ис
следовать явления флаттера, оценивать эф
фиктивность optaHOB управления упругого
ЛА определять критич скорость реверса
этих органов, измерять реакцию упругого
Ла при действии однократных н циклич
порывов воздуха а также реакцию всего
ЛА и его элементов при бафтинге изучать
аэроупругую устойчивость ЛА с функциони
рующеи САУ, осуществлять выбор законов
управления ЛА синтез систем демпфнрова
ния упругих колебаний и подавления флат
гера, проводить корректировку расчетных
схем и методов исследования Для испита
нии применяются схематич модели дина
мически подобные модели отд частей ЛА
(крыла, фюзеляжа, оперения и т д ) и
Л А в целом, упруго подобные модели консо
тек крыла оперения н ЛА в целом
Окончат заключение о безопасности ЛА
от флаттера бафтинга, реверса органов уп
равления и др нежедат явлении обус
ловленных воздействием на ЛА азродинамич
сил, делается с учетом результатов прово
лившихся на натурном Ла исс тедований —
резонансных испытании на земле и летных
испытании Целью резонансных испытаний
является получение форм частот и декре
ментов собств колебании конструкции ЛА
Результаты этих испытании служат для уточ
нения значений критич скорости флаттера
полученной расчетом и позволяют оценить
насколько точно модели испытанные в аэро
динамич трубе, воспроизводят хар ки натур
ною ЛА Летные исследования явлений А —
составная часть общих летных испытании
ЛА на прочность к рые представляют со
бой заключит контрольный этап всего комп
лекса исследований задач в области А Ла
Становление А как самостоят раздела
Прикладной механики относится к )0 м гг
когда авиация столкнулась с двумя пробле
мами А — бафтингом и флаттером самолетов
Работами М В Келдыша уже к кон 30 х гг
были заложены осн теории ф [аттера и по
казаны возможности моделирования этого
явления в азродинамич трубах Большой
вклад в исследование флаттера и разра
ботку практич методов решения этой цент
ральнои задачи А внесли Е И Гроссман
Я М Иархомовскии и Л С Попов
Они явились по существу создателями сов
науч школы исследования флаттера Их ра
боты имели большое значение Для разви
тия методики моделирования флаттера, соз
Дания динамически подобных моделей, полу
чения надежных количеств результатов Тео
ретнч методы расчета нестационарных аэро
динамич сил, действующих на колеб пощий
ся профиль, наряду с Келдышем разра
ботаны Ч А Лаврентьевым Л И Седовым
к 1935 В 40 х гг в ЦАГИ под рук
С П Стрелкова были созданы эксперим
установки и проведены измерения нестацио
парных азродинамич коэф на колеблющихся
крыльях конечного удлинения Числ метод
расчета нестационарных азродинамич хар к
ЛА на основе схемы дискретных вихрен
разработан С М Белоцерковским
Теоретич исследования реверса органов
управления ЛА проводились в СССР начиная
с 1936 Первые работы по статич А
связаны с именами Гроссмана А И Мака
ревского и Я И Серебринского В кон
40 х гг , когда проблема реверса приобрела
прикладное значение, возникла необходи
мость использования эксперим методов
Под рук Пархомовского и В М Фролова
в нач 50 х гг были созданы упруго подоб
ные модели н проведены первые испытания
их на реверс в азродинамич трубах
Затем были разработаны методы модели
рования реверса крыльев малого удлинения
и др явлений статич А всего самолета
Систематич исследования аэроупругой
устойчивости контура ЛА и САУ начались
в кон 50 х tr под рук Стрелкова и
П Я Крупенева затем А Ф Минаева
Вопросам взаимодействия САУ и упругого
ЛА посвящены работы Белоцерковского
К С Колесникова, А А Красовского
В Н Сухова
Вклад в решение проблем флаттера баф
тинга, реверса и др задач А , включая
аналитич расчетные и эксперим методы
нестационарной аэродинамики внесли
В Бирнбаум, Т Карман, X Кюснер,
А Г Фершннг (Германия), Г Глауэрт
А Коллар (Великобритания), И Гаррик
Р Бнсплингхофф, 1 Теодорсен X Эшли
(США), Ж Купри Р Мазе (Франция)
Центр проблемой А является изучение яв
лении флаттера Многообразие форм флат
тера сложная зависимость критич скорости
от многочисл параметров Последствия
этого явления требуют совершенствования
существующих методов и разработки новых
расчётных и эксперим методов исследова
ния, позволяющих надежно обеспечить без
опасность ЛА
Лит Гроссман Г 1! Фтаттер М I9J7
(Тр ЦА[И Ni 284) Гроссман Е П Кел
дыш М В. Парх омовении Я М Вибрации
крыла с элероном М 1937 (Тр ЦАГИ Ч 3371
Гроссман Е П К1рс вибраций частей само
пета М 1940, Некрасов А И Теория крыла
в нестационарном потоке М —Л |947 Бисплинг
хофф Р Эшли X Хазфмэн Р Аэроупру
гость пер с ан|Л М 1958 фын Я Ii Введение
в теорию аэроупругости пер с ан( i М 1959
Бел one ркове ки н С М Скрипач Б К
Табачников В Г Крыло в нестационарном
потоке газа М 1971 Ко лесин ков К ( Ми
наев А Ф Колебания >етательных аппаратов
в кн Вибрации в технике Справочник т 3, М 1980
Фершин! Г Основы аэроупругости пер с нем
М 1984	Г М Фомин
АЭРОФИНИШЁР — устройство Для тормо
женин самолета при посадке на палубу
авианесущего корабля Основу конструкции
А (см рис ) составляют тросовая система
и тормозной механизм В исходном положе
нии приемный трос I располагается на тро
соподъемнике 2 и натягивается па выс 80—
J 50 мм над палубой Тормозной трос 3
через систему направляющих шкивов и амор
тизаторы закрепляется в тормозном меха
низме Диам троса 30—40 мм eio общая
Конструктивная схема аэрофинишера
длина достигает 600 м Осн элементами
тормозного механизма обычно являются по
лиспаст с кратностью до 20 н гидро
цилиндр к плунжеру 5 к-рого крепится
подвижная обойма 4 блоков полиспаста
Гидроцилиндр служит для создания тормоз
ного усилия и возвращения троса в исходное
состояние (Известны А , в к рых тормозной
трос наматывается на барабаны, оборудо
ванные фрикц или гидравлич тормозами )
При этом тормозное усилие автоматически
ре!улируется селектором массы принимае
мого самолёта, обеспечивающим независи
мость тормозного пути от массы совершаю
щего посадку самолета Управление А осу
ществляется с расположенного на палубе
Пульта управления
При посадке самолета его тормозной крюк
захватывает приемный трос и вытягивает
тормозной преодолевая сопротивление тор
мозного механизма, чем и обеспечивается
1Орможение самолета А способны останав
ливать самолеты массой до 30 т при поса
дочной скорости до 250 км/ч При этом
тормозной путь составляет ок 100 м время
затормаживания 2—2,5 с, а макс отрвцат
перегрузка может достигать 4,5
В целях повышения безопасности посадки
на кораблях устанавливают леек А (обычно
4) с расстоянием между приемными тросами
10 — 12 м последний трос обычно использует
ся в составе аварийного барьера
А В Захаров
АЭРОФЛОТ — обще Г 1 'Ч
Принятое собират \	\
наименование гражд
авиации находив
шейся в ведении
ЧГА СССР В меж \
дунар возд сооб \
щениях А выступал
как единое и самое
тоят авиац пр тие («Аэрофлот») являв
шееся юридич лицом
АЭРОФОТОА П ПАРАТ—одтико механич
прибор, устанавливаемый на ЛА н предназ
каченный для аэрофотосъемки земной пов
сти в видимой и ближней ИК части спектра
Первый А был изготовлен чл Русского
техн об ва В И Срезневским С помощью
этого А была проведена первая опытная
съемка при полете на возд шаре в 1886
ком воздухоплават части А М Кованько
А (см рис ) состоит нз аэрофотокамеры,
преобразующей световой поток в скрытое
изображение на фотоматериале, аэрофото
установки обеспечивающей необходимое по
ложение камеры при съемке и уменьшаю
щей вибрац и колебат воздействия ЛА
и пульта управления служащего для ди
стану управления и контроля Для обеспе
чения автоматич управления аэрофотосъем
кой А может сопрягаться с системой авто
матич управ тения экспозицией и навигац
системой ЛА В снимок как
правило, впечатывается до
полнит информация о пара
метрах полета, пространств
поюжении ЛА дате и време
пн фотографирования Разли
чают А цо времени рабо
ты—дневные ночные, по по
.южекию оптич оси ллано
вые, перспективные по прнн
ципу построения изображения
кадровые Щелевые нано
рамные, по решаемым зада
чам — топографич , разведи
вательные и др Осн техн
хар-ки А , определяющие их
использование фокусное рас
стояние (от 50 до (500 мм)
формат снимка (от 7x8 см до
30 X И) см), диапазон высот
и разрешающая способность
96 АЭРОФИНИШЁР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Аэрофотоаппарат I — пульт управления 2 — аэро
фотокамера 3 — кассета
(лабораторная, полетная выражается в ли
ниях или единицах длины на 1 мм негатива)
Для повышения качества изображения А ,
как правило, имеют систему компенсации дви
жеиия ЛА во время экспозиции
АЭРОФОТОСЪЕМКА — фотографирование
земной пов-сти установленным на ЛА аэро-
фотоаппаратом (АФА) Аэрофотоснимок ис-
пользуется при создании топографии карт
для лесоустройства, землеустройства изыс
каний трансп магистралей и изучения при
родных ресурсов Земли А выполняют штур-
ман аэрофотосъемщик и бортоператор Для
А в России используются специально обо
рудов самолёты Ан 30 Ил 14, Ан-2 вертоле-
ты Ми 8, Ка 26 и др ЛА Они снабжаются
фотолюками для установки АФА и спец ии-
лотажно-навигац оборудованием А выпол-
няется в масштабах от 1 1000 до 1 200 000
на панхроматич , цветную, спектрозональную
аэрофотопленки Плановая А ведется с от-
клонением оптнч оси АФА не более чем
на 3° от вертикали, с продольным перекры
тнем 56 — 65% и поперечным перекрытием
20—50% А широко применяется в воен
цетях (см Разведывательный летательный
аппарату
Б-20 — авиац пушка созданная в 1944 под
рук М Е Березина Калибр 20 мм, скоро
стрельность 800 выстрелов в 1 Мии, масса
снаряда 96 г, нач скорость 800 м/с, масса
пушки 25 кг Применялась на завершающем
этапе Вел Отечеств войны, а также уста-
навливалась ва ряде самолетов послевоен
лет
БАБУШКИ И Михаил Сергеевич (1893—
1938) — сов полярный лётчик. Герой Сов
Союза (1937) Участник Гражд войны
Окончил Гатчинскую воен авиац школу
(1915) и работал в ней инструктором С 1923
служил в Арктике, занимаясь аэрофотосъем-
кой Участвовал в поисках экспедиции У Но-
биле (1928) в экспедиции ледокола «Че-
люскин» (1933—34) высокоширотной экспе
диции ледокола «Садко» (1935), в высадке
группы И Д Папанина на Сев полюс (1937)
в поисках пропавшего самолета С А Ле
ваневского (1937—38) Погиб при катает
рофе самолета под Архангельском (о Я1од-
ники) Деп ВС СССР с 1937 Награжден
орденами Ленина, Красного Знамени Трудо-
вого Красного Знамени, Красной Звезды
Памятник в Москве
БАГАЖ — личные вещи пассажира, к-рые
перевозятся на основании договора возд
7 Авиация
перевозки между пассажиром и авиаперевоз
чиком Б делится на зарегистрированный
сданный пассажиром перевозчику, и незаре
гнетрированныи — ручную кладь Перевоз
чик устанавливает норму бесплатного про
воза Б , а также перечень предметов и ве
ществ, к рые не принимаются в качестве Б
Перевозчик несет ответственность за утрату
недостачу или повреждение Б с момента
принятия его к перевозке и до выдачи полу
чателю, а при определ условиях — за сохран
ность незарегистриров Б (см также От-
ветственность имущественная)
база шасси — расстояние между центра
мн площадей контактов колёс, лыж или по-
плавков главной и передней (задней) опор
шасси ЛА
БАЗОВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — первый образец
семейства двигателей hoboio поколения су
щественно отличающийся конструкцией на
раметрамн и хар ками от предшествующих
образцов На основе Б д путем изменения
темп ры газа перед турбиной, степени по
вышения давления в компрессорах, расхода
воздуха или др параметров прн несуществ
изменении конструкции может создаваться
ряд двигателей, отличающихся значениями
тяги, уд расхода топлива, ресурса
БАЙДУКОВ Георгий Филиппович (р 1907) —
сов лётчик, ген-полковник авиации (1961)
Герой Сов Союза (1936) С 1926 в Сов
Армии Окончил 1-ю Мцск воен школу лёт
чиков (1928) Высшую воен академию Ген
штаба (1951) Работал летчиком-нспыта
телем Совм с А В Беляковым и В П Чка-
ловым совершил перелеты Москва — о Удд
(ныне о Чкалов), 1936, Москва — Сев по
люс — Ванкувер (США) 1937 Участник
сов финл (командовал авиагруппой и авиа-
полком) и Вел Отечеств (командовал авиа
дивизией и авиакориусом) воин В 1947—49
нач Гл управления ГВф Деп ВС СССР
в 1937—46 Гос пр СССР (1970) Награж-
ден 2 орденами Ленина орденом Октябрь
скои Революции, 4 орденами Красного Зна
меии 2 орденами Суворова 2 й степ , орде-
нами Кутузова 1-й и 2-я степ . Отечеств
войны 1 й и 2 й степ , Трудового Красного
Знамени, 4 орденами Красной Звезды, орде
нами «За службу Родине в Вооруженных
Силах СССР» 1,2 и 3 й степ иностр
орденами, медалями
Соч Наш почет я Америку М 1437 Записки
пи тот а М 1918 Чкалов о изд М 1991
«БАК» — см «Бритиш эркрафт корпореи
шен»
БАК ТОПЛИВНЫЙ — см Топливный бак
БАЛАБУЕВ Пётр Васильевич (р 1931) —
сов авиаконструктор,д р техн наук (1988)
Герой Соц Труда (1975) Окончил Харь
ковский авиац ин т (1954) Работав в ОКБ
О К Антонова инженером конструктором,
нач цеха директором з да гл конструкто-
ром, с 1984 ген конструктор Принимал
участие в создании самолетов Ан 8, Ан-10
Ан 12 Ан-14, Ан-22 Ан-24 Ан 26. Ан-28
Ан-30, Ан-32, Ан 72 Ан-74, Ан 124 и их
модификаций Под рук Б создан самолет
Ан-225 Гос пр СССР (1973) Награжден
орденами Ленина, Трудового Красного Зна-
мени медалями См ст Ан
БАЛАНДИН Василий Петрович (1904—
73) — один из организаторов авиац пром-сти
СССР, ген -майор инж авиац службы
(1944), Герой Соц Труда (1945) Окончил
Моск ин-т инженеров ж -д транспорта
(1930) В 1937—46 (с небольшим перерывом,
связанным с его необоснов арестом) днрек
тор авиамоторных з дов в Рыбинске и Уфе,
одновременно (с 1938) зам наркома авиац
пром сти В 1946—53 зам . в 1953—57 1-й
зам министра авиац пром-сти С 1958 на
разл гос должностях В годы Вел Отечеств
войны под рук Б организовано крупнопо
точное произ во авиац двигателей для само-
М С Бабушкин
Г Ф Байдуков
П В Балабуев
В П Баландин
летов Як 3 Як-9 Пе 2 Награжден 5 орде-
нами Ленина 3 орденами Трудового Красного
Знамени, орденом Красной Звезды, меда-
лями
БАЛАНСИРОВКА (от франц balancer —
уравновешивать) летательного а п па-
ра т а — обеспечение равновесия действую-
щих на ЛА в полете моментов сил отно
сительно одной или неск осей связанной
системы координат с началом в его центре
тяжести (ЦТ) и (или) сил, действующих
вдоль тех или иных осей координат За-
висимости, непосредственно связывающие
углы отклонения органов управления, пере-
мещения рычагов управления или усилий на
них с углом атаки, креном, перегрузкой,
скоростью и т д в установившихся режимах
полета, наз балансировочными за-
висимостями (балансировочными
кривыми — БК) а входящие в них зна-
чения переменных — балансировочны-
ми значениями Различают продольную
Б осуществляемую рулем высоты, элевона-
ми, управляемым стабили штором (дестаби-
лизатором) струйными рулями изменением
режима работы двигателей (рукоятками
управления двигателями), перекачкой топ-
лива, автоматом перекоса и т д , и боковую
Б осуществляемую элеронами, диф стаби-
лизатором рулем направления, управляемым
килем рукоятками управления двигателями,
струйными рулями, рулевым винтом верто-
лета и т д
При анализе продольного движения часто
используются зависимости угла отклонения
руля высоты или стабилизатора (см рис )
от перегрузки (угла атаки или аэродина-
мического коэффициента подъемной силы)
при полете с пост скоростью или при пост
Балансировочные зависимости по перегрузке при
Мж=сопч1 (слева) и по скорости Уп„ при разгоне
в горизонтальном прямолинейном почете (справа),
6ст _ угол отклонения стабилизатора
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт БАЛАНСИРОВКА 97
Аэрофотоаппарат I — пульт управления 2 — аэро
фотокамера, 3 — кассета
(лабораторная, полетная, выражается в ли
ниях или единицах длины на 1 мм негатива)
Для повышения качества изображения А ,
как правило, имеют систему компенсации двн
жения ЛА во время экспозиции
АЭРОФОТОСЪЕМКА — фотографирование
земной пов-сти установленным на ЛА аэро-
фотоаппаратом (АФА) Аэрофотоснимок ис-
пользуется при создании топографии карт
для лесоустройства, землеустройства нзыс
каний трансп магистралей и изучения при
родных ресурсов Земли А выполняют штур-
ман аэрофотосъемщик и бортоператор Для
А в России используются специально обо
рудов самолёты Ан 30, Ил 14, Ан-2, вертоле-
ты Ми 8, Ка 26 и др ЛА Они снабжаются
фотолюками для установки АФА и спец пи-
лотажно-навигац оборудованием А выпол-
няется в масштабах от 1 1000 до 1 200 000
на панхроматич , цветную, спектрозональную
аэрофотопленки Плановая А ведется с от-
клонением оптич оси АФА не более чем
на 3° от вертикали, с продольным перекры
тием 56 — 65% и поперечным перекрытием
20—50% А широко применяется в воен
цепях (см Разведывательный летательный
аппарат'}
Б-20 — авиац пушка созданная в 1944 под
рук М Е Березина Калибр 20 мм, скоро
стрельность 800 выстрелов в 1 мни, масса
снаряда 96 г, нач скорость 800 м/с, масса
пушки 25 кг Применялась на завершающем
этапе Вел Отечеств войны, а также уста-
навливалась на ряде самолетов послевоен
лет
БАБУШКИН Михаил Сергеевич (1893—
1938) — сов полярный лётчик. Герой Сов
Союза (1937) Участник Гражд войны
Окончил Гатчинскую воен авиац школу
(1915) и работал в ней инструктором С 1923
служил в Арктике, занимаясь аэрофотосъем-
кой Участвовал в поисках экспедиции У Но-
биле (1928) в экспедиции ледокола «Че-
люскин» (1933—3-й , высокоширотной экспе
диции ледокола «Садко» (1935), в высадке
группы И Д Папанина на Сев полюс (1937),
в поисках пропавшего самолета С А Ле
ваневского (1937—38) Погиб при катает
рофе самолета под Архангельском (о Яюд-
ннки) Деп ВС СССР с 1937 Награжден
орденами Ленина, Красного Знамени, Трудо-
вого Красного Знамени, Красной Звезды
Памятник в Москве
БАГАЖ — личные вещи пассажира, к-рые
перевозятся на основании договора возд
перевозки между пассажиром и авиаперевоз
чиком Б делится на зарегистрированный
сданный пассажиром перевозчику, и незаре
гистрированный —- ручную кладь Перевоз
чик устанавливает норму бесплатного про
воза Б , а также перечень предметов и ве
ществ, к рые не принимаются в качестве Б
Перевозчик несет ответственность за утрату
недостачу или повреждение Б с момента
принятия его к перевозке и до выдачи полу
чателю, а при определ условиях — за сохран
ность незарегистриров Б (см также От-
ветственность имущественная)
БАЗА ШАССИ — расстояние между центра
ми площадей контактов колёс, лыж или по-
плавков главной и передней (задней) опор
шасси ЛА
БАЗОВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — первый образец
семейства двигателей новою поколения су
щественно отличающийся конструкцией, на
раметрами и хар ками от предшествующих
образцов На основе Б д путем изменения
темп ры газа перед Турбиной, степени по
вышения давления в компрессорах, расхода
воздуха или др параметров при несуществ
изменении конструкции может создаваться
ряд двигателей, отличающихся значениями
тяги, уд расхода топлива, ресурса
БАЙДУКОВ Георгий Филиппович (р 1907) —
сов лётчик, ген-полковник авиации (1961),
Герой Сов Союза (1936) С 1926 в Сов
Армии Окончил 1-ю Muck воен школу лёт
чиков (1928), Высшую воен академию Ген
штаба (1951) Работал летчиком-испыта
телем Совм с А В Беляковым и В П Чка-
ловым совершил перелеты Москва — о Удд
(ныне о Чкалов), 1936, Москва — Сев по
люс — Ванкувер (США), 1937 Участник
сов финл (командовал авиагруппой и авиа-
полком) и Вел Отечеств (командовал авиа
дивизией и авиакорпусом) воин В 1947—49
нач Гл управления ГВФ Деп ВС СССР
в 1937—46 Гос пр СССР (1970) Награж-
ден 2 орденами Ленина, орденом Октябрь
скои Революции, 4 орденами Красного Зна
меня, 2 орденами Суворова 2 й степ , орде-
нами Кутузова 1-й и 2-й степ , Отечеств
войны 1 й н 2 й степ , Трудового Красного
Знамени, 4 орденами Краснои Звезды, орде
нами «За службу Родине в Вооруженных
Силах СССР» 1,2 и 3 й степ, иностр
орденами, медалями
Соч Наш попет в Америк> М 1437 Записки
пилота М 1918 Чкалов о изд М 1991
«БАК» — см «Бритиш эркрафт корпорей
меня
БАК ТОПЛИВНЫЙ — см Топливный бак
БАЛАБУЕВ Пётр Васильевич (р 1931) —
сов авиаконструктор, д р техн наук (1988),
Герой Соц Труда (1975) Окончил Харь
ковскнй авиац ин т (1954) Работав в ОКБ
О К Антонова инженером конструктором,
нач цеха директором з да, гл конструкто-
ром, с 1984 ген конструктор Принимал
участие в создании самолетов Ан 8, Ан-10,
Ан 12, Ан-14, Ан-22 Ан-24, Ан 26, Ан-28
Ан-30, Ан-32, Ан 72 Ан-74, Ан 124 и их
модификаций Под рук Б создан самолет
Ан-225 Гос пр СССР (1973) Награжден
орденами Ленина, Трудового Красного Зна-
мени медалями См ст Ан
БАЛАНДИН Василий Петрович (1904—
73) — один из организаторов авиац пром-сти
СССР, ген -майор инж авиац службы
(1944), Герой Соц Труда (1945) Окончил
Моск ин-т инженеров ж -д транспорта
(1930) В 1937—46 (с небольшим перерывом,
связанным с его необоснов арестом) дирек
тор авиамоторных з дов в Рыбинске и Уфе,
одновременно (с 1938) зам наркома авиац
пром сти В 1946—53 зам , в 1953—57 1-й
зам министра авиац пром-сти С 1958 на
разл гос должностях В годы Вел Отечеств
войны под рук Б организовано крупнопо
точное произ во авиац двигателей для само-
М С Бабушкин
Г Ф Байдуков
П В Baaa6jee	В П Баландин
летов Як 3, Як-9, Пе 2 Награжден 5 орде-
нами Ленина 3 орденами Трудового Красного
Знамени, орденом Краснои Звезды, меда-
лями
БАЛАНСИРОВКА (от франц balancer —
уравновешивать) летательного аппа-
рата—обеспечение равновесия действую-
щих на ЛА в полете моментов сил отно
ентельно одной или неск осей связанной
системы координат с началом в его центре
тяжести (ЦТ) и (илн) сил, действующих
вдоль тех илн иных осей координат За-
висимости, непосредственно связыаающие
углы отклонения органов управления, пере-
мещения рычагов управления илн усилий на
них с углом атаки, креном, перегрузкой,
скоростью и т д в установившихся режимах
полета, наз балансировочными за-
висимостями (балансировочными
кривыми — БК), а входящие в них зна-
чения переменных — балансировочны-
ми значениями Различают продольную
Б , осуществляемую рулем высоты, элевона-
ми, управляемым стабилиштором (дестаби-
лизатором), струйными рулями, изменением
режима работы двигателей (рукоятками
управления двигателями), перекачкой топ-
лива, автоматом перекоса нт д , и боковую
Б осуществляемую элеронами, диф стаби-
лизатором, рулем направления, управляемым
килем, рукоятками управления двигателями,
струйными рулями, рулевым винтом верто-
лета и т д
При анализе продольного движения чаете
используются зависимости угла отклонения
руля высоты или стабилизатора (см рис )
от перегрузки (угла атаки или аэродина-
мического коэффициента подъемной силы)
при полете с пост скоростью илн при пост.
Балансировочные зависимости по перегрузке п„ прн
Мж=сопч1 (слева) и по скорости Уп_ при разгоне
в горизонтальном прямолинейном полете (справа),
6СТ — угол отклонения стабилизатора
7 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт БАЛАНСИРОВКА 97
значении Маха числа полета н от ско-
рости полета при прямолинейном установив
шемся движении На характер БК влияет
положение ЦТ ЛА, состояние механизации
крыла, режимы работы двигателей и др
факторы В частности, максимальное, с уче-
том запаса на управление, отклонение руля
высоты вверх, при к ром возможна продоль-
ная Б , определяет предельно переднюю цент
ровку
Боковая Б при весовой, азродинамич
несимметрии или при несимметричной гяге
двигателей выполняется при приемлемых
углах крена у и скольжения р Практически
часто встречающимися видами боковой Б
являются Б при посадке с боковым ветром
в прямолинейном установившемся полете с
креном и скольжением или с ряеО. Б в уста
новившемся криволинейном полете (вираже)
Б при установившейся скорости крена В
ряде случаев БК могут определять неедин-
ственность связи балансировочных значений
параметров движения и углов отклонения
органов управления, что наблюдается, напр ,
При «силовой» Б (см Вторые режимы по
лета) и при пек рых видах пространств
движения ЛА (инерционном вращении, што-
поре)
На любом режиме полета Б может осу
ществляться как При наличии, так и при
отсутствии усилия на рычагах vправления
В последнем случае, когда одновременно
равны нулю момент относительно ЦТ ЛА
и усилия на рычаге управления, имеет
место Б по усилию Снятие усилий может
производиться триммером или трнммерным
механизмом при бустерном управлении, от
клоненнем стабилизатора (дестабиЛнзато
ра) на пост для данного режима иолета угол
и практически важно при длительном уста-
новившемся полёте	Ю Ь Дубов
«БАЛКАН» — авиакомпания Болгарии Осу-
ществляет перевозки в страны Европы,
Азин и Африки Основана в 1947 как сов -
болгарская авиаком-
V х	пания «TABSO», ука-
\	\	занное название с
1968 В [989 пере-
везла 2,7 млн пасс ,
X	п а с с аж и р о о б о р о т
X	3,87 млрд п -км Ави
\	анионный парк — 52
самолёта
БАЛЛАСТ — груз, используемый на диры
жаблях и свободных аэростатах для изме
нения высоты полета и статич уравно-
вешивания На дирижаблях в качестве Б
чаще всего используется вода, заливаемая
в расходные баки На свободных аэростатах
с экипажем Б служит сухой песок, насы
паемый в брезентовые мешки вместимостью
по 20 кг На стратостатах с экипажем
используется мелкая свинцовая дробь, а на
автоматич аэростатах — мелкая чугунная
Вес неприкосновенного посадочного Б со
ставляет не менее 2% полной подъемной силы
при взлете При дальних исследовательских
и рекордных полетах свободных аэростатов
вес расходного Б на уравновешивание в
полете и посадку может составлять 60%
и более от полной подъемной силы при
взлете Вес Б при взлете аэростата в вы
полненном состоянии (когда объем газа
равен объему аэростата) при учебных и тре-
нировочных полетах должен быть не менее
10% полной подъемной силы (в момент
взлёта)
При полёте дрейфующих высотных аэро
статов с пленочными оболочками для предо-
твращения снижения каждые сутки тре-
буется сбрасывать Б массой ок 7% по
летной массы аэростата При этом мае
са Б при полётах длительностью 7—10 сут
может достигать 40—50% массы аэроста-
та при взлёте
БАЛЛИСТИКА (нем Balhstik, от греч.
ballo — бросаю) — наука о движении неуп
равляемых ракет, авиац бомб, арт снарядов,
пуль, мии и т п., основывающаяся на комп
лексе фнз.-матем. дисциплин, газовой дина
мике, термодинамике, теории взрывчатых в в
и порохов и др Различают внутреннюю
Б (изучает движение Снаряда в канале
ствола орудия под действием пороховых
газов, а также закономерности др процессов,
происходящих при выстреле в канале ствола
и1и камере пороховой ракеты) и внешнюю
Б (изучает движение неуправляемых ракет
и снарядов — пуль, авиац бомб и т Д —
после выхода их из канала ствола, пуско-
вого устройства или к л носителя, а также
факторы, влияющие на это движение)
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ ТРАЕКТОРИЯ -
траектория Движения ЛА, авиац бомбы,
баллистич ракеты или Др объекта при от-
сутствии тяги, управляющих сил и моментов
и азродинамич подъемной силы Напр . тра
ектория полета самолета с выключ двига-
телями в верх слоях атмосферы, когда
подъемная сила пренебрежимо мала по
сравнению с его весом, практически яв
ляется баллистической
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА аэро-
динамическая— установка для иссле
довання взаимодействия свободно летящего
гела с обтекающим его 1азом Б у исполь
зуются гл обр для моделирования тра нс-
и гиперзвук условий полета с целью изу
чения сопротивления аэродинамического и
устойчивости движения тела, течения газа
и физ хим процессов в нем вблизи тела
и в следе аэродинамическом за ним, неста-
ционарных явлений, абляции, звукового
удара и т д Б у состоит из метатель-
ного устройства, сообщающего скорость не
следуемому телу, баллистич трассы вдоль
Рис. I. Схема баллистического стенда (вверху) и
полученная на стенде теневая картина сверхзву-
кового обтекания тела (внизу) 1 — метательное
устройство. 2 — камера шуиопоглощения, 3 —
бронешит 4 — диафрагма, 5 — источники света
6 — герметичная камера. 7 — оптические окна,
8 — фотокассеты, 9 — фотоу множите >и 10 — пульт
управления
Рис 2 Схема баллистическом грубы для модели
рода ния условий входа ЛА в атмосферу, I —
подвод воздуха высокого давления, 2 — улавтива
тель моделей. 3 — быстродействующий клапан. 4 —
сопло. 5 — оптическое окно, 6 — метательное уст
ройство, 7 — выпуск в вакуумную емкость
траектории полета тела, оборудованной изме-
рит аппаратурой, и устройства для тормо
жения тела Метательным устройством слу-
жит пороховая пушка (скорость метания
не св 2—2,5 км/с) или двухступенчатая,
т и легкогазовая, пушка, представляющая
собой два ствола, в первом из к-рых поро-
ховой заряд движет поршень, сжимающий
легкий 1аз (гелий, чаще водород) во втором
стволе до больших давлений Когда давление
достигает Значения, заданного условиями
эксперимента, срабатывает спусковое устрой-
ство и модель приводится в движение Ско-
рость метания таких пу шек достигает 11 км/с
В зависимости от конструкции баллистнЧ
трассы Б у подразделяются на баллистич
полигоны (полет тел в атм воздухе),
баллистич стенды (рис 1) с трассой в виде
герметичной камеры, в к-рой могут меняться
давление, темп-pa и состав газа, баллистич
трубы (рис 2), в к-рых тело движется
навстречу сверхзвук потоку газа Б у по
зволяют воспроизвести реальные параметры
полета ЛА в атмосфере Земли и др планет,
а также входа в атмосферу (скорость до
15.2 км/с, энтальпия торможения газа до
1,9-101 Дж/кг, Рейнольдса число до Ю7)
Дит Баллистические установки и их применение
в экспериментальных исследованиях, М , 1974
А Н Иванов
БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ КОЭФФИЦИЕНТ -
размерная величина ох, равная произведению
коэф сопротивления аэродинамического с,
(см Аэродинамические коэффициенты)
на характерную площадь 5, деленному на
массу m тела ox=cxS/m или его вес G
Vx—CxS/G Б к был введен в практику
расчетов артиллеристами, когда движущееся
гело рассматривается как материальная точ-
ка, п при заданных нач условиях значение
ох полностью определяет траекторию снаря-
да в атмосфере с известными хар-ками В аэ-
родннамич расчете ЛА Б к входит в ур ния
динамики ЛА При наличии подъемной силы
наряду с Б к вводится также коэффи-
циент планирования os=cyS/m=Aox,
где Су — коэф подъемной силы и К — аэро
динамическое качество
Б к определяет собой потери кинетич
энергии ЛА и вдоль траектории его движе
ния в общем случае является перем вели-
98 «БАЛКАН»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
чиной, значение к-рой может меняться за
счёт изменений массы тела (напр , расход
топлива), коэф сг (изменение угла атаки
отклонение элементов механизации крыла)
и площади S Путем изменения Ь к можно
воздействовать на движение ЛА с целью
оптимизации решения поставленной задачи
Напр для самолетов на крейсерском режиме
полета стремятся сделать Б к наименьшим
для повышения эксплуатац хар-к (даль
ность, экономичность) Для аэрокосмнч ЛА
на нач участке входа в атмосферу Б к
стремятся сделать наибольшим, чтобы тормо
жение ЛА происходило иа больших высотах
с целью существенного снижения аэродина
мического нагревания ЛА В А Башкин
БАЛЛОНЁТ (франц ballonnet, от ballon —
воздушный шар) — камера, наполненная
воздухом, обеспечивает у дирижаблей и при
вязных аэростатов постоянство формы кор-
пуса (оболочки) при изменении темп ры и
барометрич давления, а у свободных аэро
статов с экипажем — регулирование зоны
выполнения На мягких и полумягких дири
жаблях бывает от одного до четырех Б На
полужестких дирижаблях, разделяемых по
перечными диафрагмами на неск отсеков,
Б имеются во всех отсеках Располагаются
они в ниж части оболочки
Общий объем Б на нежестких дирижаблях
летающих на вне до 2 км составляет 25%
объема дирижабля Воздух находящийся
в Б, отделяется от подъемного га та в обо
лочке диафрагмой к рая изготовляется из
газонепроницаемых тканей или пленочных
материалов Наполнение Б воздухом осу
ществляется на дирижаблях — от улавлива
теля, установленного за возд винтом или
от спец вентилятора, на привязных аэро-
статах — через улавливатель ветрового по
тока или при помощи спец вентилятора,
на свободных аэростатах с экипажем — от
спец вентилятора На свободных аэростатах
с экипажем, рассчитанных на длит рекорд
ные полеты в тропосфере и наполняемых
гелием Б может наполняться теплым возду
хом способствуя регулированию подъемной
силы и изменению как зоны выполнения
так и зоны равновесия
БАРАНИ КРЕСЛО (по им австр ученого
р Барани, R Вагапу) — устройство, при
меняемое для раздражения вестибулярного
рецепторного аппарата во внутр ухе при ото
риноларнигологнч врачебно-летной экспер
тизе летчиков, кандидатов и курсантов лет
ных училищ Наиболее распространены Б к
в виде вращающегося сидения с рукоят-
кой, позволяющей поворачивать обследуе
мого вокруг вертик осн Показателем воз
буждения рецепторов служат нистагм ич
движения глаз при остановке кресла Су
ществуют усовершенствов Б к с электро
механич приводом, стенды кресла с маят
инковой стимуляцией лабиринтного аппара
та внутр уха с оптокинетич барабанами и
др приспособлениями, повышающими воз-
можности экспертизы
БАРАНОВ Петр Ионович (1892—1933) —
сов воен и гос деятель Участник 1 й мн
ровой войны Во время Гражд войны
команд армией, чл Реввоенсовета армий,
группы войск. Туркестанского фронта В 1923
нач и комиссар бронесил РККА С авг 1923
зам , а с дек 1924 нач ВВС РККА одно
временно в [925—31 чл Реввоенсовета
СССР С 1931 чл Президиума ВСНХ СССР,
нач Всесоюзного авиац объединения С янв
1932 зам наркома тяжелой пром сти и нач
Гл управления авиац пром-сти НКТП
Руководил авиац сектором Осоавиахима,
инициатор развития планеризма и легкомо
торной авиации в СССР, зам пред К-та по
дирижаблестроению Б - один из организа-
торов ср техн и высш авиац образова
кия в СССР (по его инициативе были созданы
Московский, Казанский и Харьковский авиац
ин-ты) Был чл ВЦИК и ЦИК СССР На
гражден орденами Ленина Красною Зна
мени а также воен орденами Хорезмской
республики и Бухарской Республики Погиб
в авиац катастрофе Урна с прахом в
Кремлевской стене Fro именем названы
Центральный институт авиационного мото
ростроения и Омское моторостроительное
производственное объединение
БАРОГРАММА (от греч baros — вес, тя
жесть и gramma — запись, написание) п о
лета графич зависимость высоты полета
от времени Назв сложилось исторически
и объясняется тем что в летных испытаниях
использоватись барометры самописцы (ба-
рографы) проградуированные не по давле
нию а по высоте Их записи называли
барограммами В дальнейшем Б стали назы-
вать не только записи барографов, но и зави
симости высоты Полета от времени почУ
ченные при аэродинамич расчете ЛА
БАРОКАМЕРА (от греч baros — вес, тя
жесть и лат camera — комната) — герметич
емкость для искусств изменения баромет
рич давления воздуха (газа, газовой смеси)
Рагличают Б низкого давления (вакуумные
декомпрессионные) и высокого давления
(компрессионные) Существуют также тер
мобарокамеры, в к рых можно изменять и
темп ру, и климатические Б . в к рых наряду
с давлением изменяются газовый состав,
вчажность, скорость и направление двнже
ния воздуха, интенсивность лучистой энер
гии Для имитации мгновенной разгермети
зацин кабины используются Б взрывной ic
компрессии в к рых снижение давления про
исходит за I с и менее Многие Б снабжа-
ются программным управлением параметра
ми искусств атмосферы в течение всего
эксперимента Типовые Б выполняются ста
ционарными и передвижными
Изменение в Б газового состава воздуха,
давления темп ры и др параметров позво
ляет изучать действие этих факторов на ор
ганизм животных и человека В Б также
проводятся тренировки врачебная экспер
тнза летчиков и космонавтов лечение нек
рых заболеваний фиЗиологО-гнгнецич нс
следования средств жизнеобеспечения и
техн испытания авиац и космич аппарату
ры В Б скомбинированных с тренаркерами,
операторскими стендами центрифугами, уст-
ройствами для имитации невесомости, изу
чают функцион состояние и работоспособ-
ность человека при комплексном воздействии
на его организм статич и динамич фак
торов полета	И Н '/ дичков
БАРОМЕТР (от греч baros — вес, тяжесть
и metreo — измеряю) — см в ст Метеороло-
гические приборы и оборудование
БАРОМЕТРИЧЕСКАЯ ВЫСОТА — относи-
тельная высота полета измеряемая от ус-
ловного уровня (уровень аэродрома или
осредненный уровень моря — изобарич по
в сть соответствующая давлению 101 325
Па) с помощью барометрич высотомера
БАРОМЕТРИЧЕСКАЯ ФОРМУЛА- зави
симость между высотой z над пов стью
Земли и атм давлением р на рассматри
ваемой высоте Выводится интегрированием
Эйлера уравнений для покоящегося газа
Для совершенного газа и известных зависи-
мостей темп ры Г и ускорения свободного
падения g от z Б ф имеет вид
Z	г	X
p = poexJ — R~ ’^(zK/O)]- ’dzl
I	о	j
где po —давление на пов ci и Земли, R —
газовая постоянная В частном счучае изо
термич атмосферы (p/t?=const=gtf, где q —
плотность, Н - эффективная высота атмо
сферы и g — const) Б ф упрощается
р—рпехр{ —z/H\

II И Баранов	Р «I Бартини
БАРОТРАВМА — травма вызванная резким
изменением барометрич давления (напр ,
прн подъеме на высоту или снижении ЛА),
сопровождающаяся бо гевыми ощущениями
Нарастание барометрич давления перено-
сится болезненней чем его падение Наибо-
лее чувствительны к быстрым изменениям
давления легкие придаточные пазухи носа
(см Аэросинусит), среднее ухо (см Аэро-
отит)
БАРТЙНИ Роберт Людовигович (Роберто
Орос ди Бартини) (1897 — 1974) —сов авиа-
конструктор и ученый Родился в Фиуме
(ныне Риека Югославия) В 1921 стал
членом образовавшейся в гом же году Итал
коммунистич партии (ИКП) Окончил офи
церскую школу (1916), летную школу в Риме
(1921) и Миланский почигехн ин т (1922)
В 1923 после установления фаш режима
в Италии решением ЦК ИКП нелегально
отправлен в СССР как авиац инженер
С 1923 занимач разл инж командные
должности в ВВС РККА, в [928 возглавил
Отдел мор опытного самолетостроения с
1930 Иач конструкторского отдела НИИ
ГВФ, гл конструктор Создал гидросамолет
ДАР (дальний арктич разведчик), самолеты
«Сталь-6» (рис в табл XII), на к ром уста-
новлен мировой рекорд скорости «Сталь 7»,
Оригинальные схемы ЛА и силовых уста
цовок и др Был необоснованно репресси-
рован и в 19J7—47 находился в заключении,
работая при этом над новой авиац техни
кой в т ч в ЦКБ 29 НКВД и в ОКБ в
TaidHpore Впоследствии работал в разч
орг циях (СибНИА, МАП и др ) Реабили
тирован в 1956 Осн труды в области
авиац материалов, технологии аэродина
мики, динамики полета Награжден орденами
Ленина, Октябрьской Революции, медалями
Лит Чутко II Е Красные само четы 3 изд
М |982
БАФТИНГ (англ buffeting от buffet —
ударять, бить) — вынужденные колебании
всего ЛА или его частей под действием не
стационарных аэродинамич сил при срыве
потока с несущей поверхности (крыта опере
нин) при больших углах атаки с плохо обте-
каемых частей ЛА (шасси, отклоненных ор-
ганов управления и элементов механизации
крыла, открытых створок люков и т п )
одно из явлении динамич аэроупругости
В зонах срыва потока возникают пульсации
давления, в большинстве случаев носящие
случайный характер и имеющие широкий
спектр частот (рис 1) Вследствие срыва
потока за плохо обтекаемым элементом обра
зуется след аэродинамический, к рый при по-
падании на др части ЛА вызывает на них
пульсации да в чения Нестационарные давле
ния действуя на упругую конструкцию ЛА,
возбуждают вибрацию обшивки, стенок топ-
ливных баков и др элементов ЛА коле-
бания несущих нов стей и органов управле
ния а в нек-рых случаях и колебания
всего ЛА Амплитудный спектр этих колеба-
ний (или виброускорений) имеет «пики»
(рис 2) соответствующие частотам собств
7*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими$9
колебаний конструкции Каждый пик харак-
теризует интенсивность колебании (вибро-
перегрузок) данной частоты
В зависимости от интенсивности колебаний
различают лёгкий, средний и тяжёлый Б
Легкий Б (нач стадия Б ) не препятст
вует нормальной эксплуатации ЛА При этом,
как правило колебания ощущаются а кабине
ЛА и служат признаком приближения спас
ных режимов полета (сваливание интенсив
ные колебания) Средний Б затрудняет пи-
лотирование ЛА из за аномального функцио
пирования нек рых бортовых систем и при-
боров в условиях довольно интенсивных
вибраций, ухудшает комфорт экипажа и пас-
сажиров, приводит к существ снижению ре
сурса конструкции Тяжелый Б исключает
возможность пилотирования ЛА, т к при
очень интенсивных вибрациях экипаж пол
ностью теряет работоспособность Последст
виями тяжелого Б для ЛА являются раз
рушения элементов его конструкции Наибо-
лее часто Б возникает на трансзвук ско
ростях полета
Б в осн исследуется эксперим путем
(на моделях ЛА в аэродинамич трубах)
и при летных испытаниях натурного ЛА
Испытания моделей проводятся в неск эта-
пов для определения областей срыва потока
(рис 3) с высоким уровнем пульсаций дав
ления используется визуализации течений
нестационарные аэродинамич силы вызы
вающие Б . определяются измерением пуль
сац составляющих давления с помощью
внутримодельных малоинерц преобразова
телей давления с последующим спект-
ральным и корреляц анализом результатов
измерений Интенсивность Б оценивается но
результатам измерений виброперемещений
виброцерегрузок и вибронапряжеций на ди-
намически-подобной модели ЛА в аэроди
намич трубе Для иек рых элементов ЛА,
иапр панелей обшивки стенок топливных
баков и др , последний этап испытаний иногда
заменяется расчетом напряженно деформи-
рованного состояния с использованием ре-
зультатов измерений нестационарных аэро
динамич сил Достоверность результатов,
полученных при испытаниях моделей, для
анализа Б натурных ЛА зависит от выпол
Рис 1 Спектры пульсаций давления в точке Д
крыла при различных углях втвки рср кв—сред
неквадратичное значение пульсаций давления в —
скоростной ня пор, / — чястота пульсаций
Рис 2. Спектры виброускорения в точке А кры
ла при различных углях атаки а ка—средне
квадратичное значение пибросскореиня у ____ ско
ростной напор f — частота вибраций
Рис 3. Зоны отрыва потока на крыле при
трансзвуковой скорости 1 — скачки уплот
нения 2 — отрыв на задней кромке 3 —
огрыв на конце крыла, 4 —отрыв с передней
кромки 5—отрыв индуцированный скач
ком стрелка —направление потока
нения подобия критериев Отд критерии
подобия, в т ч один из наиболее важных
а данном случае — Рейнольдса число, как
правило, соблюсти не удается Поэтому для
окончат суждения об интенсивности Б ,
выявления его особенностей на данном ЛА
большое значение имеют исследования Б
на натурном ЛА в полете
Методы снижения интенсивности Б осно-
ваны на улучшении аэродинамич компонов-
ки ЛА, плавном сопряжении фюзеляжа с
крылом и оперением рациональном выборе
параметров крыла (удлинений, угла стрело-
видности, толщины и кривизны профиля)
на придании удобообтекаемой формы высту
пающим элементам ЛА (пилонам, антеннам
и Др ) Расположение надлежащим образом
хвостового оперения ЛА относительно крыла
позволяет избежать попадания оперения в
спутный след крыла В нек рых случаях
иапр при Б обшивки, увеличивают толщину
обшивки и усиливают подкрепляющие её
элементы, а также применяют демпфирую-
щие прокладки или обмазки Для предотвра-
щения Б эффективно использование актив
ных систем управления
Первая вызванная Б катастрофа самолета
случилась в Германии в 1930 Именно она
послужила толчком для развития лаб иссле
дований Б на моделях в аэродинамич тру
бах В Германии эти работы велись под рук
X Бленка, в Великобритании — В Данкана
В СССР первые систематич исследования
Б хвостового оперения самолетов выполнены
в 30 х гг Г Г Абдрашитовым Интенсивно
исследовался Б в 50—60 х гг в связи с
широким освоением области трансзвук ско
ростей полета Важнейшее направление нс
следования Б в 80 е гг —установление
соответствия между результатами испытаний
моделей в аэродинамич трубах и резуль
татами летных испытаний натурных ЛА,
а также разработка общих методов расчета
разл видов Б
Лиг Абдрашитов Г Г К вопросу о баф
тинге хвостового оперения М 1939 (Тр ЦАГИ
.№ 395) См также лит при ст Аэроупругость
Г М Фомин
БАХЧИВАНДЖИ Григорий Яковлевич
(1909—43) —сов лётчик испытатель, капи
таи Герой Сов Союза (1973, посмертно)
С 1931 в Сов Армии Окончил Оренбург
ское авиац техн (1933) и лётное (1934)
воен уч-ща Работал летчиком-испытателем
в НИИ ВВС Участник Вел Отечеств войны
В 1942 отозван с фронта для испытаний
первого сов ракетного истребителя БИ
Погиб в испытательном полёте Награждён
2 орденами Ленина Именем Б назван
кратер на Луне В посёлке Кольцово
(Свердловская обл ), станице Бриньков-
ская (Краснодарский край) и в аэропорту
Екатеринбурга воздвигнуты памятники лёт
чику
Бе — марка самолётов, созданных в ОКБ
мор самолетостроения, к-рым с 1934 руко-
водил Г М Бериев, а с 1968 — А К Кон
стантинов (см Таганрогский авиационный
научно-технический комплекс) ОКБ специа-
лизируется на разра-
ботке гидросамолётов
и самолётов амфи-
бий Осн данные
нек-рых самолётов
приведены в табл
Первым самолётом
Бериева был мор Г Я Бахчиванджи.
ближний разведчик
МБР-2 (рис 1) Он представлял собой
летающую лодку с моноплаиным свободно
несущим крылом Конструкция самолё-
та смешанная (деревянно металлическая)
Двигатель М 17 с толкающим винтом уста
навливался над центропланом крыла Лодка
двухреданная с плоскокилеватым днищем
Для поперечной остойчивости под крылом
предусмотрены поплавки Хвостовое опере
ние со средним расположением стабилизато-
ра На самолете были установлены радио-
станция, фотоаппарат аэронавигац обору
дование, стрелковое и бомбардировочное
вооружение В носовой и средней части лодки
размещались две турели для пулеметов
Бомбы подвешивались под крылом В зимнее
время на самолете устанавливались лыжи
Строился серийно
В 1935 МБР 2 модифицируется (рис 2
и рис а табл XVI) На нем устанавли
вается более мощный ПД М 34Н, крыло
снабжается закрылками, кабина летчиков
закрывается фонарем, производится частич-
ная замена оборудования Самолет длит
время находился на вооружении ВМФ, пост
роено св 1500 экз В Вел Отечеств войну
участвовал в боевых операциях в составе
всех флотов
На базе МБР-2 создан пасс гидросамолет
МП-I (морской пассажирский) с ПД М 34
С самолета было снято вооружение и уста
новлены шесть кресел для пассажиров Плат
нан нагрузка составила 540 кг Самолет при
менялся для пасс перевозок на юге страны
и в Сибири На МП-1 в 1937 П Д Оси-
пенко установила три женских рекорда, а в
1938 на этом же самолете Осипенко,
В ф Ломако и М М Раскова совершили
беспосадочный перелет Севастополь — Ар
хангельск
Мор дальний разведчик МДР 5 (рис 3) —
летающая лодка с высоко располож крылом
и двумя ПД М 87А на крыле Донструк
ция самолета цельнометаллическая Крыло
лонжеронное с работающей обшивкой снаб-
жено отклоняющимися щитками Лодка
двухреданная Вооружение включало три
стрелковые установки (носовую, среднюю и
кормовую выдвижную под пулеметы ШКАС)
и подвешиваемые под крылом бомбы Само-
лет был построен в амфибийном и мор
вариантах Испытания прошел в мор вари
анте Серийно не строился
Мор ближний разведчик МБР 7 (рис 4) —
летающая лодка с высоко располож крылом
и двигателем М-103 на верх пов-сти цент
роплана Планер самолета смешанной конст-
рукции Крыло двухлонжеронное с работаю
щей обшивкой каркас хвостовиков крыла
и элеронов металлический, обшит полотном
Лодка деревянная, люки, двери, остов фо-
наря металлические, оперение — каркас ме
таллический рули обшиты полотном Стрел
ковое вооружение—носовая неподвижная
и задняя турельная установки под пуле
мёты ШКАС, бомбардировочное — подве-
шиваемые под крылом бомбы Серийно не
строился
100 БАХЧИВАНДЖИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 1 МБР 2 с ПД М 17
Рис 4 МБР-7
Рис. в КОР 2 (Бе-4)
Рис. 8. Бе 6
Бе 101
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл — Самолёты Таганрогского АНТК
Основные данные	МБР 2 с ПД М 17	МБР 2 с ПД М 34Н	МДР-5	МБР 7	КОР 1 (Бе 2)	КОР 2 (Бе 4)	Л Л 143
Первый полет, год	1932	1935	1939	1939	1937	1940	1945
Начало серийного производства, юд	1934	193b	—		1937	1941	—
Число, tali и марка двигателей	1 ПД М-17Б	1 ПД М 34 Н	2 ПД М 87А	1 ПД М 103	1 ПД М-25А	1 ПД М-62	2 ПД АШ-72
Мощность двигателя, кВт	537	603	699	625	526	735	1650
Тяга двигателя кН	—	—	—			—					
Длина самолета, ч	13,5	13,5	15 9	10.6	8,9	10,5	23
Высота самолёта, м	5,4	5,5	6.1	4,2	4.4	4	7,64
Размах крыла м	19	18 8	25	13	11	12	33
Площадь крыла, м2	55,2	54,7	78,5	26	29,3	23,5	120
Взлетная масса, т							
нормальная	3,6	4 25	8	3.2	2,5	3,35	21,3
максимальная	4 1	4,75	9,2	3,6	2,7			25,2
Мореходность Нв (высота волны) м	0,7	0.7	08	0,7	0,5	0,7	1,5
Бомбовая нагрузка, кг	500	500	1000	400	200	200	4000
Максимальная дальность полета, км	1500**	1520	2455	12|5	872**	800	5100**
Максимальная скорость полёта, км/ч	215	275	345	376	280	350	400
Практический потолок, км	5.1	7,9	8.15	8,5	6,6	7.2	6
Экипаж, чел	3	3	5	2	2	2	7
* Максимальный груз ** Техническая дальность
102 Бе
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Корабельный самолет КОР 1 (Бе 2) пред
назначался для вооружения кораблей и слу
жил для ведения разведки в море, фото-
съемки, корректировки арт огня, связи,
бомбометания Самолет (рис 5}—однопо
илавковый биплан с двшателем М-25А Мог
производить взлет с катапульты, с воды и
посадку на воду Центральный несущий ио
плавок мог быть заменен сухопутным шасси
Конструкция самолета смешанная Кры
лья — каркас из дуралюмина, обшивка по
лотняная, коробка крыльев складывающая
ся—для удобства размещения самолета на
корабле Фюзеляж ферменной конструкции,
обшивка из дуралюмина и полотна Цент
ральный поплавок из дуралюмина Управле-
ние двойное, спаренное Вооружение — три
пулемета ШКАС Строился серийно
КОР 2 (Бе 4) — катапультный корабель-
ный и базовый гидросамолет (рис 6 и рис
в табл XV11I), предназначенный для раз
ведки'в море, корректировки арг О[ня, борь
бы с подводными лодками и торпедными
катерами Выполнен по схеме летающем лод
ки с подкосным крылом типа «обратной
чайки» Планер самолета цельнометаллич
конструкции Крыло двухлонжеронное с ра
ботаюшей обшивкой, снабжено отклоняющи
мися щитками Консоли крыла могли разво-
рачиваться и складываться вдоль оси само
лета Лодка двухреданная Оперение свобод-
нонесущее, стабилизатор и киль двухлон
жеронной конструкции Рули и элероны об-
шиты полотном Стрелковое вооружение —
две установки под пулеметы УБ (носовая
установка неподвижная, средняя — турель
ная) Бомбардировочное вооружение подвес
иое Строился серийно
Гидросамолет ЛЛ 143 (рис 7) предназ
начался для дальней мор разведки, пат
рульной службы, постановки минных заграж-
дений, бомбометания, торпедирования Пред-
ставлял собой цельнометаллич летающую
лодку с высоко располож крылом типа
«чайка», г двумя двигателями АШ-72 на
крыле, двухкилевым оперением Крыло двух-
лонжеронное с работающей обшивкой снаб-
жено шелевымн закрылками Лодка двух-
реданная Топливо размещалось в mrikhx
баках находящихся в прочных контейнерах
в крыле и лодке Стрелковое вооружение —
носовая, верхняя палубная, кормовая и две
бортовые подвижные установки под пуле-
меты УБТ, бомбардировочное — бомбы ми-
ны, торпеды Серийно не строился
Гидросамолет Бе-6 (рис 8 и рис в табл
XXIV) предназначался для дальней мор ра i
ведки, бомбометания, торпедирования и де
сантирования Создан на базе ЛЛ-143 Кон
струкции аналогична прототипу На самолете
Рис. 14 Прототип поисково-спасательного самолёта «Альбатрос»
установлены новая силовая установка с дву
мя двигателями АШ 73 радицлокац щанция
с выдвижным локатором в днище межредац-
ной части Стрелковое вооружение включало
три пушечные установки (носовую — с одной
пушкой HP 23, палубную и кормовую—с
двумя пушками HP 23) Самолет использо-
вался для изучения проблем мореходности и
прочности гидросамолетов Строился се-
рийно
Самолет амфибии Бе-8 (рис 9), предназ
начавшийся для связи, перевозки пассажи-
ров, аэрофотосъемки и 'бучения курсантов
мор авиац училищ, представлял собой одно
двигательную летающую лодку амфибию с
высоко располож крылом подкосного тина,
однокилевым оперением ПД АШ 21 установ-
лен на крыле Конструкция самолета цельно
металлическая Крыло снабжено такрылка
ми Рули и элероны обшиты полотном Шасси
с хвостовым колесом, главные стойки шасси
убираются в борта лодки, что дает возмож
ность производить самостоят спуск самоле-
та на воду и выход из воды Кабина рас-
считана на размещение шести пассажиров
Самолет использовался для натурных ис-
следований применения гидрокрыльев в ка
честве взлегцо посадочных устройств гид
росамолетов Серийно не строился •
Реактивный гидросамолет Р-1 (рис 10) —
летающая лодка со свободнопесущим крылом
типа «чайка» с двумя ТРД ВК 1 Р 1 —
первый в СССР реактивный гидросамолет
Конструкция цельнометаллическая Крыло
кессонного типа Лодка двухреданная В лод
ке ратмещаются носовая и кормовая гермо
кабины В носовой установлены два ката-
пультных креста Для летчика и штурмана
В средней части лодки находится дренаж-
ное устройство для подвода воздуха за ре-
дан при глиссировании Поддерживающие
поплавки убираются на концы консолей
крыла Самолет был использован для реше-
ния проблемы устойчивости движения тидро-
самолета по воде на больших скоростях
Серийно не строился
Бе 10 (М-10), предназначенный для раз
ведки в море и торпедометания — цельно
металлич летающая лодка с высоко распо
лож стреловидным крылом типа «чайка»
(рис 11 и рис в табл XXV) ТРД ЛЛ-7ПБ
расположены у борта лодки под крылом
Поддерживающие поплавки установлены на
концах крыла Крыло кессонного типа, снаб-
жено закрылками Лодка двухреданная, в ее
носовой и кормовой частях размешаются
гермокабины для экипажа с катапультными
сиденьями В межреданной части располо
жен грузовой отсек со створками в днище
лодки Стрелковое вооружение — две носо-
вые неподвижные и кормовая подвижная
установки под пушки HP 23, бомбардировоч
ное — торпеды, бомбы, мины, размещаемые
в лодке Самолет строился серийно На
нем установлено 12 мировых рекордов
Противолодочный самолет-амфибия Бс 12
(М-12) представляет собой цельнометаллич
летающую лодку с высоко распоюж крылом
типа «чайка» и разнесенным вергик one
рением (рис 12 и рис в табл XXV11)
На крыле расположены два ТВД ДД-20Д
Крыло кессонного типа, снабжено закрылка-
Продолжеиие табл
Основные данные	Бе 6	Бе 8	Р 1	Ье 10	Бе 12	Бе-30	Прототип самолета «Альбатрос»
Первый полет, год	1948	1948	1952	|95Ь	1960	1968	1986
Начало серийного производства, год	195!		—	1957	1964	—	
Число, тип и марка двигателей	2 ПД АШ 73	1 ПДАШ 21	2 ТРД ВК 1	2 ТРД АЛ-7ПБ	2 ТВД АИ-20Д	2 ТВД 10	2 ТРДД д зокп
Мощность двигатели, кВт	1770	515	—	—	3810	691	—
Тяга двигателя, кН	—	—	26,5	71 2	—	—	116
Длина самолета, м	23,5	13	19,9	30,7	30 1	15	43.9
Высотз самолёта, м	7,64	4,8	7,1	10	7,4	9,82	И
Размах крыла, м	33	19	20	28.6	29,8	17	41 6
Площадь крыла, мг Взлётная масса, т	120	40	58	130	99	32	200
норуальизя	23,4	* 6	17,3	50	.35	5,7	69,2
максимальная	28	3,8	20,3	—	—	—	—
Мореходность (высота волны), ч	1.5	0,6	0,6	1,2	3 балла		2
Бомбовая нагрузка кг	4000	—	600	.3000	3000		10 000*
Максимальная дальность полёта, км	5000	1340	2000	2960	4000**	1200	—
Максимальная скорость полета, км/ч	427	265	800	910	550	450	800
Практический потолок, км	6 2	5,3	11,5	12,5	12,1	3	13,3
Экипаж, чел	8	2	3	3	4	2	6
* Максимальный груз ** Техническая дальность
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками^® 103
ми Лодка двухреданная В носовой части
лодки установлены брызгоотражающие щит-
ки в межреданной части расположен гру
зовой отсек со створками в днище Шасси
самолёта с хвостовым колесом Убирающееся
в лодку шасси позволяет производить взлет
как с суши, так и с воды, самостоятельный
спуск на воду и выход самолета из воды
Самолёт строился серийно На нём установ-
лено 42 мировых рекорда
Поисково спасательный самолет-амфибия
Бе-12ПС создан на базе Бе 12 Конструкция
планера, силовая установка и штатное обо-
рудование аналогичны прототипу В лодке
этого самолёта оборудован спец отсек с
бортовым люком для приема пострадавших
Самолёт оснащён радиотехн средствами по-
иска, средствами подбора пострадавших из
воды и приёма их на борт, оказания им
мед помощи На самолёте размещаются
также спасат средства, сбрасываемые на
плаву и в воздухе В экипаж самолёта до-
полнительно введены борттехник и медработ-
ник Строился серийно
Для эксплуатации на местных возд линиях
создан «воздушный микроавтобус» — само
лёт Бе-30 (наземного базирования) с двумя
ТВД 10 конструкции В А Глуигенкова Бе 30
(рассчитан на [4 пассажиров) успешно
прошёл заводские, гос и эксплуатац испы
тания, демонстрировался на Междунар
авиац выставке в Париже в 1969, по
строено 5 экз
Прототип поисково-спасательного само-
лёта-амфибии «Альбатрос» (рис 13 и 14) —
реактивная летающая лодка с высоко рас
полож стреловидным крылом и Т-образным
оперением Двигатели расположены над
крылом в его задней части Крыло кессон
ного типа, снабжено эффективной механи
зацией с двухщелевыми закрылками Лод
ка большого удлинения, двухреданная, с дни-
щем переменной килеватости Шасси само
лёта — с носовым колесом Главные стойки
шасси убираются в бортовые отсеки, носовая
стойка — в лодку В процессе лётных испы-
таний на самолёте установлено 14 мировых
рекордов	В Г Зданевич, Л И Кессених
БЕГЕЛЬДЙНОВ Талгат Якубекович (р
1922)—сов лётчик, полковник, дважды
Герой Сов Союза (1944, 1945) В Сов Армии
с 1940 Окончил Чкаловскую воен авиац
школу (1942), Воен возд академию (1950,
ныне им Ю А Гагарина) Участник Вел
Отечеств войны В ходе войны с 1943 прошел
путь от лётчика до ком штурмового авиа-
полка Совершил св 300 боевых вылетов
После войны на командных должностях
в ВВС Деп ВС СССР в [946—54 Нар
депутат СССР с 1989 Награжден орденом
Ленина, 2 орденами Красного Знамени,
орденом Александра Невского, 2 орденами
Отечеств войны 1-й степ, орденом Оте-
честв войны 2 й степ , орденами Красной
Звезды, Славы 3 й степ , медалями Брон-
зовый бюст в г Башкеке
Лит [Морозов С], Дважды Герой Советского
Союза Т Я Бетельдинов, М 1948
БЕДА Леонид Игнатьевич ([920—76) — сов
лётчик, ген лейтенант авиации (1972),
дважды Герой Сов Союза (1944, 1945)
В Сов Армии с 1940 Окончил Чкаловскую
воен авиац школу (1942), Высш офицер
скую лётно тактич школу (1945), ВВИА
(1950), Высш воен академию (1957, позже
Воен академия Генштаба Вооруж Сил
СССР) Участник Вел Отечеств войны
В ходе войны с 1942 был лётчиком штурмо
виком, ком звена, ком эскадрильи, пом
ком штурмового авиаполка Совершил св
200 боевых вылетов После войны в ВВС
Награждён орденом Ленина, 4 орденами
Красного Знамени, орденами Александра
Невского, Отечеств войны I й степ , Красной
Т Я Бетел ьдинов
Л И Беда
А С Бежевец
А Ф Белов
Звезды, медалями Бронзовый бюст в
г Кустанае
Лит Летчики, сост В Митра шейков, 2 изд ,
М 1981
БЕЖЕВЕЦ Александр Саввич (р 1929) —
сов лётчик-испытатель, засл лётчик-испыта-
тель СССР (1971), ген-майор авиации
(1978), Герой Сов Союза ([975) После
окончания Батайского авиац уч-ща лётчиков
(1951) работал там же лётчиком-инструкто-
ром После окончания Воен инж академии
им А Ф Можайского (1959) на испытат
работе Освоил самолёты св 70 типов и
модификаций, в т ч МиГ, Су, Як, Ан, Ил
Гос пр СССР (1981) Награждён 2 орде-
нами Ленина, орденом Красного Знамени,
медалями
безвихревое течение — течение жид
кости или газа, в к ром Отсутствует завих-
ренность поля скоростей, т е вектор ско-
рости V всюду в потоке удовлетворяет
условию го1У=0 и поэтому равен градиенту
скалярной ф-ции <р, называемой потенциалом
скорости (v = grad<p) Представляет собой
частный вид более общего вихревого течения
В Б т частицы жидкости не вращаются
Существование и распространенность Б т
тесно связаны со свойством сохраняемости
завихренности в потоке идеальной несжи-
маемой или баротропной (плотность зависит
только от давления) жидкости при наличии
потенциала массовых сил, согласно к рому,
если в начальном участке потока (или в
начальный момент времени) имеется Б т ,
то оно всюду (и впоследствии) останется
безвихревым, и циркуляция скорости по
любому замкнутому контуру будет равна
нулю В идеальном газе завихренность (цир
куляция) сохраняется для изоэнтропических
течений (баротропных течений)
Кинематич свойство безвнхренности тече
ния идеального газа связано с его термо
динамич параметрами т ц теоремой Л
Крокко, из к рой следует, что при постоян-
ных во всём течении энтропии и полной
энтальпии оно является либо безвихревым,
либо винтовым (вектор завихренности парал-
лелен вектору скорости) Плоскопараллель-
ное течение такого типа всегда будет без
вихревым
Изучение Б т существенно упрощается
тем, что система ур ний аэро и гидродина-
мики сводится к одному ур нию для потен-
циала скорости <р В несжимаемой жидкости
потенциал скорости удовлетворяет ур-нию
Лапласа, к-рое имеет в качестве фундамен-
тальных решений потенциалы источника,
диполя и гидродинамич особенностей более
высокого порядка (см Источники и стоки
гидродинамические, Источников и стоков
метод), причём в силу линейности любая
их суперпозиция также является решением
Для важного случая плоского Б т несжи-
маемой жидкости существует комплексный
потенциал — аналитич ф-ция комплексного
переменного, действит и мнимая части к рой
являются соответственно потенциалом ско
рости и функцией тока Задачи об обтекании
профилей (см Профиля теория) и решеток
профилей и определении действующих на них
снл о глиссировании, истечении струй, ударе
о жидкость и др были решены благодаря
возможности применения методов теории
ф-ций комплексного переменного, напр
метода конформных преобразований
Изучение Б т сжимаемого газа—более
трудная задача, т к ур-ние для потенциала
нелинейно Для плоских течений оно может
быть приведено к линейному путем преоб-
разования годографа (см Годографа метод),
часто используемого в задачах дозвук аэро
динамики (струйные течения, определение
аэродинамич хар-к профилей и др )
При обтекании тонких тел упрощение
ур ния потенциала проводится на основе
возмущений теории Дозвук и сверхзвук
возмущённые течения описываются линей
ными ур ниямн, трансзвук — нелинейными
Б т , проходя через искривл скачок уплот
нения, становится вихревым Однако для
достаточно слабого скачка завихренность
пропорциональна кубу его интенсивности, и
с большой точностью можно считать, что те
чение остаётся безвихревым Поток за скач
ком конечной интенсивности остаётся без
вихревым, если угол наклона скачка к на-
правлению однородного набегающего потока
всюду одинаков (напр , при осесимметрич
ном сверхзвук обтекании конуса)
Одним из наиболее распространённых ме-
тодов расчёта сверхзвук Б т является
характеристик метод, особенно эффективный
в приложении к плоским течениям, где хар-
ки в плоскости годографа (эпициклоиды)
имеют универсальный вид независимо от
структуры течения в физ плоскости
Лит Жуковский Н Е Теоретические основы
воздухоплавании Собр соч , т 6, М~Л, I960,
Кочни Н Е Кабель И А Розе Н В,
Теоретическая гидромеханика 6 изд ч 1 М —Л ,
1963 Седов Л И Плоские задачи гид род ина
мики и аэродинамики 3 изд ГЛ , 1980
ВИГолубкин
БЕЗОПАСНАЯ ДИСТАНЦИЯ — мини-
мально допустимое удаление ЛА от препят-
ствия или другого ЛА, исключающее вероят
ность столкновения
БЕЗОПАСНОЕ ПРЕВЫШЕНИЕ — мини-
мальная допустимая разница между высотой
полёта ЛА и уровнем пов-сти земли (воды)
или высотой выступающего препятствия
исключающая вероятность столкновения ЛА
с пов стью или с препятствиями на ней Б п
устанавливается в зависимости от рельефа
местности и высоты искусств или естеств
препятствий на ней При этом учитываются
скорость ЛА, допуски в точности пилоти-
рования и самолётовождения, погрешности
высотомеров в измерении высот, возможные
вертик отклонения от траектории полёта
в турбулентной атмосфере, орнитология
обстановка
БЕЗОПАСНО ПОВРЕЖДЛЮЩАЯСЯ КОН-
СТРУКЦИЯ — см в ст Эксплуатационная
живучесть
104 БЕГЕЛЬДЙНОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЁТОВ — определя-
ется способностью авиац трансп системы
осуществлять возд перевозки без угрозы
для жизни и здоровья людей Авиац траисп
система включает самолет (вертолёт), эки
паж, службу подготовки и обеспечения по
лёта, службу УВД На исход полета влияет
большое число факторов, закономерности
возникновения к рых весьма сложны и
во ми случаях еще недостаточно изучены
Обеспечение Б п в широком смысле можно
характеризовать как совокупность мер,
предпринятых в процессе создания возд
судна и его эксплуатации с целью сохра
иеиня здоровья экипажей и пассажиров
Чтобы обеспечить Б п , необходимо пре
дусмотреть и практически выполнить все
необходимые меры, касающиеся спец под-
готовки и точного исполнения обязаннос-
тей лётным и диспетчерским составом, на-
дежности авиац техники и подготовки к
полёту ЛА, а также правильного про-
гнозирования и оценки обстановки и ме-
теоусловий, в к-рых будет осуществляться
полёт Эти меры, определяемые на основе
исследований, практич опыта летной работы
и всестороннего анализа авиац происшест
вий, входят в документацию, регламентирую
щую летную работу Для решения проблемы
безопасности на возд транспорте проводятся
работы и мероприятия, направленные на со
вершеиствование орг-ции, техн оснащения и
повышение квалификации персонала всех
служб возд транспорта, на создание потен
циально безопасного ЛА, соответствующего
уровню и условиям эксплуатирующих орг-
ций, иа обеспечение выживаемости пассажи-
ров и экипажа при попадании ЛА в ава
рийную ситуацию
При рассмотрении вопросов Б п следует
учитывать весьма ощутимые потери, к-рые
несёт общество от авиационных проис
шествий не поддающийся подсчёту социаль-
ный ущерб, связанный с гибелью людей,
чистые экон потери (потери техники, ком-
пенсация за утерянное имущество и т п),
потери вследствие уменьшения доверия к
возд транспорту Увеличение пассажиро-
вместимости совр самолетов поставило ка-
тастрофу самолета в разряд нац бедствия
Обеспечение Б п требует объединения уси-
лий создателей авиационной техники и экс-
плуатационников на всех этапах проекти
рования, постройки и эксплуатации воздуш-
ных судов
Оценка состояния Б п проводится по ко
личеств показателям, в качестве к рых
ИКАО использует уровень Б п , определя-
Относнтельиые показатели безопасности полётов
а — число катастроф на 100 тыс ч налёта, б —
числа жертв (экипаж плюс пассажиры) на 1 млн
перевезённых За период 1971—85 даны средне
годовые значения показателей
емый абсолютными (число авиац происше
ствий, число катастроф, число погибших) и
относительными (число происшествий, при-
ходящихся на 100 тыс ч налёта или на
100 тыс полётов, число катастроф на 100
тыс ч налёта, число жертв (экипаж плюс
пассажиры) на [ млн перевезенных (см рис )
нли иа 100 млн пассажиро-км] и др пока-
зателями
Согласно имеющимся оценкам за доста-
точно длит период времени (|0—15 лет)
уровень безопасности пасс перевозок в Ев
ропе характеризуется след ср цифрами
(млн пассажире миль иа одного погибшего
пассажира) ж д транспорт 770, рейсовые
полеты ЛА 185, полёты вне расписания [00,
автомобильный транспорт 67, полеты на част-
ных самолётах 6, езда на мотоциклах 3
Вероятность катастрофы для пассажира в
среднем не превышает I на 500 тыс полетов
В Д Кофман
БЕЗОПАСНЫЙ РЕСУРС - см в ст Ресурс
БЕЗЭХОВАЯ КАМЕРА — то же, что заглу
шенная камера
«БЕЛЛ» (Bell Heircopter Textron Inc ) —
ведущая вертолетостроит фирма США, до
черняя фирма концерна «Текстрон» (Textron
Inc ) Осн в 1935 под назв «Белл эркрафт»
(Beil Aircraft Corp ) Первоначально фирма
специализировалась в осн на стр-ве само
лётов, с 50 х гг переориентировалась на
стр во вертолетов и получила совр назв
В 1937 разработала свой первый самолёт—
истребитель XFM-1 «Эракьюда» с двумя ПД
и толкающими винтами Во время 2-й миро-
вой войны строила истребители Р-39 «Эра-
кобра» (1939, построено 9558, см рис в
табл XX) и Р-63 «Кингкобра» (1942, пост
роено 3303), участвовала в произ ве стра-
Табл 1 —Истребители фирмы «Белл»
Основные данные	Р 39Q	Р 63А	Р 59В
Первый полет, год	1942	1943	1943
Число и тип двигателей	1 ПД	1 ПД	2 ТРД
Мощность двигателя, кВт	895	1110	—
Тяга двигатели. кН	—	—	9
Длина самолёта, м	9,19	9,95	11,83
Высота самолёта, м	3 78	3,73	3 76
Размах крыла м	|0 36	11,68	13 87
Площадь крыла, м2	19,8	23,04	35,8
Взлетная масса.т			
нормальная	3,45	3,78	4.53
максимальная	4,06	4 76	5 7
Масса пуСтОтО самолёта, т	29	3,14	3 7
Боевая нагрузка, т	0 54	0 68	—
Максимальная скорость полёта, км/ч	605	640	665
Потолок м	11 580	10 000	14 000
Экипаж, чел	1	1	1
Вооружение			
пушки	1 Х37 мм	1 х37 мм	1 Х37 мм
пулемёты	4X12,7 мм	4 X 12,7 мм	3X12,7 мм
тегич бомбардировщиков Боинг В 29 Разра-
ботала первый амер реактивный истребитель
Р 59 «Эракомет» (|942, построено 50)
Создала серию эксперим самолётов, начало
к рой положило семейство сверхзвук само-
лётов Х-1 С ЖРД (1946—55, начинали са-
мостоят полет после отделения от самолета
носителя на выс ок 9000 м, см рис
в табл XXX) На X 1 14 окт 1947 впервые
превышена скорость звука (было достигнуто
значение Маха числа полёта МЯ1=1,06, в
дек 1953 Х-1 А развил скорость, соответст-
вующую Моо=2,435) На самолёте Х-2 с
ЖРД (также запускался с самолёта носи
теля) в сент [956 в полёте, закончившем-
ся катастрофой, достигнута скорость, соот-
ветствующая Мте=3,196 Х-5 (1951) был
первым самолетом с крылом изменяемой в по-
лете стреловидности Эксперим вертикаль-
но взлетающие самолёты XV 3 с двумя
поворотными винтами (1955), X [4 с двумя
подъемно-маршевыми ТРД (1956), X 22А с
Многоцелевой самолёт вертикального взлёта и по-
садки V 22 «Оспри*
четырьмя поворотными винтами в кольцевых
каналах (1966), XV-[5 с двумя поворотны-
ми винтами (1977, достигнута скорость бо-
лее 550 км/ч, см рис в табл XXXVII)
Вертолетостроением фирма занимается с
1941 В 1943 создала первый опытный вер-
толёт Белл 30 Специализируется на разра-
ботке лёгких вертолётов, в их числе много-
целевые Белл 47 (1945, построено ок 5|60,
см рис в табл XXX), Белл 204/205 (1956,
построено более [I тыс, состоит на воору-
жении армии США под обозначением UH-1
«Ирокез», см рис в табл XXXII), Белл
206 ([962, к 1988 построено св 7 тыс,
в армии США используется в качестве раз-
ведывательного под обозначением ОН-58
«Киова», гражд вариант—«Джет рейнд
жеп»), боевой вертолёт АН-1 «Хьюикобра»
(1965, см рис в табл .XXXIV), пасс вертолёт
Белл 222 (1976) Осн программы 80-х гг ‘
разработка эксперим. вертолёта с планёром
Табл 2 —Экспериментальные самолёты
фирмы «Белл»
Основные данные	Х-1	X 1А	X 2
Первый полет, год Число и тип двига	1946	1953	1952
телей	1 ЖРД	1 ЖРД	1 ЖРД
Тяга двигателя кН	26.7	26 7	71.1
Длина самолета м	9,45	10,85	13,4
Высота самолёта м	3 26	3 26	4.13
Размах крыла, м	8 54	8,54	9,76
Площадь крыла, м! Максимальная стар	12,1	12,1	24,3
товая масса, т Масса пустого са	6,35	8,16	13
молета т Максимальная ско- рость полета (до стнгиутая при нс	2,22	3 17	8,2
пытаниях), км/ч Динамический по	1556	2650	3360
толок, м	21380	28651	38430
Экипаж, чел	1	1	1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рука^п/?!^в
Табл 3 —Вертолеты фирмы «Белл»
Основные данные	Многоцелевой Белл 47G
Первый полет, год	1953
Число и тип двигателей	1 ПД
Мощность двигателя, кВт	202
Диаметр несущего винта, м	11,3
Число лопастей Длина вертолёта с вращающимися	2
винтами м Высота вертолета с Вращающимися	13,17
винтами, м	2,83
Ометаемая площадь, м2 Взлетная масса, т	100
нормальная	1.2
максимальная	1,34
Масса пустого вертолёта, т	0,82
Максимальная перевозимая нагрузка, т	0 51
Крейсерская скорость полета, км/ч	150
Максимальная дальность полета. Км Статический потолок (без учета алия	440
ния земли), м	3230
Экипаж, чел	1
Число пассажиров	2
Вооружение	—
Многоцелевой Белл 205 (ОН 1Н)	Разведыва тельный ОН-58А	Боевой АН 1S
1966	1968	1976
1 ГТД	1 ГТД	1 ГТД
1040	313	1340
14,63	10,77	13,41 (размах крыла 3 15 м)
2	2	2
17,62	12 49	16 26
4,41	2,91	4,16
168 1	90,93	141 26
4,1	—	4,36
4,31	1,36	4,54
2 36	0.66	2 92
1.76	г	—
205	190	280
510	490	700
1220	2680	3110
1-2	2	2
14	—		
Стрелкове-	1 пулемет	1 пушка
пушечное	(7.62 мм). НАР	(20 или 30 мм) 1 гранатомет (40 мм), Пулемёты (7,62 мм), НАР, до 8 ПТУР
Табл 4 — Вертикально взлетающие самолеты фирмы «Белл»
Основные данные	XV 3	X 22А	XV 15	V 22
Первый полёт, гоД	1955	1966	1977	1989
Число и тип двигателей	1 ПД	4 ТВД	2 ТВД	2 ГВД
Мощность двигатели, кВг	(установлены 338	неподвижно) 934	(В Поворотных 1160	гондолах) 4590
Диаметр поворотного винта, м	7	2.13	7,62	11,58
Число ВИНТОВ	2	4	2	2
Число лопастей	3	(размешены в кольцевых ка налах) 3	3	3
Длина самолета, м	9 4	12 07	12,83	19.1
Высота самолета, м	4,2	631	4,67	5,38
Размах крыла, м	95	7 01/ 11,96*	9,8	14,02
Ометаемая площадь, м2	2X38,6	4X3,56	(без учёт 2X456	а гондол) 2X105 4
Площадь крыла м2	—	12,9/26,6*	15,7	—
Максимальная взлетная масса г при вертикальном взлете	2,18	7.25	59	21,55
при взлёте с разбегом	—	8,02	6,8	27.44
Масса пустого самолета, т	1.63	4,76	4,34	14
Максимальная перевозимая нагрузка, г	—	0 54	-	9,07
Крейсерская скорость, км/ч	280**	485	520	510
Статический потолок (без мчбта влия иия земли). м			—	2440	1220
Экипаж, чел	1	2	2	2
Число пассажиров	—	6	—	24
* В числителе — переднее крыло в знаменателе — заднее ** Расчётная скорость
из композиц материалов, совм с фирмой
«Боинг вертол» воен многоцелевого СВВП
V-22 «Оспри» с двумя поворотными винтами
(1989, см рис ) К кон 80 х гг построено
более 28 тыс вертолетов Осн данные нек-
рых самолетов и вертолетов фирмы при
ведены В таб'[ 1—4	В В Беляев
БЕЛОВ Александр Федорович (1906—91) —
сов металлург, акад АН СССР (1972),
Герой Соц Труда (1966) Окончил Моск
горную академию (1929) Работал на метал-
лургии пр тиях В 1961 —86 нач Всесоюз-
ного ин та легких сплавов Осн труды в
области создания и совершенствования про
цессов плавления, литья и обработки легких,
жаропрочных и тугоплавких сплавов для
авиац техники Золотая медаль им Д К Чер
нова АН СССР (1982) Ленинская пр
(1964). Гос пр СССР (1943, 1946, 1949)
Награжден 4 орденами Ленина, орденом
Октябрьской Революции, орденом Отечеств.
106 БЕЛОВ
войны 1 й степ, 5 орденами Трудового
Красного Знамени, орденом Дружбы наро-
дов, медалями Портрет см на стр 104
БЕЛОЦЕРКОВСКИЙ Олег М ихайлович (р
1925) — сов ученый в области механики,
акад АН СССР (1974, чл корр 1972)
Окончил МГУ (1952) В 1962—87 ректор
Моск физ техн ин-та (с 1966 проф J, одно
временно в 1952—55 науч сотрудник Матем
иц-та им В А Стеклова АН СССР, с 1962 -
Вычислит центра АН СССР, в 1987 назначен
директором ин та автоматизации проектиро-
вания АН СССР разработал числ методы
решения задач совр аэро- и газодинамики,
исследовал хар ки гиперзвук ЛА Им полу
чены фундам теоретич и прикладные резуль
тэты в области трансзвук течений газа,
пространств сверхзвук обтекания тел слож
ной геометрии, аэродинамики при гиперзвук
обтекании ЛА с учетом его аэродинамич
нагревания и др. Золотая медаль
им Н Е Жуковского (1961) Ленинская
пр (1966) Награжден орденами Ленина,
Октябрьской Революции, 3 орденами Тру-
дового Красного Знамени медалями
БЕЛЯЕВ Виктор Николаевич (1896—1953) —
сов ученый, один из основоположников нау
ки о прочности металлич самолетов, авиа
конструктор, проф (1949), д-р техн наук
(1940) В 1920—23 учился в Моск поли-
техи и в те и МГУ С 1922 занимался расче
тами на прочность самолетов в разных КБ
и ЦАГИ (с 1926, с перерывом в 1941—43)
В 1926—34 разработал метод расчета на
прочность прямого свободиоиесущего крыла
с жесткой обшивкой Предложил метод рас-
чета критич скорости флаттера и способ
повышения Этой скорости — установку про
ти во флаттер ных грузов в носовой части
крыла (1933—36) В 1934—37 создал три
планера, воплотив в них свои идеи о флат
тероустойчивости В 1939 Б—гл конструк
тор з-да, на к-ром построен дальний бомбар-
дировщик ДБ ЛК, внешне напоминающий
«летающее крыло» (рис в табл XIII) В
194)—44 нач расчетного бюро и отдела
прочности на з де Затем работал в ЦАГИ
(в 1946—51 нач отдела) Награжден 2 орде-
нами Трудового Красного Знамени, меда
лями
Лит Ел «невский Г С. В Н Беляев в кн
Прочность летательных аппаратов, М j967 (Труды
ЦАГИ в 1069)
БЕЛЯКОВ Александр Васильевич (1897—
1982) —сов штурман, специалист по аэро-
навигации, д р (еогр наук (1938), ген-лей
тенант авиации (1943), Герой Сов Союза
(1936) В Сов Армии с 1919 Окончил воен
уч-ще (1917), фотограмметрич школу
(1921) В 1930 — 35 преподаватель и нач
кафедры Воен возд академии РККА им
проф Н Е Жуковского (ныне ВВИА)
Совм с Г Ф Байдуковым и В П Чкаловым
совершил перелеты Москва—о Удд (ныне
о Чкалов), 1936, Москва — Сев полюс —
Ванкувер (США), 1937 В 1936—39 флаг-
штурман дальнебомбардировочной авиации
и флаг-штурман ВВС С 1940 зам нач Воен
академии командного и штурманского соста
ва ВВС Красной Армии (ныне Воен возд
академия им Ю А Гагарина), во время
Вел Отечеств воины нач ряда воен авиац
уч заведений В 1945—60 нач ф-та Воен -
возд академии, с 1960 проф Моск физ
техн ин та Автор ми науч трудов по
аэронавигации Деп ВС СССР в 1937—46
Награжден 2 орденами Ленина, 3 орденами
Красного Знамени, орденом Отечеств войны
1 й степ, 2 орденами Трудового Красного
Знамени, 3 орденами Красной Звезды, меда
лями
Соч В почет сквозь годы М. 1981
БЕЛЯКОВ Ростислав Аполлосович (р
1919)—сов авиаконструктор, акад АН
СССР (1981, чл корр 1974), дважды Герой
Соц Труда (1971, 1982) После окончания
МАИ (1941) — в ОКБ А И Микояна на
инж -конструкторских должностях, с 1971
ген конструктор этого ОКБ Под рук Б
создан ряд эксперим самолетов и серийных
авиац комплексов разл назначения, в т ч
фронтовой истребитель МиГ 29, истребитель-
перехватчик МиГ-31 Б решены важные
проблемы в области создания конструкций
самолётов работающих в условиях значит
аэродинамич нагревания, применения Крыла
с изменяемой стреловидностью в полете,
систем управления сверхзвук самолетами,
повышения маневренности самолетов Под
его рук отработаны эффективные комплексы
бортового оборудования, проведены иссле-
дования в области аэро и газодинамики.
Динамики полета, прочности, аэроупругости,
конструкц материалов и технологии самоле-
тостроения Золотая медаль им А Н. Ту-
полева (1987) Деп ВС СССР в 1974—89
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ленинская пр (1972), Гос пр СССР (1952,
1989) Награждён 4 орденами Ленина, орде-
нами Октябрьской Революции, Трудового
Красного Знамени, Красной Звезды, «Знак
Почёта», медалями Бронзовый бюст в
г Муроме Владимирской обл См ст МиГ
БЕЛЯНИН Петр Николаевич (р 1926) —
сов ученый в области технологии авиа
строения, чл -корр АН СССР (1984) Окон-
чил Харьковский авиац ин-т (1949) Рабо-
тал иа самолётостроит з-де С 1956 в
НИИ технологии и орг ции произ-ва (с 1973
нач ин та, с 1990 — директор науч -техн
центра ин та) Осн труды в области авто
матизир проектирования и реализации тех-
нологий в самолётостроении с помощью ЭВМ
Под его рук созданы отечеств пром
робот УМ-1 и гибкая производств система
АЛПЗ I, выпускающая корпусные детали
ЛА Ленинская пр (1980), Гос пр СССР
(1986) Награждён 2 орденами Трудового
Красного Знамени, орденом «Знак Почёта»,
медалями
БЕЛЯНСКИЙ Александр Александрович
(1906—81)—гос и хоз деятель, ген майор
инж-авиац службы (1944), Герой Соц
Труда (1945) По окончании Днепропетров-
ского металлургия ин та (1930) работал
инженером, пом нач цеха на з де им
Г И Петровского (в Днепропетровске)
В 1938—41 гл механик, нач произ-ва Воро
нежского авиац з-да, где при его непо-
средств участии налажен серийный выпуск
ряда самолётов, втч штурмовиков
Ил 2 В 1942 55 директор Моск авиац
з-да № 30 и Куйбышевского авиац з да
№ 18, производивших в годы Вел Отечеств
войны штурмовики Ил В 1955—72 на разл
руководящих должностях Деп ВС СССР
в 1946—58 Гос пр СССР (1949) Награжден
4 орденами Ленина, 3 орденами Трудового
Красного Знамени, медалями
БЕНЗИН АВИАЦИОННЫЙ — см в ст Топ-
ливо авиационное
БЕРЕГОВОЙ Георгий Тимофеевич (р
1921) —сов летчик-испытатель, ген лейте-
нант авиации (1977), дважды Герой Сов
Союза (1944, 1968), летчик-космонавт СССР
(1968), канд психол наук (1975), засл
летчик испытатель СССР (1961), засл мае
тер спорта СССР (1969) Окончил Воро
шиловградскую школу авиац лётчиков им
Пролетариата Донбасса (1941) Участник
Вел Отечеств войны В ходе войны был лёт
чиком, ком эскадрильи штурмового авиа-
полка Совершил 185 боевых вылетов После
войны окончил Высш офицерские курсы и
курсы летчиков-испытателен (1948), Воен -
возд академию (1956, ныне им Ю А Гага-
рина) В 1948 64 работал лётчиком-испы-
тателем в НИИ ВВС Провёл гос испытания
самолётов МиГ, Ла, Як, Ту (в т ч на критич
режимах полёта) Летал на самолётах св 60
типов В 1964—72 в отряде космонавтов В
1968 совершил полёт в космос В 1972—87
нач Центра подготовки космонавтов им
Ю А Гагарина Деп ВС СССР в 1970—84
Золотая космич медаль и медаль им Ю А
Гагарина (ФАИ) Гос пр СССР (1981) Наг
раждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Крас
ного Знамени, орденами Александра Невско-
го, Богдана Хмельницкого Зй степ , 2 ордена-
ми Отечеств войны 1 и степ , 2 орденами
Красной Звезды, орденом «За службу Роди-
не в Вооружённых Силах СССР» 3 й степ ,
медалями, а также иностр орденами Брон
зовый бюст в г Енакиево Донецкой обл
Соч Угол атаки, М , 197] О времени н о себе
М., 1982
Лит Сомов Г А, Третья высота, 2 изд М
1983
БЕРЕЗИН Михаил Евгеньевич (1906—50) —
сов конструктор авиац стрелково-пушеч-
ного вооружения Окончил Ленингр воен -
механич ин-т (1934) Работал на Тульском
оружейном з-де С 1935 в КБ, где разра-
ботал 12,7-мм авиац синхронный пулемёт
БС На базе этого пулемёта создан и принят
на вооружение ВВС в 1941 универсальный
пулемет УБ Принимал участие в создании
авиац пушек, втч Б-20 Гос пр СССР
(1941, 1946) Награждён орденами Ленина
Суворова 2 й степ , Кутузова 1 й степ , 2
орденами Трудового Красного Знамени,
медалями
БЕРЕЗНЯК Александр Яковлевич (1912—
74) —сов конструктор в области ЛА, д-р
техн наук (1968), засл деятель науки и
техники РСФСР (1973) С 1931 в авиац
пром-сти После окончания МАИ (1938)
работал в ОКБ В Ф Болховитинова, где
совм с А М Исаевым создал (1942) первый
сов ракетный самолёт БИ с ЖРД (рис в
табл XVI11) С 1957 гл конструктор Под
рук Б создан ряд образцов авиац техники
Ленинская пр (1962), Гос пр СССР (1970)
Награжден орденами Ленина, Октябрьской
Революции, Трудового Красного Знамени,
медалями
БЕРЙЕВ (Бериашвили) Георгий Михайло
вич (1903—79)—сов авиаконструктор, д-р
техн, наук (1961), ген майор инж-техн
службы (1951) Окончил Ленингр поли-
техи ин т (1930) Под рук Б в ЦКБ был
создан гидросамолет МБР 2 (1932), что яви-
лось важным этапом в развитии отечеств
гидроавиации В 1934 68 Б гл конструк-
тор ОКБ мор самолетостроения в Таганро-
ге В эти годы созданы гидросамолеты
Л4П-1, МДР 5, МБР-7, Бе-6 с ПД и реак-
тивные Р 1 и Бе 10, самолеты-амфибни Бе-8
и Бе-12, корабельные катапультные самолё
ты Бе-2 и Бе 4 и сухопутный пасс само
лет Бе-30 Гос пр СССР (1947, 1968)
Награжден 2 орденами Ленина, 2 орденами
Трудового Красного Знамени, медалями Имя
Б носит Таганрогский авиационный научно
технический комплекс См ст Бе
БЕРИЛЛИЕВЫЕ СПЛАВЫ. В пром мае
штабах Б с начали применять в 50-х гг
Осн направление в использовании Б с —
создание конструкц материалов для ЛА Ряд
Б с системы бериллий—алюминий (алюми
ния 24—43%), получивших назв «локэллой»
разработан амер концерном «Локхид» Эти
сплавы обладают мн ценными свойствами
малой плотностью, высокой пластичностью
сравнительно небольшой чувствительностью
к поверхностным дефектам Сплавы не тр<
буют хим травления после обработки р<
занием Большой диапазон значений модуля
упругости, прочности и пластичности, ха
рактерный для этих Б с , обеспечивает
широкую сферу их применения
Достаточно большое распространение по
лучили конструкц Б с системы алюминий—
бериллий -магний (ДБМ), содержащие 10—
70% бериллия и 2—9% магния, эти Б с
разработаны И Н Фридляндером, Р С Ам
барцумяном, К П Яценко совм с А В Но
восёловой Сплавы АБМ в зависимости от
содержания бериллия имеют плотность
2000—2400 ki/m3, модуль упругости 120—
240 ГПа, характеризуются высокой уд проч
ностью и жесткостью повыш сопротивлени-
ем повторным, акустнч н ударным нагруз
кам, малой чувствительностью к концентра
торам напряжений
Осн метод получения изделий и полу-
фабрикатов из Б с — порошковая металлур
гня, иногда для этой цели применяется
литьё Высокопрочные дисперсноупрочнен-
ные Б с (см Дисперсноупрочненные мате
риалы) получают обработкой горячепрессов
заготовок давлением в стальных оболочках
прн 1010—1175 °C Изделия из Б с прутки,
трубы, конусы, листы, профили и т д Соз
данные материалы на основе бериллия спо
собны работать длит время при 1100—
1550 °C и короткое время при 1700 “С, эти
www.vokb-la.spb.
Д. Берну.'Ыи
А. А. Бессонов.
Э. К. Бирнбаум.
М. Р. Бисноват.
материалы представляют собой Интерметал-
лич. соединения бериллия (с ниобием, тан-
талом, цирконием).
Бериллий используется также Для изготов-
ления слоистых и композиц. материалов
бериллий—алюминий, бериллий—титан и
др., обладающих ценным сочетанием свойств.
Лит.: Па пиро а И. И., Бериллий — конструк-
ционный материал, М., 1977.
И. Н. Фридляндер. Г. В. Кирсанов.
БЕРНУЛЛИ (Bernoulli) Даниил (1700—
1782)-- швейц, учёный в области матема-
тики, механики, физиологии, медицины, акад.
(1725), иностр, почётный чл. Петерб. АН
(1733). Один из основоположников теоретич.
гидродинамики. Вывел осн. ур-ние стацио-
нарного движения идеальной несжимаемой
жидкости, находящейся под действием толь-
ко сил тяжести (см. Бернулли уравнение).
Разрабатывал кинетич. представления о
газах.
Соч.: Гидродинамика, или Записки о силах
и движениях жидкостей, пер. [с лат.]. Л., 1959.
БЕРНУЛЛИ УРАВНЕНИЕ в аэро и гид-
родинамике — соотношение, связываю-
щее газо- или гидродинамич. переменные
вдоль линии тока установившегося баро-
тропного [р=у(р)[ течения идеальной жид-
кости или газа в потенциальном поле массо-
вых сил (F=—gradFI, где П — потенциал):
n+r2/2+Sdp/e=c,
где V — скорость, р — давление, е — плот-
ность, С — постоянная, к-рая сохраняет своё
значение неизменным вдоль линии тока, но
может менять его при переходе от одной
линии тока к другой. Получено Д. Бернулли
в 1738 (отсюда назв.) для потока несжи-
маемой жидкости в гравитац. поле Земли,
действующем вдоль оси z (ll = gz, где g—
ускорение свободного падения), в виде г-|-
+ V2/2g+p/ (Qg) = const. Каждый член этого
ур-ния имеет размерность длины и допускает
физ. интерпретацию: z — геом. высота или
высота слоя жидкости над нек-рой гори-
зонтальной плоскостью; V2/2g — скоростная
высота или высота, при свободном падении с
к-рой в пустоте частица жидкости достигла
бы скорости И; p/(pg)— пьезометрич. высота
или высота столба жидкости, у подножия
к-рого давление равно р. Следовательно,
вдоль линии тока сумма геом., скоростной
и пьезометрич. высот остаётся постоянной.
Значение Б. у. состоит в том, что оно поз-
воляет по известному полю скоростей рас-
считать поле давления. Б. у. является ин-
тегралом Эйлера уравнений (отсюда др.
назв. Б. у.— интеграл Бернулли). Б. у.
наз. также интеграл энергии уравнения 114-
+Л+l/2/2= const (Л — энтальпия), справед-
ливый для потока идеального газа в отсутст-
вие источников и стоков энергии.
В. Л. Башкин.
БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АП
ПАРАТ летательный аппарат без экипажа
на его борту, предназначенный для управ-
ляемых или неуправляемых полётов. По наз-
начению Б. л. а. могут быть и.-и., нар.-хоз.,
спортивными и военными. Различают одно- и
многоразовые Б. л. а. Управление Б. л. а.
осуществляется с помощью бортовых про-
граммных устройств или дистанционно по
радио — дискретно или непрерывно (в пос-
леднем случае Б. л. а. наз. дистанционно-
пилотируемым летательным аппаратом).
БЕССОНОВ Анатолий Алексеевич (1892 —
1983) — сов. конструктор авиац. двигателей.
Окончил Петрогр. политехи, ин-т (1915). С
1922 работал на авиамоторном з-де «Икар»
(впоследствии з-д № 24 им. М. В. Фрунзе).
Здесь под его рук. освоено произ-во
ПД М-5, разработаны М-15 (первый сов.
высотный ПД с приводным нагнетателем
для наддува) и М-26, ряд опытных ПД. Был
необоснованно репрессирован и в 1931—33,
находясь в заключении, работал в особом
техбюро ОГПУ, где разрабатывались опыт-
ные ПД и дизели марки ФЭД. В 1935—50
гл. конструктор ЦИАМ. В 1940 под его рук,
построен оригинальный 36-цилиндровый дви-
гатель М-300, являвшийся в то время наи-
более мощным двигателем (2200 кВт). На-
граждён орденом Красной Звезды, медалями.
«БЕСХВОСТКА»— схема самолёта, отли-
чающаяся отсутствием у него горизонталь-
ного оперения (см. ст. Аэродинамическая
схема).
БИ — первые сов. ракетные самолёты.
Созданы в 1941—45 в ОКБ В. Ф. Болхови-
тинова и Реактивном иауч.-иссл. ин-тс
(РНИИ). Назв. дано по первым буквам фа-
милий конструкторов: А. Я. Березняка (от-
ветственный за проект в целом) и А. М- Исае-
ва (ответственный за двигат. установку).
БИ создавался как истребитель-перехватчик
с ЖРД, взлетающий с быстрым набором
высоты и после скоротечного боя произво-
дящий посадку с выключенным двигателем.
БИ — моноплан деревянной конструкции, дл.
6,9 м, размах крыла 6,6 м, площадь крыла
7 м2, шасси убирающееся, вооружение — две
пушки калибра 20 мм. ЖРД, располож. под
хвостовым оперением, работал на керосине
и азотной кислоте, вытесняемых из баков
сжатым воздухом. Керосиновые баки были
расположены спереди, азотнокислотные —
в ср. части фюзеляжа; между баковыми от-
секами находилась кабина пилота. Лётные
испытания БИ в безмоторном варианте про-
водил Б. Н. Кудрин. Первые семь испытат.
полётов трёх самолётов БИ с работающей
двигат. установкой (ДУ) проведены с ЖРД
Д-1-А-1100 (тягой до 10,8 кН) конструк-
ции Л. С. Душкина. Первый полёт выпол-
нил Г. Я. Бахчиванджи 15 мая 1942 на пер-
вом опытном экземпляре БИ-1. В седьмом
полёте (27 марта 1943) скорость самолёта
превысила (предположительно) 800 км/ч,
самолёт затянуло в пикирование, он разбил-
ся, а Бахчиванджи погиб. В 1944 в РНИИ
(куда вошло ОКБ Болховитинова) на БИ
был установлен двигатель РД-1 конструкции
Исаева, одновременно была снижена масса
ДУ и увеличен запас топлива; планёр са-
молёта не подвергся существ, изменениям.
ДУ работала 6] с с номинальной тягой до
11,8 кН; затем тяга снижалась в соответст-
вии с давлением подачи, к-рое постепенно
уменьшалось до 60% от нач. значения;
общая продолжительность работы ДУ соста-
вила примерно 120 с. При последнем взве-
шивании взлётная масса БИ была равна
1800 кг (масса конструкции 996 кг). Макс,
расчётная скорость 860 км/ч. В процессе
заводских испытаний, успешно проведённых
в янв.—мае 1945, при угле набора высоты
33—34° была достигнута скорость 587 км/ч,
при горизонтальном разгоне самолёта приё-
мистость составила 18,7 км/ч в I С. Всего
изготовлено 9 экз. БИ. В связи с оконча-
нием Вел. Отечеств, войны самолёт не полу-
чил боевого применения. См. рис. в табл.
XVIll.	А- В. Баженов.
БНМС ( англ, beams, мн. число от beam —
бревно, балка, перекладина) — элемент уси-
ления больших вырезов в конструкции кар-
каса ЛА (см. рис.). Выполняется в виде
балки коробчатого сечеиия и служит для
обеспечения общей жёсткости и прочности
контура выреза благодаря образованию еди-
ной силовой рамы вокруг него. Одновре-
менно Б. воспринимает значит, местные на-
грузки от замков и петель грузовых рамп*
створок и дверей. Обычно применяется в
Отсек фюзеляжа самолёта с бимсами, усиливаю-
щими вырез (люк) на нижней поверхности.
самолётах, имеющих большие вырезы в фюзе-
ляже для грузовых дверей, погрузочных
рамп и грузоотсеков.
БИО—САВДРА ФОРМУЛА в аэро- и гид-
родинамике [по имени франц, учёных
Ж- Б. Био (J. В. Biot) и Ф. Савара (F. Sa-
vart)]— соотношение для определения в
рассматриваемой точке А(х, у, г) прираще-
ния AV вектора скорости, индуцируемого
в неогранич, идеальной несжимаемой жид-
кости бесконечно малым элементом ds вих-
ревой нити L (см. Вихрь свободный) интен-
сивности Г:
1’	ds
AV = --[kl] —
4л	г2
где к—единичный вектор по направлению
касательной к L в точке Af(*i, </i, Zi) рас-
сматриваемого элемента ds (см. рис.), 1 —
единичный вектор по направлению радиус-
вектора^ г, г=[г]=[(х-х1)!+(|/-У|)г+(г-
— г,)2] . Интегрирование Б.—С. ф. вдоль
вихревой нити L приводит к ф-ле для оп-
ределения вектора скорости V, индуцируе-
мого вихревой нитью в точке А:
v=^L[ki]Jz
Обе ф-лы являются частным случаем реше-
ния более общей задачи гидродинамики о
нахождении поля скоростей по заданному
108 БЕРНУЛЛИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
MIX' у,
полю завихренности
Б — С ф широко
применяется в аэро-
и гидродинамике для
решения прикладных
задач напр дли рас
чета аэродинамич
хар к крыла конечно
го размаха, гребного
и возд винтов и т д
Первая из приведен
ных ф-л аналогична хорошо известной в
физике ф ле Био — Савара, определяющей
воздействие тока (Г), текущего в линейном
проводнике (L). на помещенный в точку И
единичный магн полюс
БИОТЕЛЕМЕТРИЯ /от греч bios — жизнь,
tele — далеко и metreo — измеряю) в авиа-
ции—способ непрерывного оперативного
мед контроля и прогнозирования психофи
зиол состояния летчика в полете Данные
Б способствуют физиол нормированию лет
иой нагрузки, выявлению и устранению де
фектов предполетного мед контроля и вра
чебно-летной экспертизы, обосноваиню ин-
дивидуальной экспертной оценки проф при
годности, диагностике предболезненных сос
тояний, случаев внезапной потери сознания и
реконструкции состояния летчика в период,
предшествующий критич моменту полета
Наблюдение за психофизиол состоянием
летчика в полете может осуществляться ви
зуально по видеотелевиз монитору Физиол
параметры жизнедеятельности лётчика от
спец датчиков передаются с борта ЛА через
радиостанцию на землю Все данные анали
зируются врачом совм с руководителем поле-
та При возникновении опасных отклонений в
состоянии летчика (угроза потери сознания,
прединфарктные изменения и ар ) принима-
ется решение о досрочном прекращении по
лётного задания Биотелеметрии показатели
летчика записываются на бортовые и назем
ные магн накопители н учитываются совм
с данными др специалистов прн анализе при
чин летных происшествий
Во врачебном контроле летного состава Б
массового распространения пока не получи
ла За рубежом биотелеметрии аппаратурой
оборудованы единичные самолеты-лабора
тории, используемые в исследоват целях и
в работе врачебно летных комиссий В иа
шей стране Б используется при мед обес
печении безопасности космич полетов, раз
рабатываются техц решения для виедре
ния методов и средств Б (в т ч бесконтакт
ных систем) в авиации
В В Литовченко И Д Малинин
БИПЛАН (от лат bis — дважды и planum —
плоскость) — аэродинамическая схема само
лета характеризующаяся двумя несущими
пов-стями (крыльями), расположенными од-
на над другой Б классифицируют по
взаимным размерам крыльев — с равными и
неравными (полутораплан) крыльями, цо
взаимному расположению крыльев — с выно
сом (если верхнее крыло выдвинуто вперед цо
отношению к нижнему), с обратным выно
сом (если выдвинуто вперед нижнее крыло) и
Одностоечный биплан
без выноса, по наличию и числу рядов стоек
(при виде спереди с одной стороны, см
рис)—бесстоечный или свободнонесущии
(редкоу потребительное — монпбиплан)
одно , двух- и многостоечный цо наличию
расчалок— расчалочныи, безрасчалочныи
Схема Б была широко распространена
наравне со схемой моноплана до нач
30 х гг По этой схеме построены первый
самолет братьев Райт, бомбардировщик
«Илья Муромец», массовый уч самолет
По 2 (У 2. см Поликарпова самолеты] и
мн др известные самолеты
Большая жесткость бипланной коробки
позволяла при прочих равных условиях уве
личить площадь крыла и получить мень
шие значения уд нагрузки на крыло по
сравнению с моноплацом Кроме того, при
заданной подъемной силе индуктивное сопро
тивление Б меньше, чем моноплана с тем
же размахом крыла В результате по срав
нению с монопланом Б были более манев
ренными (особенно на виражах) имели мень
шие посадочные и взлетные скорости Боль
шинство рекордов высоты в 20—30 е гг было
установлено на Б . одни нз них — на истре
бителе И 15 (летчик В К Коккинаки
1935 14 575 м) В 30 е гг предпочтение бы
ло отдано свободнонесугцим монопланам
имевшим меньшее лобовое сопротивление
что обеспечивало увеличение скорости поле
та В послевоен годы схема Б исполь
зуется редко В числе наиболее удачных кон
струкций этого периода — многоцелевой са
молет Ан 2 выпускавшийся ок 40 лет
(рис В табл XXIV)	Л А Курочкин
БИРНБАУМ Эрнст Карлович (1894—1965) —
сов воздухоплаватель Участник 1-й мировой
н Гражд войн Окончил Высшие вогду
хоплават командирские курсы (1920), Выс
шую воздухоплават школу (1923) и работал
инструктором в высших уч заведениях ВВС
В 1929—30 цач Воздухоплават школы Осо
авиахима в Москве В 1938—40 ком уч
опытной эскадры дирижаблей ГВФ Во время
Вел Отечеств войны ком дивизии аэро
статов заграждения в Москве Совершил ряд
полетов на свободных аэростатах Пнлоти
ровал (совм с Г А Прокофьевым и К Д Го
дуновым) стратостат «СССР I», достигший
выс 19 км (1933) Награжден 2 орденами
Ленина орденами КРа<-ного Знамени, Крас
ной Звезды медазями
БЙСНОВАТ Магус Рувимович (1905—77) —
сов авиаконструктор д р техн наук (1965).
Герои Соц Труда (1975) После окончания
МАИ (1931)—в авиац пром сти С 1938 гл
консгруктор ОКБ ЦАГИ, где под его рук
были созданы экспс'рим самолеты СК 1 и
СК 2 В 1941—48 гл конструктор ря да авиац
з-дов, руководил выпуском истребителей
ЛаГГ-3 разработкой новой авиац тех
ники С 1948 Б работа д над созданием
первых отечеств беспилотных ЛА Под рук
Б разработаны и внедрены в серийное
произ-во теплостойкие металлокерамич сое
динения, спец виды обработки титановых
сплавов и др Ленинская пр (1966) Гос
пр СССР (1973) Награжден 2 орденами
Ленина, орденом Трудового Красного Знаме
нн, медалями
БИЧ — обозначение планеров и самолетов
конструкции Б И Черановского
«БИЧ», «Бнч крафт» (Beech Aircrali
Corp ) — самолетостроит фирма США Осн
в 1932, с |980 дочернее отделение фирмы
«Рейтеон» (Raytheon Со ) Во время 2-й ми
ровой войны строила уч тренировочные са-
молеты АТ 10 а также легкие бомбарди
ровщнки и штурмовики др фирм После
войны начала выпускать легкий адм само
лет «Бонанза» 35 с ПД и V образным опере
нием (первый полет в 1945. построено более
11 тыс ) В 80-х гг выпускала адм н лег
кие трансп самолеты св 20 типов, в т ч С
Рис 1 Административный самолет «Старшип* 1
Рис 2 Административный самолет «Бичджег» 400 А
ПД—«Дачесс» «Барон», «Дьюк» с ТВД —
«Кннг ЭР» и «Супер кинг эр» и уч трени-
ровочный самолет Т 34С (1973) К 1990 по-
строено ок 49,5 тыс самолетов В 1955 на-
чат выпуск возд мишеней Наибольшее рас
пространение получили сверхзвук мишени
типа AQM 37А с ЖРД (1959), запускаемые
с самолста носителя В 1986 построен тур
бовинтовон адм самолет «Старшип» I аэро-
Дипамич схемы «утка» на 8—11 пасс
мест, выполненный почти полностью из ком
позиц материалов (рис 1) С 1985 фирма
выпускает адм самолет «Бичджет» 400 А
(рис 2) с двумя ТРДД на семь пасс
мест (самолет разработан фирмой «Мицуби
си-» I
БЛЕРИО (Bierrot) Луи (1872—1936) -
франц авиаконструктор, один из пионеров
авиации Окончил Центр школу гражд ин-
женеров в Париже В 1906 вместе с Г Вуа-
зеноч основал авиамастерские ставшие поз
же фирмой «Бтсрио аэронотик» (Blenot
Aeronautique) В 1907 на самолете схемы
«утка» Б совершит короткие подлеты, на
самолете «Стрекоза» (с тандемным распо
ложен нем крыльев) - полеты на расстояние
до 184 м а па Блерио VI1 — до 500 м
В 1908 на усовершенствов моноплаце Бле
рио VH1 выполнен 14-километровый пере
лет за 11 мин 25 июля 1909 Б на монопла
не Блерио XI с ПД мощи 18,4 кВт первым
перелетел через против Ла Майш (38 км за
36 5 мин) Варианты этого самолета выпуска-
лись большими сериями и широко исопль
зовались Францией и Великобританией в нач
i й мировой войны На самолете Блерио
Х11 впервые совершен полет с двумя пас
сажирами (1909) а на Блерио Х1П—
полет с 9 пассажирами (1911) В 1914—
19 выпускались в осн истребители марки
СПАД (в т ч СПАД VI1 н широко при-
менявшийся во мн странах СПАД Х1П),
позже — разл воеи . трансп и спортивные
самотеты, в т ч пасс самолеты СПАД 33
и СПАД 56 В 1932 на самолете В 110 ус
тановлен мировой рекорд дальности по замк
нутому маршруту - 10601 км В 1936 фирма
Б была национализирована Б имел франц
свидетельство пилота № 1 В его честь в
1936 учреждена медаль ФАИ (см Награ-
ды ФАИ) См рис в табл Ш и VI Портреп
см на стр 110
БЛИСТЕР( от англ blister — волдырь) — ус-
танавливаемый на фюзеляже полый обте-
каемый выступ из оптически прозрачного
материала для обеспечения членам экипажа
Необходимого обзора напр при работе с
прицельной аппаратурой (воен авиаций).
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими	109
Л Блерио
П А Богданов
поиске рыбных косяков, ведении визуальной
ледовой пазведки и т п (гражд авиация)
БЛОК (Bloch) М — см Дассо М
«БЛОК» ( Avroos Marcel Bloch) — см «.Дас
со»
«БЛОМ УНД ФОСС» (Blohm und VofJ Schif-
fswerft, Abteilung Flugzeugbau)—самолете
строит фирма Германии Образована в
1933 как отделение одноименной кораблест
роит фирмы После 2-й мировой войны вос-
создана в ФРГ иод назв «Гамбургер флюг
цоигбау» (Hamburger Flugzeugbau GmbH,
HFB) С 1969 пр тия фирмы входят в кон-
церн «Мессершмитт-Бельков-Блом» Первая
продукция — уч бипланы Затем были разра-
ботаны почтовый самолет На 139, пикирую
щий бомбардировщик На 135. патрульная
летающая лодка BV 138 с тремя ПД (пер
вый полет в 1936), разведыват самолет асим
метричной схемы BV 141 (1938), тяжелая
летающая лодка BV 222 с шестью ПД
(1940), применявшаяся во время 2-й миро
вой войны как разведыват и воен -трансп
самоле г
«БЛЭКБЕРН» — самолете- и двигателест-
роит фирма Великобритании Осн в 1910
(с 1910 Blackburn Aeroplane and Motor Co
Lid. c 1936 Blackburn Aircraft Ltd. c 1949
Blackburn Aircraft and General Aircraft
Lid. c 1959 Blackburn Group Ltd) В 1949
объединилась с фирмой «Дженерал эркрафт»,
в 1960 вошла в состав концерна «Хокер Сид
ли» В годы 1 -й мировой войны фирма создала
тяжелый бомбардировщик «Кенгуру» (|918.
см рис в табл IX) В 20 —40 х гг выпус
кала палубные самолеты «Дарт» (1921).
«Скьюа» (1937), «Файрбрэнд» (| 942) и др
В числе разработок фирмы воен -трансп
самолёт «Беверли» с четырьмя ПД (1950.
построено ок 50) и реактивный бомбарди-
ровщик «Бакканир» (1958), произ во к рого
было продолжено концерном «Хокер Сидли»
Выпускала ПД и ГТД
БОГДАНОВ Пётр Алексеевич (1882—
1939)—сов гос деятель Участник рево
люции 1905—07 и революции | 917 Окончил
МВТУ (1909). ученик Н Е Жуковского В
|918 уполномоченный ВСНХ по национали
зации хим пром-сти Урала и Севера Пред
Совета воен пром-сти ВСНХ (1919—25),
к рому были подчинены авиац з-ды респуб
лики В 1921—25 пред ВСНХ РСФСР При-
нимал участие в создании ЦАГИ и его моек
эксперим базы, освоении кольчугалюминия,
становлении и развитии отечеств металлич
самолетостроения, в орг-ции первых переле
тов Был чл ВЦИК и ЦИК СССР Необосно
ванно репрессирован, реабилитирован по-
смертно
БОЕВАЯ ЖИВУЧЕСТЬ (БЖ) — способность
ЛА после воздействия на него средств по-
ражения продолжать полет с целью пол-
ного или частичного выполнения боевой за
дачи, возвращения на свою территорию или
спасения экипажа БЖ характеризуется уяз
вимой площадью цри попадании боеприпаса
контактного действия и вероятностью непо-
ражения ЛА в зоне действия боеприпаса с
неконтактным взрывателем БЖ достигается
применением конструкц мер (резервирова-
ние. взаимное экранирование осн жизненно
важных агрегатов и систем) и спец мер
защиты (обеспечение взрыво- и пожаробе-
зопасности ЛА. снижение потерь топлива из
пробоин, зашита экипажа и наиболее важ
цых агрегатов и систем ЛА), а также
использованием малоповреждаемых элемен-
тов ЛА К осн жизненно важным агре
гатам и системам относятся топливная сис
тема, система управления, силовая установ-
ка. прицельно навигац комплекс и др Сте
пень их защиты определяется номенклату
рой средств поражения противника и сте-
пенью их использования, эффективностью
средств обеспечения БЖ и необходимыми
для этого затратами
Целесообразно предусматривать реали-
зацию мероприятий по обеспечению БЖ на
ранних стадиях проектирования ЛА, т к
только в этом случае можно наиболее эффек-
тивно использовать такие мероприятия по
защите жизненно важных агрегатов, как
взаимное экранирование, разнесение, дубли
рование систем и др Уровень обеспечения
БЖ определяется результатами распределе
ния полезной нагрузки ЛА между элемен
там и комплекса обороны и боевой нагрузки,
при к-ром эффективность выполнения типо-
вых боевых задач максимальна Как пока
зывает опыт боевых действий авиации, в пер-
вую очередь необходимо обеспечивать взры
во- и пожаробезопасность ЛА Взрыв воз-
можен при попадании средств поражения в
надтопливную часть баков, баллоны высоко
го давления, боеприпасы Предотвращение
взрыва топливовозд смеси возможно осу-
ществить заполнением топливных баков нейт-
ральным газом, пенополиуретаном, сотовыми
структурами и др Взрывобезопасность бое
припасов и баллонов высокого давления
должна обеспечиваться при их разработке
Пожаробезопасность ЛА снижается путём
размещения на нём систем пожаротушения,
эффективных при боевых повреждениях, при
менением негорючих или малогорючих ма-
териалов и спец жидкостей и др мероприя
тиями
Одним из важнейших путей увеличения БЖ
ЛА является защита экипажа, к-рая обес-
печивается его экранированием и брони
рованием Защита от потерь топлива при
боевых повреждениях заключается в созда-
нии топливных баков, выдерживающих попа
дания разл средств поражения без общих
разрушений, а также в применении мате-
риалов, снижающих или исключающих течь
топлива через пробоины БЖ силовой уста
новки обеспечивается резервированием отд
жизненно важных элементов, агрегатов сис-
темы питания и управления, экранированием
двигателей элементами конструкции пла
нера, епкращением длины гопливо- и масло-
проводов, применением спец конструкц ма
териалов, использованием прямого привода
агрегатов, устранением возможности попа
Дания на вход двигателей топлив и масел
При воздействии средств поражения, брони-
рованием наиболее важных элементов двига
телей Повышение БЖ систем управления
и прицельно навигац систем достигается их
резервированием и рацион размещением с
использованием экранирующих свойств эде
меитов конструкции планера, топлива и др
агрегатов, возможно бронирование отд эле
ментов систем управления ЛА Повышение
БЖ конструкции ЛА обеспечивается гл обр
применением статически неопределимых си-
ловых схем фюзеляжа, крыльев и т д.
спец исполнением элементов силового на-
бора и обшивки, препятствующим распрост-
ранению трещин, а также применением более
стойких при повреждениях материалов
Ю М Том и -г и н, Л И JW ed но в
БОЕВАЯ ЧАСТЬ (БЧ) ракет ы—составная
часть неуправляемых и управляемых ра-
кет классов «воздух — воздух», «поверх-
ность — воздух», «воздух—поверхность» и
«поверхность — поверхность», предназначен
ная непосредственно для поражения воз-
душных, наземных (подземных) и морских
(надводных, подводных) целей противника
действием взрыва, удара, огня Может нес
ти обычный или ядерный заряд По осн
поражающему фактору БЧ с обычным за-
рядом Делятся на фугасные, осколочные, ку-
мулятивные и зажигательные Практически
БЧ характеризуются совм действием двух и
более поражающих факторов Кроме того,
имеются БЧ вспомогат назначения агитац .
помеховые, дымовые, имитац , световые и др
Конструктивно БЧ выполняется во вкладном
исполнении или в виде отд отсека ракеты и
состоит из корпуса с узлами креплений,
содержащею поражающие элементы, и раз-
рывного (метательного) заряда взрывчато
го в ва БЧ могут содержать также раз-
ного рода вышибные, дополнит , распреде-
лит заряды и устройства, горючие и пи
ротехн составы
Для разрывных зарядов применяются, как
правило, литьевые или прессуемые бризант-
ные взрывчатые в ва со скоростью детонации
6—8,5 км/с Подрыв БЧ осуществляется
взрывателем Масса БЧ различна и опре
деляется классом ракеты (напр , составля-
ет 20—50% от массы неуправляемых и уп
равляемых ракет класса «воздух — поверх
иость» и 8—18% от массы управляемых
раке г класса «воздух — воздух»)
боевая эффективность — способ
ность авиационного боевого комплекса ре-
шать поставленные перед ним боевые зада-
чи К°нкретные результаты решения авиац
комплексом каждой задачи, достигаемые в
процессе боевой операции, носят случай
Пыи характер, поэтому в качестве количеств
показателя (меры) Б э обычно исполь-
зуют разл вероятностные хар ки Наиболее
полное и точное определение меры Б э ба
зируется на понятии полезности, представ-
ляющей количеств описание системы пред
почтений для руководителя операции, задан
ной на множестве возможных исходов В
этом случае Б э определяется матем ожи-
данием полезности (неслучайной и скаляр
ной величиной)
При оценках Б з авиац комплексов,
как правило, применяют систему количеств
показателей, характеризующих возможности
комплекса при решении задач разл иерар-
хии уровня Так. при оценке эффективно
сги фронтовпго истребителя используются
показатели, характеризующие его способ-
ности к ведению маневренного дуэльного боя
с тем или иным истребителем противника, к
перехвату группы ударных самолетов с ист
ребит прикрытием и т д Эти показатели
являются функциями летных хар-к самолё
та, хар-к его прицельных систем, состава
оружия и размера боекомплекта Наряду с
показателями эффективности истребителя,
характеризующими ею в одном боевом выле-
те. оценивается эффективность группировки
совершающей последоват серию боевых вы-
летов Эти показатели зависят от таких
свойств самолета, как возможное число вы
Летов в единицу времени, выживаемость на
базах, время подготовки к повторному вы-
лету. выживаемость при полете в зоне
действий средств ПВО противника и т Д
Аналогичная система показателей эффектив
ности используется при оценках ударных
самолетов, боевых вертолетов, разведыват
самолетов и т д Б э авиац комплекса
зависит не только от его техн хар-к. но и
от тактики применения, техн хар-к средств
противника, тактики противника и условий
проведения боевой операции
110 БЛОК
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Показатели эффективности используются
для решения двух задач выбора наилучших
техн хар к при проектировании компчек
са и оптимизации тактич решении при пла
нировании боевой операции При оптимиза
ции тактич решении гехн хар ки средств
сторон обычно принимают фиксированными
и за обе стороны осуществляют выбор раци
ональных тактик Б э выступает здесь в
роли платежной ф ции в игровой задаче
При выборе рационального техн облика
комплекса используют оценки Б э полу
чениые в предположении что тактики обеих
сторон оптимальны Оценки эффективности
используют для Принятия решений наряду
с оценками затрат на разработку произ
во и эксплуатацию комплекса А С Исаев
БОЕВОЙ ВЕРТОЛЁТ — вертолет предназ
наченный для поражения наземных и возд
целей с помощью разл оружия а также
для прикрытия и сопровождения воен
трансп и многоцелевых вертолетов Комп
леке вооружения Б в может вк почать
ПТУР НАР пушки пулеметы гранато
меты авиабомбы Возможна установка на
Б в УР класса «воздух — воздух» Осн
средство поражения танков — ПТУР с куму
лятивной боевой частью (дальность ок
4000 м вероятность поражения близка к
0 8) Б в может поражать цель не вхо
дя в зону действия ПВО противника из за
укрытия (используя кратковрем выходы
из за складрк местности или целеуказание)
Для снижения уязвимости Б в стремятся
уменьшить эффективную отражающую пло
щадь несущего винта и фюзеляжа а также
ЙК излучение двигателя применяют аппара
туру пассивного радиопротиводействия РЛС
противника и активных помех ракетам с ЙК
головками самонаведений Для защиты эки
пажа Б в и нек рых жизненно важных
агрегатов используется броня
БОЕВОЙ РАЗВОРОТ - фигура пилотажа
энергичный набор высоты с одноврем раз
воротом ЛА на заданный угол (см рис )
Выполняется классически (сначала крен уве
личивается а затем уменьшается До нуля)
или по методу косой петли (с выводом
ЛА в горизонт полет в середине петли)
Первый способ обеспечивает наибочыиии на
бор высоты второй — миним время Б р
В уч целях Б р осуществляют с разво
ротом на 1803
БОЕВОЙ САМОЛЕТ — самолет предназца
ченный для выполнения боевых задач воз
действия иа объекты противника авиац сред
ствами поражения ведения возд разведки
выброски возд десантов и доставки мате
риальных средств войскам действующим в
тылу противника Компоновка (внеш схема
размещение агрегатов и грузов) оборудо
вание вооружение и тактике техн хар ки
выбираются в соответствии с конкретным
назначением Б с Подразделяются на ист
ребители ударные самолеты разведчики
(см Разведывательный летательный ап
парат) и воен трансп самолеты (см Воен
но транспортный летательный аппарат)
БОЕКОМПЛЕКТ — количество боеприпа
сов приходящееся на единицу оружия (пу
лемет пушку Гранатомет и т н ) или на
боевой самолет (вертолет) Б для разт
боевых ЛА устанавливается исходя из наз
иачения и боевых свойств оружия решае
мых задач и возможностей ЛА Напр пу
лемет УБ имел Б состоящий из патро
нов с бронебойно зажигат бронебойно за
жигательно трассирующими и разрывными
пулями пушка UJBAK — патроны с осколоч
ными трассирующими бронебойно зажигат
и оскоточно зажшат снарядами
БОЕПРИПАСЫ авиационные — состав
ная часть вооружения ЛА предназначен
ная дчя уничтожения ичи вывода из строя
возД наземных подземных и мор целей
противника разрушающим действием удара и
огня Различают Б осн и вспомогат (спец )
назначения К осн Б относятся разовые
бомбовые кассеты бомбовые связки пат
роны авиац пулеметов и пушек авиац
неуправляемые и управляемые ракеты мины
торпеды гранаты
Разовые бомбовые кассеты—тон
костенные авиабомбы снаряженные авиац
противотанковыми и др минами и мел
кими осколочными противотанковыми за
жигат и др бомбами массой иг 0 2 до
15 кг В одной кассете может быть до 100 и
более бомб (мин) к рые разбрасываются в
воздухе
Бомбовые связки —устройства в
к рых неск авиац бомб массой 25 -100 кг
связаны спец приспособлениями в одну
подвеску Разъединение бомб происходит в
момент сбрасывания с само чета или в воз
духе
Патроны дчя пучеметов и пушек
различают по типу пучь и снарядов к рые
бывают одинарного (оскочочные фугасные
бронебойные зажигат трассирующие)
двойного (осколочно фугасные и др ) и трой
ного (осколочно фу! асно зажигат и Др)
действия Наиболее распространены калиб
ры авиац пуль 7 62 и 12 7 мм снарядов —
20 23 30 и 37 мм Масса снарядов колеб
лется от 100 до 1000 г и более
Неуправляемые ракеты—снаряды
состоящие из боевой части (фугасной,, оско
лочно фугасной кумулятивной ядерной)
ракетного двигателя (порохового жидкост
ного) и взрывателя (ударного или некой
тактного действия) Масса ракеты от неск
до сотен кг
Управляемые ракеты — беспилотные
ЛА с РД или ВРД снабженные обычной
ичи ядерной боевой частью и системой vn
равления для автоматич наведения на цель
или полета по заданной траектории Масса
ракет класса «воздух — поверхность» от со
тен до неск тыс кг дальность полета от
10 до 1000 и более км Ракеты кчасса «воз
дух — воздух» имеют массу 50—200 кг даль
ность полета пуска более 100 км
М ины (противотанковые противопехот
ные морские и др )— устройства состоящие
из боевой части взрывателя и Дополнит
приспособлений предназначены для поста
новки с воздуха минных заграждений на суше
и море
Эффективность боевых действии авиации
в значит мере определяется эффективностью
поражающего действия Б у цели Новт
типы Б во многом определяют требования
к др эчементам системы авиац вооруже
ния и тактич формам боевого использова
ния авиации
Вспомогат Б обеспечивают возможность
решения задач связанных с тренировкой
летного состава (стрельба бомбометание
самолетовождение) а также ряда спец за
дач, решаемых авиацией в интересах сухо
путных войск и кораблей ВМФ Они подраз
челяются на практич (учебные) осветит
(светящие) фотогр ориентирно сигналь
ные имитационные помеховые (противо
радиолокац и противоинфракрасные) и др
Е А Федосов
БОИНГ (Boeing) Уильям Эдуард (1881 —
1956)— амер авиаконструктор и промыш
ленник Учился в Йельском ун тс (1899—
1902) позже изучат лесопром дело Окон
чил четную школу (1915) строил самолеты
собств конструкции В 1916 основал фирму
«Пасифик азро продакте» (Pacihc Aero
Products) сменившую через неск ме
сяцев назв на «Боинг эрплеин» (Boeing
Airplane Со ) и выпускавшую до 1927 в осн
воен самолеты (истребители торпедоносцы
разведчики) а также почтовые самолеты
Организовал почтовые авиаперевозки в 1926
создал свою авиатрансп компанию В <928
Б стал председателем совета директоров
образованной им корпорации «Юнайтед
эркрафт энд транспорт» (United Aircraft
and Transport Corp ) объединившем ряд
самочето и моторостроит фирм и авиа
трансп компаний и ставшей одним из
крупнейших авиац пр тии мира К нач
30 х гг на з дах Б было разработано св
45 типов воен и гражд самочегов В 1934
корпорация была расформирована и Б по
кинул собств фирму но во 2 ю мировую
воину работал там в качестве консультанта
После 1945 Б — директор банка в Сиэтле
(штат Вашингтон) Награжден медалью
Гуггенхейма (1934) Имя Б иосит совр
фирма «Боинг» — крупный производитель
воен и гражд самолетов и вертолетов ра
кетио космич техники Портрет см на
стр 114
«БОИНГ» (Boeing Со)—одна из крупней
ших фирм авиаракетно космич пром сти
США Ведет начало от основанной в 1916
У Боингом фирмы «Боинг эрплейн» (Boeing
Рис 2 Пассажирский самолет Боинг 737 300
Рис 3 Пассажирский самолет Боинг 747 400
in
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт своим

Рис. 4. Пассажирский самолет Боинг 757-200
Пассажирский самолёт Боинг 767-300
Рис. 6 Разведывательный самолет «Кондор»
Рис. 5
XX), В 29 «Суперфортресс» (1942, пост-
роено 3970, с этих самолётов были сброшены
первые атомные бомбы на япон города Хиро-
сима н Нагасаки, см. рис в табл XXI), В-50
(1947) С Дек 1941 по авг 1945 фирма
выпустила 16149 воен самолётов На основе
В-29 созданы воен -трансп. самолет С-97
(1944), пасс, самолёт «Стратокрузер» н за
правщик КС-97 Большими сериями выпуска
лись реактивные стратегии, бомбардировщи-
ки В-47 «Стратоджет» с шестью ТРД
(1947, св 2 тыс ) и В-52 «Стратофор-
тресс» (1952, см рис в табл XXXI) Фир-
ма является крупнейшим в мире производи-
телем реактивных трансп самолетов Пер-
вым в США реактивным пасс, самолётом был
Боинг 707 (1954, в эксплуатации с 1958, к
1990 построено ок 1000 с учетом усовер-
шенств и воен вариантов, см. рнс в табл
XXXII), на его основе создан заправщик
КС-135 (рис. 1) Затем началось пронз-во
самолётов Боинг 727 (1963. выпускался до
1984. построено 1832 см рнс в табл
ХХХШ)
Широкое распространение получили
пасс самолеты Боинг 737 (1967. см рис в
табл. XXXV). Боинг 747 (1969. первый амер
шнрокофюзеляжный самолет см рис в табл
XXXV). Боинг 757 (1982) и Боинг 767 (1981.
см рис в табл XXXV111), к 109 91 выпу-
щено 2106. 868, 388 и 386 соответственно,
общее число выпущенных реактивных са-
молётов составило ок 6500. На осн
гражд моделей созданы воен самолёты
Airplane Со), совр назв с 1961 Имеет
отделения гражд. самолетов, воен самоле-
тов, аэрокосмическое, вертолётное («Боинг
геликоптер»). филиал в Канаде «Боинг оф
Канада» (Boeing ol Canada), включивший
купленную в 1986 фирму «Де Хэвилленд оф
Канада* В годы 1 й мировой воины фирма
«Б » выпускала уч самолеты, бомбардиров-
щики. почтовые самолёты, разведчики, тор
педоносцы, истребители, в т ч бипланы
PW-9, Р-12, моноплан Р-26 В 1930 создан
скоростной почтовый самолет с убирающим
ся шасси «Мономейл» и иа его основе в 1931
опытный бомбардировщик В 9, в 1933—
цельнометаллич пасс самолёт Боинг 247
(рис в табл XV), в 1936 начато пронз-во
уч самолета «Кадет» (выпущено св 10 тыс ),
в 1938 построены самолёт Боинг 307 с гер-
метич пасс, кабиной (рис в табл. XV) и ле-
тающая лодка Боинг 314 на 74 пассажира К
известным самолётам фирмы относятся стра-
тегии бомбардировщики В 17 «Флайинг
фортресс»—«Летающая крепость» (первый
полёт в 1935, построено 12731, широко при-
менялись во 2-й мировой войне, см рис в табл
Ta6i 1 —Бомбардировщики фирмы «Боинг»
Основные данные	В 17G	В 29В	В 47Е	В 52G*	В-52Н*
Первый полет, год	1943	1942	[953	1958	1961
Число и тип двигателей	4 ПД	4 ПД	6 ТРД	8 ТРД	8 ТРДД
Мощность двигателя, кВт	895	[640	—	—	—
Тяга двигателя, кН	—		26.7	6] 3	75.6
Длина самолёта, м	22,7	30,18	33,48	48,03	47.5
Высота самолёта м	5.82	9.02	8,51	12 4	12,4
Размах крыла, м	31.62	43.05	35.36	56,39	56.39
Площадь крыла, м2 Взлетная масса, т	131.9	161.3	132,7	371 6	371,6
нормальная	24 95	—	—	—	—
перегрузочная	29 71	62.37	93.76	221,5	227-229
Масса пустого самолета, т Бомбовая нагрузка т	16,39	31.4	36 63	78,6	св 80
нормальная	2.72	—	—	св 9,1	св 9.1
перегрузочная	7 98	9 07	9.07	до 30	23
Максимальная дальность полёта, км	5200	6760	6440	12070	сн 16000
Максимальная скорость полета, км/ч	462	586	976	960	960
Потолок м	10850	9750	12340	16760	17000
Экипаж, чел Вооружение	8—10	Ю	3	6	6
пушки	—	—	2x20 мм	—	1 Х20 мм
пулемёты	1ЗХ 12,7 мм	11X12,7 мм	—	4X12.7 мм	—
* Данные до начала модификации самолёта н носитель крылатых ракет
Табл 2 — Гражданские самолёты фирмы «Боинг»
Основные данные	707 120В	707-J20B	727 200*	737 200*	737 300	737-400	737-500
Первый полёт, год	i960	1962	1972	1971	1984	1988	1989
Число и тип двигателей	4 ТРД	4 ТРДД	3 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД
Тяга двигателя, кН	75.6	80.1	71.2	71,2	97,9	97 9	89
Длина самолета, м	44	46 6	46.7	30.53	33.4	36.4	31
Высота самолёта, м	12 8	12 9	[0,4	и.з	11,1	Н.1	11,1
Размах крыла, м	39.9	44.4	32,9	28,35	28,9	28 9	28,9
Площадь крыла, м2	226	274	153 3	102	Ю5.4	105.4	105,4
Максимальная ширина фюзеляжа, м	3.76	3 76	3.76	3.76	3 76	3.76	3,76
Взлётная масса, т	117	148.3	95.03	53,07	56.47	62.82	52,39
Масса снаряженного самолета, т	54.8	62,7	46,16	27,4	31.65	34 47	30,96
Максимальное число пассажиров	174	[89	189	[30	149	[68	132
Максимальная коммерческая нагрузка, т Дальность полета при максимальной ком-	21,2	23,6	18.6	15.69	16,03	17,74	[5,53
мерческой нагрузке, км Коммерческая нагрузка при увеличенном	6820	9700	5371	3084	2923	3611	2519
запасе топлива т Максимальная дальность полета при уве-	14 35	12,8	16.37	[0.05	8,7	13.2	5.28
личеином запасе топлива км	8500	12300	6020	5269	5902	5241	6389
Крейсерская скорость полёта, км/ч	850—900	855—965	865—982	865—982	794—908	797—9(2	795—912
Экипаж, чел	4	4—5	3	2	2	2	1 1
* Усовершенствованный вариант
112 «БОИНГ»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Е-3 «Сентри» (носитель системы дальнего
радиолокац обнаружения, см рис в табл
XXXV11), Е 4 (возд командный пост), Е-6
(для дальней радиосвязи с подводными лод-
ками), Е-8 (носитель радиолокац системы
обнаружения и управления) В 1976 постро-
ен опытный воен -трансп СКВП YC-14. На
фирме разработана крылатая ракета возд
базирования AGM-86B, широко известны
многоцелевые и трансп вертолеты двухвин-
товой продольной схемы «Чинук», «Си найт»
и др (см «Боинг вертол») Осн программы
80 х гг' произ во пасс самолетов Боинг
737, 747, 757, 767 (рис 2—5), «Дэщ» 8,
самолета Е-3, крылатых пакет, модерниза-
ция самолетов В-52 и КС-135, постройка
беспилотного высотного разведыват самоле-
та «Кондор» (рис 6), участие в программах
стратегии бомбардировщика В-ГВ и В 2,
истребителя ATF (YF-22), СВВП V 22
«Оспри», легкого вертолёта LH, межконтн
нентальной баллнстич ракеты MX, орбиталь-
ной станции «Фридом», разработка проектов
новых трансп самолетов с ТВВД и ТРДД
Осн данные нек-рых самолётов фирмы при-
ведены в табл 1 и 2	Ю Я Шилов
«БОИНГ ВЕРТОЛ» (Boeing Vertol Со ) —
вертолёт остро ит фирма США Осн в 1943
ф Пясецким под назв «П-В энджиниринг
форум» (Р V Engineering Forum) В 1946
Табл —Воеиио-транспортные вертолёты
фирмы «Боинг вертол»
Основные данные	СН-46Е	CH-47D
Первый полёт год	1977	1979
Число и тип двигателей	2 ГТД	2 ГТД
Мощность двигателя, кВт Диаметр несущего винта.	1390	2800
м	15 55	18,29
Число несущих винтов Число лопастей несущего	2	2
винта Длина вертолёта с Вра-	3	3
ща ютим йен винтами, м Высота вертолёта с вра	25,7	30,18
щающимисн винтами м	5,18	5,67
Ометаемая площадь, к1 Взлётная масса, т	2X190	2x262,6
нормальная	10,57	14,97
максимальная Масса пустого вертолёта,	10,9	22,68
т Число десантников (пас-	6,93	10,43
сажиров) Максимальная коммер	25	44
ческая нагрузка, т Крейсерская скорость по	3,2	5,87 (на внешней подвеске 9,39)
лёта, км/ч Максимальная дальность	270	300
полёта^ км Статический потолок (без	400	425
учёта влияния земли), м	1750	1800
Экипаж, чел	2—3	2—3
получила назв «Пясецкий геликоптер» (Pia-
secki Helicopter Corp), в 1956 — «Вертол
эркрафт» (Vertol Aircraft Corp ) В i960
в качестве вертолетного отделения вошла
в состав фирмы «Боинг», получив назв
«Б в» В 1987 переименована в «Боинг гели-
коптер» Специализируется на разработке и
постройке многоцелевых и трансп. вертоле
тов двухвинтовой продольной схемы. Созда
ла вертолеты Н-25 (первый полет в 1947),
Н 21	(1952), СН 46 «Си найт» (1958,
построено 677), СН-47 «Чинук» (1961, пост
роено ок 740, см рис в табл ХХХШ), на
его основе создан пасс вариант V 234 В чис-
ле программ 80 х гг разработка совм с
фирмой «Белл» многоцелевого СВВП V 22
«Оспрн» с двумя поворотными винтами, совм
с фирмой «Сикорский» — легкого многоцеле-
вого вертолёта LH для армии США, опыт
ного трансп вертолета (модель 360) с широ-
ким использованием композиц материалов
Осн данные нек-рых вертолетов фирмы при
ведены в табл	В В Беляев
«БОИНГ ГЕЛИКОПТЕР» (Boeing Hehcop-
ter Со ) — назв , присвоенное в 1987 верто-
летостроит фирме «Боинг вертол»
БОК — обозначение сов самолётов, создан-
ных в Бюро особых конструкций и предназ-
начавшихся дли проведения эксперим иссле
дований и рекордных полетов на высоту
н дальность Бюро было организовано в 1930
при ЦАГИ, затем функционировало в Др.
организац рамках,а в 1941 прекратило свою
деятельность С БОК связаны отд периоды
деятельности В А Чижевского, Б И Чера-
новского, Н И Камова, А Я Щербакова
и др авиаконструкторов Были построены
и испытаны эксперим самолеты БОК-2
(1935) с разрезным (щелевым) крылом и
БОК 5 (1937. см рис в табл XIII) —
«бесхвостка» с поворотной задней частью
крыла для снятия в полете нагрузки с руч
ки управления, высотные самолеты БОК 1
(1936) с вставной двухместной гермокаби
ной регенерац типа, БОК-7 (1937) с встроен
ной двухместной гермокабиной, БОК 11 и
БОК-15 (1940) с встроенными трехместными
гермокабинами
БОКОВАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ летатель-
ного аппарата — способность Л А изме-
нять параметры бокового движения по ко
манде летчика Количеств хар ки Б у опре-
деляют в виде отношения управляющего
воздействия летчика к реакции самолета на
это воздействие При этом в качестве па
раметров, связанных с воздействием летчика,
используют усилия и Рн на ручке управ
ления (штурвале) и педалях (управление
элеронами и рулем направления) и их пере-
мещения Xs, Хн, а реакцию самолёта на
команды летчика характеризуют скоростью
крена аг,, скоростью рыскания углом
скольжения р (боковой перегрузкой, углом
рыскания ф)
К статич хар-кам Б у при переходе от
одного установившегося режима полета к
другому относят коэф расхода ручки управ-
ления (штурвала) и усилий на ней на ско-
рость крена
X^ = dXs/dffljt, /»“*=dp3/dWjt,
коэф расхода педалей и усилий на них на
скорость крена
X^ = dXH/dWjc, p^=dPH/dWjr
коэф расхода педалей н усилии на них на
скорость рыскания
Х^=йХя/дыу. P^ = dPH/d^
Используются и др хар-ки, основанные на
сочетаниях параметров, характеризующих
управляющие воздействия летчика и реак
ции самолета на эти вогдействия, напр коэф
расхода ручки управления (штурвала) и
усилия на ней на угол крена, коэф расхода
педалей и усилий на них на угол крена при
наличии системы улучшения устойчивости и
управляемости Помимо коэф , определяю-
щих Б у при «нормальных» условиях по-
лета, используются показатели управляе-
мости для предельных режимов полета, напр.
усилие Р9 на ручке управления и ее пере-
мещение для создания макс скорости
крена
Лит Пашковский И М, Устойчивость и
управляемость самолета М , 1975 В И Кобзев
БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ летатель-
ного аппарата — способность Л А (в т. ч,
ЛА с системой улучшения устойчивости и
управляемости — СУУ) восстанавливать без
вмешательства летчика исходный режим
бокового движения (БД) после прекращения
действия возмущения Б у позволяет осу
ществлять быстрый переход на новый режим
полёта и его выдерживание прн приемлемых
для лётчика усилиях для отклонения орга-
нов управления Аэродинамически Б у мо-
жет быть обеспечена в том случае, если при
отклонении параметров БД от заданных
аэродинамич моменты крена и рыскания
меняются т о , чтобы парировать действие
возмущающих моментов (см Аэродинами
ческое демпфирование, Статическая устой-
чивость] Б у может быть оценена при
анализе ур-ний БД, ее количеств, хар кой
является степень устойчивости Необходи-
мыми, но недостаточными условиями Б у
являются степень путевой статич устойчи-
вости	степень поперечной статич
устойчивости т%<0 и Ор<0 — коэф , харак-
теризующий Б у ЛА в его взаимосвязан-
ном движении по крену и рысканию при
фиксир органах управления
Продолжение табл 2
Основные данные	747 200В	747SP	747 300	747 400	757-200	767 300
Первый полёт, год	1970	1975	1983	1988	1982	1986
Число и тип двигателей	4 ТРДД	4 ТРДД	4 ТРДД	4 ТРДД	2 ТРДД	2 ТРДД
Тяга двигателя, кН	244	209	244	252	178	224
Длина самолета, м	70,7	56,3	70,7	70,7	47,32	54,9
Высота самолёта, м	19,3	20	19 3	19.3	13,56	159
Размах крыла м	59 9	59,6	59 6	64 3	38,05	47 6
Плошадь крыла, м!	512	5] 2	512	525	185,25	283,3
Максимальная ширина фюзеляжа, м	65	6,5	6,5	65	3,76	5,03
Взлетная масса т	377,85	317,52	377 85	394,63	108,8	159 21
Масса Снаряжённого самолёта, т	170,4	147,97	174 04	177,67	58 26	87,14
Максимальное число пассажиров	550	440	660	660	239	269
Максимальная коммерческая нагрузка, т Дальность полёта при максимальной ком	68,63	38	68,63	65	26,1	38.97
мерческой нагрузке, км Коммерческая нагрузка прн увеличенном за-	11000	12240	10500	12700	5840	5980
пасе топлива т Максимальная дальность полёта при увели	43,11	15,78	39.12	41,97	17,2	2|,|4
чеином запасе топлива, км	13690	15150	13590	15390	8460	9965
Крейсерская скорость полета, км/ч	896—939	905—935	907—939	907—939	850—935	850 -900
Экипаж, чел	3	3	3	2	2	2
8 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своирЛЬОМ^ЭВАЯ 113
У Э Боинг	В Ф Болховитинов
Полная оценка Б у может быть получена
из анализа корней лннеаризов характери-
стического уравнения БД При отсутствии
СУУ это ур-нне, как правило, имеет два ве
ществ (большой и малый) и два комплексно-
сопряжённых корня Большой действит ко
рень определяет быстрое движение ЛА по
крену, а малый соответствует спиральному
движению (см. Спиральная устойчивость)
Пара комплексно-сопряженных корней опре
дел нет колебат БД ЛА Для Б у ЛА
необходимо, чтобы корни характеристнч
ур ння БД были отрицательными
В качестве количеств показателей Б у
ЛА используются также хар-ки затухания
колебаний БД (период свободных боковых
колебаний, время затухания колебаний до
5% нач, амплитуды), отношение х ампли
туд скоростей креиа н рыскания при кратко-
врем отклонении руля направления
х —^хшвх/^шах- значения постоянной вре-
мени крена ТКр, постоянной времени спи-
рального движения
Для обеспечения Буи предотвращения
расходящихся колебаний, возбуждаемых
лётчиком при решении задач точной стаби
лнзацнн самолёта по крену, наряду с пере-
чнсл, показателями необходим учет хар к
трактов системы управления Такой учет
сводится к требованию обеспечения запаса
устойчивости разомкнутой системы само-
лёт — лётчик по фазе А<р=(30—50)° на ча
стоте среза и заданию допустимого уровня
неравномерности логарнфмич амплитудной
частотной характеристики АА=(2—3) дБ
замкнутой системы самолёт — лётчик в ра-
бочей полосе частот
Лит Пашковский И И, Устойчивость и
у при л л tie мость самолета, М , 1975, Бюшгеис Г С,
Студнев Р В, Аэродинамика самолета Дина
мика продольного и бокового движения М , 1979
В И Кобзев
БОКОВОЕ ДВИЖЕНИЕ летательного
аппарата. В отличие от продольного дви-
жения, движение ЛА, при к-ром плоскость
его симметрии отклоняется или (и) смещает
ся от первоначально заданной вертик плос-
кости, наз пространственным При этом та
часть полных уравнений движения, к рая
описывает изменение углов скольжения и
крена р и у. скоростей крена и рыскания
«о» и ши, определяет боковое движение
При наличии Б д всегда возбуждается и
продольное движение (изменяются угол
атаки а, скорость тангажа <вг), в то время
как продольное движение ЛА, имеющее
плоскость симметрии, может происходить
без возникновения Б, д Однако при уме
ренном развитии Б д можно считать, что
оно не влияет на продольное, и рассматри-
вать оба движения независимо (такое раз
деление неприемлемо при анализе нек-рых
спец режимов пространств движения ЛА,
наир крутого виража, инерционного враще
ния, сваливания, штопора)
В большинстве случаев под Б д пони-
мается боковое возмущенное движение Счи-
тается, что в невозмущ движении углы
Р и V. угловые скорости и ыу, моменты
крена и рыскания Мх и Му, азродинамич
боковая сила Za (см Аэродинамические силы
и моменты) равны нулю, а в возмущ дви
женин указанные параметры малы Если
при этом принять, что параметры продоль-
ного движения соответствуют режиму уста-
новившегося горизонтального полета (угол
наклона траектории 6 и угловая скорость
©г равны нулю, скорость V постоянна,
азродинамич подъемная сила Уаравна mg —
весу ЛА, где m — масса ЛА, g — ускорение
свободного падения, угол тангажа б равен
углу атаки а), то ур ния возмущ Б д при
обретают вид
dl
-mV—~^mgf + Za~PP, =Ифо,
dwx
бф
cosa ’
tga, P = y sma —(ф — ф).
at
Тй=¥.
где P — тяга двигателя, /—боковое сме-
щение ЛА, 1Х, 1У— гл моменты инерции
ЛА, у0 — скоростной угол крена, ф — угол
рыскания, фа— скоростной угол рыскания
Дифференцируя выражение для угла ско-
льжения р, можно получить ур ние
dp	£
—со sinn + <о cosa Ц-+
dt	у V
(Z₽-P)	Z*"
Ч----77—Р Ч---тг® н
mV7	mV
и решать его совместно с ур нием
dy
— = <o,-^tga
и линеаризов ур ниями для моментов
= М ₽₽ +	+
+М^х+МуУЫу+
Здесь 6Н и 6Э— углы отклонения руля на-
правления и элеронов, Zfa, М/ — частные
производные азродинамич сил и моментов
по величинам, указанным в верх индексе
Исследование решений этой системы ли-
нейных диф vp-ний с пост коэф при
бн=бэ=О позволяет определить боковую
устойчивость ЛА, исследование решений при
6H=6H(Z), бэ=6э(<) —оценить харКи его
боковой управляемости При исследовании
хар к автоматич систем управления 6Н и 6Э
задаются в соответствии с выбранными
законами управления, напр как ф-ции па-
раметров р, у, ш,, city, I, ф и боковой пере-
грузки
При наличии возмущений в правых частях
ур ний появляются дополнит слагаемые,
пропорциональные этим возмущениям
(напр, боковому ветру) В А Ярошевский
БОЛЕЗНЬ ДВИЖЕНИЯ ( морская болезнь,
воздушная болезнь, транспортная болезнь,
укачивание) — особое состояние организма,
к-рое может возникнуть при передвижении
человека иа совр видах транспорта (в т ч
в ЛА, на мор и речных судах, в поездах,
автомобилях и др ) Б д возникает в ре-
зультате непривычного для человека сочета-
ния действия вестибулярных (линейных и уг
ловых ускорений), зрительных (оптокииети
ческих) и др сенсорных раздражений Б д
проявляется в явной и скрытой формах
При явной форме характерны сенсорные
нарушения (головокружения) и соматические
(напр , изменение тонуса глазодвигат мышц,
мышц туловища и конечностей, что приво-
дит к нарушению равновесия) Характерные
признаки Б д бледность кожных покровов
слюно- и потоотделение, снижение сосудис
того тонуса, тошнота, рвота При скрытой
форме Б д симптомы проявляются слабо
Факторы, предрасполагающие к развитию
Б д в полете повышенная темп-ра окру
жающего воздуха, снижение парциального
давления кислорода во вдыхаемом воздухе,
слабый тип нервной деятельности отклоне
ния в функциях сердечно сосудистой систе-
мы, ве[етативной нервной системы, утомле
ние, эмоциональное напряжение, интоксика-
ция Выделяют четыре клинич формы Б д
нервную, сердечно сосудистую, желудочно
кишечную и смешанную Повышению вести-
булярной устойчивости способствуют вести-
булярные тренировки Для предупреждения
Б д рекомендуются фармакологии средства,
витаминный комплекс, аэровнт, питаф, при-
нимаемые за 1,5—2 ч до полета
Лит Воячек В И. Военная отоларингология,
3 изд М, 1946 Козаров В Г, Клиническая
вестибулометрня Киев, 1988	Э В Лапаев
БОЛТАНКА — возмущенное движение ЛА с
достаточно большой частотой (доли Гц для
тяжелых самолетов и до 1 Гц для легких)
под действием атмосферной турбулентности
(АТ) Ат вызывает перемещения центра
масс ЛА в пространстве и угловые колеба
ния вокруг центра масс Параметрами,
характеризующими движение ЛА во время
Б, являются угол атаки и угол скольжения,
а также нормальная и боковая перегрузки
ЛА Б—расчетный случай для определения
прочности и ресурса конструкции, кроме
того, длит действие Б снижает работе
способность экипажа и уменьшает комфорт
пассажиров В связи с этим расширяется
применение автоматич систем (активных
систем управления), снижающих воздейст
вие АТ на ЛА Обычно Б наблюдается при
наличии мощных восходящих потоков, при
прохождении грозовых и термальных фрон
тов. при сильных ветрах в гористой мест-
ности Наиболее часто Б встречается на
малых высотах
В соответствии с возникающими при Б
приращениями &пу нормальной перегрузки
различают Б слабую (1 Агеу| <0, i), умерен
ную (O.KIArtjd^O.S) и сильную (|AnJ>
>0,3)
В науч лит вместо термина «Б » исполь
зуется термин «атмосферное возмущение»
Лит Д о б ро л е ис ки й Ю П Динамика полета
в неспокойной атмосфере, М, 1969 А Г Обрубов
БОЛХОВИТИНОВ Виктор Фёдорович
(1899—1970)—сов авиаконструктор и уче
ный в области самолетостроения, д р техн
наук (1947), ген-майор-инж (1943) Окон
чил Воен -возд академию РККА им проф
Н Е Жуковского (1926, ныне ВВИА) и
остался работать там же В 1937—45 гл
конструктор ОКБ Под рук Б созданы тяже
лый бомбардировщик ДБ-А, опытные ско
ростной ближний бомбардировщик с соос
ними винтами и истребитель БИ с ЖРД
С 1946 на преподават работе в ВВИА (с
1949 проф ) Награжден 2 орденами Лени-
на, 2 орденами Красного Знамени, орде
нами Трудового Красного Знамени, КРас
ной Звезды, медалями
Соч Пути развития летательных аппаратов,
М [962
БОЛЬЦМАНА УРАВНЕНИЕ кинетичес-
кое [по им австр физика Л Больцмана
(L Boltzmann), 1844 —1906[ — интегро-диф
ур ние для ф-ции распределения f (v, г, /) мо
лекул газа по скорости v и координатам —
радиус вектору г (в зависимости от време-
ни t), описывающее неравновесные процес-
сы в неплотных газах ф ция [ определяет
114 БОКОВОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
среднее число молекул со скоростями в ма
лом интервале от v до v-|-dv и координа
тамн в малом интервале от г до r-|-dr в
момент времени t В отсутствие внеш сил
(обычно не учитываемых в аэродинамике)
Б у имеет вид
df/dt + vxdf/dx+vydf/dy + v1df/riz =
ос 2 Л сю
= W “ ff1)V|Mt>dedulj(do1/uli
34ecbr=f(v'.r,0,f1=^v'l,r,0Jl=f(v1,r,
О. v. vi И v', v'( — скорости молекул до и пос-
ле столкновения соответственно, Ь, е — по
ляриые координаты в плоскости, перпенди-
кулярной вектору относит скорости V —Vi —
v (начало координат в центре v-частицы)
Значения скоростей v, v1 и v', v'i связаны
классич законами парных столкновений
частиц со сферически симметричным по-
тенциалом взаимодействия
Леван часть ур ния описывает изменение
f(v, г, t} со временем и вследствие пере
мешения молекул в пространстве, правая —
из-за столкновении молекул между собой
Б у допускает обобщения на случаи мно
гоатомных и многокомпонентных газов —
в этих случаях Б у заменяется системой
соответствующих кинетич ур-ний
Б. у является осн ур-нием разреженных
газов динамики и применяется для аэроди
иамич расчета ЛА на больших высотах
полёта Трудности его решения обусловле
ны многомерностью ф-ции /(v, г, /), зави
сяшей от семи скалярных переменных, и
сложным видом правой части ур ния
Лит см при ст Кинетическая теория газов
В С Галкин
БОМБА авиац ионная — см Авиацион-
ная бомба
БОМБАРДИРОВЩИК — боевой самолёт,
предназначенный для поражения аниацион
ными бомбами (торпедами) наземных (под
земных) или надводных (подводных) це-
лей, является осн ударной силой ВВС Б
может нести бомбы разл калибров (как
обычные, так и ядерные) внутри фюзеляжа
в бомбовых отсеках и на наружи подвес-
ках под крылом и фюзеляжем, а также УР
класса «воздух—поверхность»
Аэродинамич схема совр Б — моноплан
со свободно несущим крылом трапециевид-
ной формы для дозвук самолетов, стрело
видной—для около шуковых, Стреловидной
или треугольной — для сверхзвуковых На-
ходят применение схемы «летающее кры
ло» Для Б характерно высокое аэродина
мич качество, необходимое для достиже-
ния большой дальности полёта
К особенностям конструкции Б относятся
наличие в фюзеляже больших отсеков, в
к-рых устанавливаются держатели бом
бардировочного вооружения, поворотные
платформы или др устройства для крепле-
ния и запуска ракет, большой объем баков,
баков-отсеков для размещения топлива,
масса к рого составляет 40 -60% взлетной
массы самолета, значительные по разме-
рам герметичные кабины для размещения
экипажа, состоящего из 4—10 чел (пер
вый и второй пилоты, штурман, операто-
ры, стрелки, борттехиикн или бортинжене
ры). применение радио поглощающих ма-
териалов для уменьшения радиолокац конт-
растности самолета и снижения дальности
его обнаружения радиолокац системами
ПВО, наличие систем, обеспечивающих воз
можность пополнения запасов топлива в по
лете с самолёта заправщика, многодвигат
силовые установки Бомбардировочное и
ракетное вооружение, летно-тактич данные,
бортовые комплексы оборонит вооруже
ния, навигац и радиоэлектронного обо-
рудования Б обеспечивают преодоление
системы ПВО противника при полете к цели,
точный выход на цель и поражение цели
бомбами или ракетами при любых мете
орол условиях, в любое время года и су
ток
При полете к цели Б использует высо-
ты от предельно малых (менее 200 м) до
стратосферных (более 12 км), скорости по
лета от дозвуковых до вдвое (и более) пре-
вышающих скорость звука, а также маршру-
ты, удаленные от активных зон ПВО Сне
тема самозащиты Б включает средства
автоматизир противодействия РЛС управ-
ления УР классов «поверхность — воздух»
и «воздух — воздух», системам управления
огнем зенитной артиллерии и РЛС систем
дальнего обнаружения и наведения, ИК ло-
вушки, отвлекающие на себя УР классов
«поверхность — воздух» и «воздух — воз
дух» е ИК системами самонаведения, ав-
томаты сброса дипольных отражателей для
создания пассивных помех РЛС на веде
ния, системы оповещения экипажа об уг
розе из задней и боковых полусфер, бор-
товое стрелково-пушечное вооружение, а
также систему защиты от поражающих фак
торов ядерно го оружия
Выдерживание заданного (запрограмми-
рованного) маршрута полета, точный вы-
ход на цель (или в р н пуска ракет), об
наружение цели, прицеливание и бомбоме
тацие (или запуск ракет и их наведение
на цель) осуществляются бортовыми ком
плексами спец и радиоэлектронного обо
рудова ния, включающего одну или неск
бортовых ЭВМ Тот же комплекс обору-
дования обеспечивает возвращение на аэ-
родром и посадку
Б делятся на тактические (фронтовые)
и стратегические (дальние и межконтинен-
тальные) Фронтовые Б поражают цели в
оперативно-такгич глубине фронта, обычно
за пределами досягаемости истребителей-
бомбардировщиков, стратегические — в
пределах одного или неск театров воен дей
ствий Для увеличения дальности полета
стратегия Б используют одно- или многора-
зовую заправку топливом в полете Меж
континентальные Б могут поражать цели
практически в любой точке земного шара
Для поражения целей с пикирования пред
назначается пикирующий бомбардировщик
Историческая справка Б как тип
боевого самолета сформировался в период
1 й мировой воины Первым Б был само
лет «Илья Муромец», созданный в 1913
Бомбы подвешивались как внутри, верти
кально вдоль бортов фюзеляжа, так и сна
ружи Для сброса бомб был создан спец
электросбрасыватель (1916) Оборонит во-
оружение состояло из восьми пулеметов
Позднее Б были созданы также в др стра
нах К°Дрон G 4, Бреге Вге 14, Вуазен VIII
во Франции, Де Хэвилленд D Н 4, Хэндли
Пейдж 0/400 в Великобритании, Гота G 5
в Германии. Капрони Са 30 и Са 42 в Ита
лии и др
В период 2-й мировой войны Б являлись
осн ударной силой ВВС воюющих стран
Наиболее известными в СССР были фрон
товые Б Пе 2, Ту-2, дальние — Ил 4 и
Пе 8, в Германии — Юнкере Ju 88, в Ве
ликобрнтании — Хэндли Пейдж «Галифакс»
и Авро «Ланкастер», в США — Конвэр В 24
«Либерейтор», Норт Американ В 25 «Мит-
челл», Боинг В-17 н В-29
С появлением ядерного оружия происхо
дило интенсивное развитие Б как его носи
теля На Б иашли применение ГТД (ТВД
и ТРД) Скорости и дальности полетов воз-
росли В 50—80 х гг бомбардировочная
авиация включала Ил-28 Ту 16, Ту-95,
М-4, ЗМ, Ту-22. Ту-22М, Су-24, Ту-160
(СССР), Боинг В 47 и В-52, Конвэр В-58,
Дженерал дайиемикс FB-111, Рокуэлл В-1В
(США), Инглиш электрик «Канберра», Вик-
керс «Вэлиант», Авро «Вулкан», Хэндли
Пейдж «Виктор» (Великобритания). Дассо
«Мираж» IV (Франция)	В И Жулев
бомбометание — прицельное сбрасы-
вание с ЛА авиационных бомб (торпед) для
поражения наземных (подземных) н над-
водных (подводных) целей Теория Б ба-
зируется на баллистике, теории прицелов,
теории проникновения боеприпасов я сплош-
ные среды, теории эффективности, метеоро-
логии и др науках В зависимости от типа
ЛА, его прицельной системы (см. Прицел,
Прицельно-навигационная система), харак-
тера цели, тактич обстановки, погодных ус-
ловий, времени суток н пр, Б может про-
изводиться с горизонтального полёта, пики-
рования или кабрирования (см. рис ) Б с
горизонтального полета может выполняться
с больших, средних или малых высот В
последнем случае по условиям безопаснос-
ти носителя должны применяться авиабом-
бы с аэродинамич. тормозными устройст-
вами (парашютом, щитками) или обычные
с большим временем замедления действия
взрывателя для обеспечения необходимой
дистанции отставания авиабомбы от носите-
ля Б с пикирования обладает повыш точ-
ностью, но требует запаса высоты для обес-
печения выхода самолета нз пикирующе-
го полёта и безопасности носителя прн дей-
ствии осколков боеприпасов. При Б с каб-
рирования, к рое выполняется обычно со
средних и малых высот, траектория авиа-
Бомбометание а — с горизонтального полета, б —
с пикирования, е—с кабрирования, А — относ,
Д — отставание. Н, V — высота и скорость полёта;
6 — угол пикирования (кабрирования), <р — угол
прицеливания, L—наклонная дальность до пели
8*
www.vokb-la.spb.ru - Самол

М 3 Бондаренко	М М Ьонирнж
И И Борзой
\ L Боровик
бомбы получается навесной с уветич отно
сом Это позволяет скрытно, без обнаруже
ния средствами ПВО противника поражать
цель с малой высоты Посте обнаружения
цели и преодолении системы ПВО с помощью
маневрирования, применения помех и пр эки
паж ЛА выполняет боковую и продоль
ную наводку и сбрасывает бомбы В зави
симости от кол ва и порядка (временного
интервала) сброшенных в одном заходе
на цель авиабомб Б может быть одиноч
ным серийным серийно залповым или зал-
повым При одном ЛА или I руппе ЛА оно
соответственно наз индивидуальным или
групповым
Лит Боевая аннационная техника Авиациои
ное вооружение М Г987	/О Л Карпов
БОНДАРЕНКО Михаил Захарович (1913—
47) — сов летчик, майор дважды Герой Сов
Союза (1942, 1943) Окончит Качинскую
воен авиац школу летчиков им А Ф Мяс
никова (1939) Воен возд академию (1946
ныне им Ю А Гагарина) Участник сов
финл и Вел Отечеств войн В ходе вой
ны был ком звена эскадрильи, штурманом и
инструктором по технике пилотирования
штурмового авиаполка Совершил св 230
боевых вылетов Награжден 2 орденами Ле-
нина, 2 орденами Красного Знамени меда
лями Бронзовый бюст в с БогДановка
Яготинского р-на Киевской обл
Лит Гаарюк П Бессмертные подеши вой
ны в кн Боевые звезды киевлян 2 нзд Киев 1977
БОНДАРЮК Михаил Макарович (1908—
69)—сов конструктор авиац двигателей,
д р техн наук (i960) Окончил МАИ (1930)’
Работал в НИИ ГВФ В 1944 создал и испы
тал первый образец прямоточного ВРД В
1944—69 гл конструктор, двшатели, соз-
данные под рук Б внедрены в пром
произ во Преподавал в МАИ (с 1955 проф )
Автор трудов и учебников цо прямогоч
ным ВРД Насажден орденами Красного
Знамени, Трудовою Красного Знамени 2 ор
денами Красной Звезды, медалями
БОРЗОВ Иван Иванович (1915______74)___сов
военачальник, маршал авиации (1972), Ге-
рой Сов Союза (1944) В Сов Армии с
1935 Окончил Ейское воен мор авиац
уч ще (1936), Воен мор академию (1948)
Участник сов финл и Вел Отечеств войн
В ходе воины совершил 147 боевых вылетов.
потопил воен корабль и 5 трансп кораб-
лей противника Зам команд (1958 -62),
команд (1962—74) авиацией ВМФ Наг
ражден 2 орденами Ленина, 6 орденами
Красного Знамени орденами Ушакова 2 й
степ , Отечеств воины 2 й степ , 2 ордена
ми Красной Звезды медалями
БОРОВКОВ Алексей Андреевич (1903—
45) - сов авиаконструктор После оконча
ния авиац ф-та Ленингр ин та путей со-
общения (1930) работал инженером-конст
руктором, нач СКВ на авиац з-дах гл
конструктором (1938) В 1934—35 вместе с
Л П Коротковым разработал проект уби-
рающегося шасси истребителя И 16, приня
того для серийного Произ ва Совм с И Ф
Флоровым разработал уч -тренировочные
истребители УТИ 1, 2 3 4 а также ма
невренный истребитель биплан И 207 В
ОКБ В Ф Болховитинова принимал учас
тие в создании первого сов реактивного
истребителя Погиб в авиац катастрофе
Награжден ортеном Красной Звезды
БОРОВЫХ Андрей Егорович (1921—89) —
сов летчик, ген полковник авиации (1968),
засл воен летчик СССР (1966) дважды
Герой Сов Союза (1943, 1945) В Сов Ар
мии с 1940 Окончил Чугуевскую воен авиац
школу пилотов (1941) Воен возд академию
(1951 ныне им Ю А Гагарина), Высшую
воен академию (1957) Участник Вел Оте
честв воины Совершил 470 боевых выле
тов, сбил 32 самолета и 14 в составе груп-
пы В 1969—77 был команд авиацией ПВО
Деп ВС СССР в 1946—50 Награжден 2
орденами Ленина, орденом Отечеств войны
1 й степ 5 орденами Красного Знамени,
орденом Александра Невского, 3 орденами
Красной Звезды, орденом «За службу Ро
дине в Вооруженных Силах СССР» 3 й степ ,
медалями а также иностр орденами Брон-
зовый бюст в г Курске
Лит Синицын А Юность закаленная в бо
их н кн Люди бессмертного подвига 4 изд кн
Г М 1975
БОРОСОДЕРЖАЩЕЕ ТОПЛИВО —ве
щестаа, имеющие в своем составе брр и его
соединения, способные к большому тепло
выделению при взаимодействии с окислите
лями К соединениям бора относятся бори-
ды легких металлов тдриды бора (ди , пен-
та и декабораны), их органич произвол
ные (алкилпентабораны алкилдекабораны,
карбораны) и борОгидриды aei ких метал-
лов (лития, бериллия и алюминия) Теп
лота сгорания бора в кислороде отнесён
ная к 1 кг металла, в 1,87 раза больше
теплоты сгорания топлива авиационного Т 1
теплота сгорания бора в пересчете на 1 л
бора в 3,8 раза больше теплоты сгора-
ния 1 л керосина По энерюемкости ука
занные выше соединения бора также зна
чительно превосходят углеводородное горю
чее Бор и его соединения рассматрива
ются как возможные высокоэффективные
горючие компоненты топлив для РД и ВРД
Гидриды бора и их органпч производные
обладают высокими скоростями горения, из
меняющимися в широких пределах при из
менении соотношения их с воздухом и дав
ления в камере сгорация
Алкилбораты, карбораны, бор и бориды
обладают удовлетворит эксплуатац свойст
вами (малой токсичностью, высокой Стабиль
ностью и др ) и могут быть использова
ны в виде индивидуальных соединении, их
смесей и суспензии в углеводородах и др
IорЮчих
Хим особенностью бора и его гидридов
как горючих является их способность об
разовывать с кислородом продукты сгорания
разл состава, к-рые имеют большую теплоту
испарения и Сублимации, что является од
ной из оси причин неполной реализации
эпергетич возможностей Б т А Ф Жигач
БОРТОВАЯ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНАЯ СИС-
ТЕМА (БВС)—совокупность информацион
но взаимосвязанных и согласованно денет
вующих аппаратно программных средств пе
редачи, хранения и переработки информа-
ции, размещаемых на борту ЛА и пред
назначенных для преобразования входных
данных в выходные в соответствии с задан
ными целями функционирования Появление
на борту сложных вычислит систем явилось
следствием возрастания кол ва и сложности
электронноги оборудования, а также ре
шаемых задач, реализовать к рые на одной
бортовой цифровой вычислительной маши
не (БЦВМ) не представляется возможным
БВС авиац применения представляют со
бой как правило, многомашинные много-
уровневые, иерархические, неоднородные вы
Числит системы построенные на базе у ни
фицир программно управляемых селектор
ных и мультиплексных каналов связи На
ниж уровне иерархии используются специ
ализир вычислители, встраиваемые и ав
тономные БцВМ Каждый такой элемент
БВС обеспечивает первичную обработку ин
формации от одного или группы однород
пых датчиков На ср уровнях иерархии
применяются наиболее мощные универе
БцВМ, решающие осн функцион задачи со-
ответствующих ЛА ца основе комплексной
обработки информации от большого числа
датчиков На верх уровне иерархии ис-
пользуются, как правило, универе БЦВМ
предназначенные для решения задач управ
ления, контроля индикации, связи с эки
пажем ЛА
Различия в сложности и характере выпол
няемых на разных уровнях иерархии БВС
задач, стремление обеспечить макс соот-
ветствие хар к БцВМ требованиям решае
мых на них задач определяют неоднпрод
ность БВС, т е необходимость применения
разл ЭВМ в широком диапазоне осн хар-к
быстродействия, объемов запоминающих ус
тройств, состава и пропускной способности
средств ннформац обмена и т п
Ю А Белоусов
БОРТОВАЯ РАДИОЛОКАЦИОННАЯ
СТАНЦИЯ (БРЛС), бортовой радио
локатор,— радиоэлектронная система, ус
танавтиваемая на ЛА разл классов и пред
назначенная д^я получения радиолокац ин
формации (РЛИ) о возд космич и назем
ных объектах (целях), в т ч в сложных
метеоусловиях и при отсутствии видимости
В состав БРЛС входят одна или неск ан
тени, один или неск передатчиков при
емник, процессор (устройство) обработки
радиолокац сигналов и РЛИ, индикатор на
электронно лучевой трубке и др РЛИ извле-
кается либо из эхо-сигналов образующихся
в результате отражения радиоволн от объ
екта облученного зондирующими радиосиг
налами БРЛС, либо из радиосигналов
БРЛС, переизл> чаемых активным ретранс
лирующнм устройством, находящимся на
объекте, либо из радиоизлучения устройств,
находящихся на объекте, или излучения са-
мого объекта, определяемого его темп рой
В БРЛС могут сочетаться разл мето
ды выделения РЛИ Полученная с выхода
процессора РЛИ поступает на индикатор,
а также в бортовую вычислительную сис
тем^ для дальнейшего использования как
на борту ЛА, так и для ее передачи на др
ЛА и наземные вычислит системы Управ
лепие БрЛС осуществляется экипажем или
бортовой вычислит системой По решаемым
задачам, выполняемым автономно или в ком
плексе с др средствами, БРЛС подразде
ляются на дозорные, навщац, панорамные,
обзора земной пов-сти, управления оружием
боевых ЛА наведения ракет с радиолокац
головками самонаведения, управления взры
вателями ракет и снарядов и Др, а также
116 БОНДАРЕНКО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
многофункциональные (способные решать
неск задач)
Осн хар-ками БРЛС являются дальность
действии, сектор и времн обзора прост-
ранства и поиска целей, точность измере
ний координат целей н их производных по
времени, разрешающая способность (по
углам, дальности, скорости) число однов-
ременно обрабатываемых целей, помехоус
тойчивость, эл магн совместимость (спо-
собность выполнять заданные функции при
возможном электромагн влиянии со сто-
роны как бортовых так и внеш радиоэлек
тронных систем) масса габаритные разме
ры, надежность, энергопотребление, ремон-
тоспособность и др
В совр БРЛС широко используются пере-
датчики на основе широкополосных и мно
горежимных усилителен мощности и управ
ляемые многофункциональные системы об
работки радиолокац сигналов и РЛИ на
основе цифровых процессоров и устройств
фу национальной электроники (на поверх
костных акустич волнах и др ), что позво-
ляет существенно расширить функциональ-
ные возможности БРЛС, повысить их по
мехоустойчивость, улучшить массо-габа
ритные и эксплуатац хар ки
Лит Радиолокационные системы воздушных
судов под реч 11 С Давыдова М 1988
бортовАя цифровая вычислите-
льная МАШЙНА (БЦВМ)— электрон-
ная вычислительная машина, усганавлива
емая на борту ЛА, внутр язык, структура,
конструкция и другие осн показатели к-рой
оптимизированы с учетом конкретных ус-
ловий ее применения По назначению БЦВМ
могут быть специализированными для ре
шевия одной задачи (напр , вычислитель об
работки сигналов от РЛС) и универсаль
ными (обеспечивают решение широкого кру
га задач по автоматич управлению ЛА,
обработку информации функцион подсистем
и т п) По конструктивному исполнению
БЦВМ могут быть либо автономными (в ви
де отд прибора) либо встраиваемыми (в
виде одного или неск модулей — плат, раз
мещаемых в аппаратуре функцион подснс
тем) Универе БЦВМ авиац применения
как правнчо, состоит из процессора, выпол
няющего все осн операции оперативного
запоминающего устройства (ОЗУ), пред-
назначенного для храпения входных, вы
ходных и промежуточных данных постоян-
ного запоминающего устройства (ПЗУ), слу
жащего для хранения npoipaMM и констант,
средств информац обмена обеспечивающих
прием исходных данных от источников ин
формации и выдачу результирующих вели
чин на приемники информации через внеш
интерфейс БЦВМ Информац и управля
ющая связь между отд устройствами БЦВМ
обеспечивается внутр интерфейсом В сос
тав нек рых БЦВМ может входить полу
постоянное запоминающее устройство
(ППЗУ), в к-рое записывается предполет
ное задание (координаты маяков пунктов
маршрутов, хар ки грузов и т и ) Осн
хар-ки БЦВМ быстродействие, измеряемое
кол вом выполняемых машиной операций в
ед времени обьемы ОЗУ, ПЗУ и ППЗУ
измеряемые в счовах заданной разрядное
ти, пропускные способности средств инфор
мац обмена, внутр и внеш интерфейсов,
измеряемые кол вом передаваемой полез
ной информации в ед времени БЦВМ как
правило используются в составе сложных
бортовых вычислительных систем
Ю А Белоусов
БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ — совокуп
ность агрегатов, приборов машин, систем,
комплексов и др техн средств устанав-
ливаемых на борту ЛА для обеспечения
управляемого полета, жизнедеятельности
экипажа и пассажиров, решения целевых
задач в соответствии с назначением ЛА Б о
служит для измерения, преобразования, пе
редачи, обработки информации ее отобра
жения на индикаторах, управления ЛА и
его системами, контроля за состоянием ЛА
и параметрами ею движения связи экипа
жа с наземными системами и др ЛА
К Б о обеспечивающему управляемый
полет относятся пилотажно-навигационное
оборудование, радиосвязное оборудование,
электрооборудование, светотехническое обо-
рудование, гидравлическое оборудование
система отображения информации, системы
охлаждения Б о Для повышения безо
пасности полетов ЛА оснащаются противо-
обледенительными системами противопо
жирной системой и др Б о обеспечения
жизнедеятельности экипажа и пассажиров
включает систему кондиционирования воз-
духа, кислородное оборудование, аварийно
спасательное оборудование, системы регу
лирования давления Для решения целевых
задач предназначаются обзорно прицельная
система, разведывательное, десантно тран-
спортное оборудование пассажирское, са
янтарное Б о и т д
Б о развивалось от простейших при-
боров и механизмов до сложных автома
тизир комплексов в процессе расширения
и усложнения задач, возтагаемых на ЛА,
улучшения летно техц хар к (увеличение
дальности скорости, диапазона высот поле
та), совершенствования средств ПВО Рост
объема возд перевозок также предъявил
ряд требований к ЛА увеличение пас
сажировместимости, повышение безопасное
ти полетов обеспечение регулярности поле-
тов при сниженных метеоминимумах (см
Минимум погодный) и в любое время су-
ток, расширение геогр р нов полетов, в
т ч по необорудов трассам и над океа
ном, обеспечение полетов по междунар
трассам с соблюдением требований к лиге
лонированию повышение комфорта для пас
сажиров при возросших скоростях и высо-
тах полета Удовлетворение этих требова
ний вызвало необходимость создания и ус
тановки на борту с южных высокоточных пи
лотажно навигац комплексов мощных КВ
радиостанций высокопроизводит систем
кондиционирования воздуха с точным авто
матич регулированием темп ры давления,
влажности воздуха в юрмокабине Зада-
ча преодоления ПВО привела к рлработ
ке и применению бортовых средств радио
электронною противодействия созданию
систем обеспечения автоматич полета на
предельно малых высотах с обходом препят
ствии Сокращение располагаемого экина
жем времени на принятие решения но уп
равлению ЛА и его системами потребовало
автоматизации управления, создания более
совершенных систем отображения инфор
мации и сигнализации Выполнение par
тущих требовании к Б о достигается пу-
тем совершенствования хар к аппаратуры
машин агрегатов систем и комплексов обо
рудования на базе применения новых мате
риалов и технологий Широко используются
цифровая техника, микроэлектроника, что
обеспечивает расширение функцион воз
можносгей аппаратуры снижение ее мае
сы и повышение надежности
Структурно аппаратура, машины и агре
га гы на борту ЛА об ьетнняются в систе
мы, предназначенные для решения одной
или неск функцион задач На ЛА насчи
тываются десятки систем Б о разного наз
начения (наир , пневмо гидро и электро
снабжения, кондиционирования воздуха, ав-
томатич управления, инерциальной нави
гации) Часто отд системы входят в ком
цлексы Комплекс Во — совокупность фун-
кционально связанных систем, приборов
датчиков, обьединенных вычислит устрой
ством, работающих по определ алгоритму,
решающих неск самоегоят задач Комплек-
сы Б о как одна из форм структурной ин-
теграции бортового оборудования позво-
ляют рационально использовать имеющую-
ся на ЛА информацию, оптимизировать
аппаратурный состав алгоритмы работы,
резервирование, что приводит к повыше-
нию надежности решения сложных функ-
цион задач и снижению массы конструк
ции На ЛА эксплуатируются пилотажио
навигац прицельно навигац, прицельно-
пилотажно навигац комплексы комплексы
разведки, радиосвязи и т Д Внедрение циф
ровой техники значительно облегчает комп-
лектирование
Дальнейшее развитие Б о направлено
на повышение экономичности и эффектив
ности ЛА и безопасности полетов Перво-
очередными задачами являются оптимиза
ция режимов полета по расходу топлива,
обеспечение стабилизации и управления не-
устойчивым ЛА непосредственное управ-
ление подъемной и боковой силами для по-
вышения маневренности ЛА дальнейшая
автоматизация управления сложными ре-
жимами полета и выполнения боевых задач,
облегчение деятельности и повышение эф
фективности работы экипажа на всех режи
мах использования ЛА, снижение массы, га-
баритных размеров энергопотребления и
повышение надежности Б о
Для решения этих задач предусматрива-
ется создание самонастраивающихся адап-
тивных систем управления многоуровневых
вычислит систем решающих среди прочих
задачи сокращения расхода топлива, пре-
дупреждения о приближении к опасным ре
жимам полета, информац полей на базе
плоских экранов и многорежимных пультов
управления, систем сенсорного речевого
управления, а также бнокиберцетич систем
управления оборудованием экспертных сне
тем в помощь летчику, бортовых автома-
тиэир систем со встроенными в аппарату
ру системами контроля ее работоспособ
ности, глобальных систем навигации и связи
с применением искусств спутников Земли,
высокоточных автономных навигац систем,
использующих физ поля Земли, систем
на базе лазерных волоконно оптич гироско
поп волоконно ортич линий информац об-
мена бочыной пропускной способности,
миниатюрных с цифровым выходом датчи-
ков давления, теми ры перемещения расхо
да топлива и т п Разработка новых сис-
тем базируется на широком применении
больших, сверхбольших и сверхскоростных
интегральных схем, элементов, использую
щих поверхностные акустич волны, плоских
экранов, в т ч на жидких кристаллах, кон-
структивной и функцион интеграции, моду-
льного принципа построения аппаратуры
Для успешного решения ЛА функцион за
дач важное значение имеет матем обеспе-
чение многоуровневой вычислит системы
Объем команд в программах вычислите
iefi составляет сотни тыс байт Перспекти-
вы развития Б о — применение языков вы-
сокою уровня, модульное построение прог-
рамм, использование алгоритмов искусств
интеллекта См также ст Защита бортово-
го оборудования, Контрочь бортового обо-
рудования	В Н Сучков
БОРТОВОЙ ЖУРНАЛ I) Б ж воздуш
hoi о судна -техн документ установл
формы, предназначенный для контроля за
техн состоянием и оформлением приема—
передачи воэд судна В Ь ж записывают
ся сведения о выявленных отказах и неис
правностях возд судна, а также о задерж-
ках рейса по техн причинам Ведёт Б ж
бортмеханик (бортинженер), второй нилот
или командир возд судна
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своиЙ05У£1В©Й 117
2) Б. ж. штурманский — лётный доку-
мент установл. формы, предназначенный для
записи необходимых расчётных и фактич.
нанигац. элементов полёта, выполняемых
штурманом или пилотом в процессе предпо-
лётной подготовки и в полёте. В зависи-
мости от типа возд. судна и выполняе-
мых задач установлены след, штурманские
Б. ж.: для самолётов 1-го класса (см. Клас-
сы самолётов и вертолётов), оборудован-
ных навнгац.-пилотажным комплексом
(НПК); для самолётов 2-го и 3 го классов
без НПК; Для самолётов 4 го класса, а так-
же вертолётов; для самолётов, выполняю-
щих междунар. полёты.
БОРТОВОЙ НАКОПИТЕЛЬ — устройст-
во для регистрации и накопления полёт-
ной информации в течение всего полёта (или
неск. полётов). Пи конструкции различают
Б. н. защищённые (БНЗ) и эксплуатаци-
онные (БНЭ), по типу регистрируемой ин-
формации — параметрические и речевые.
Регистрация параметров производится в осн.
иа магн. металлич. или лавсановой ленте,
в нек-рых Б. н.— на фото- или кинолен-
те, осциллографии, бумаге и на спец, бу-
маге (для записи царапанием).
БНЗ предназначаются для сохранения за-
регистрир. полётной информации при воз-
действии высоких темп-р, ударных наг-
рузок н агрессивных жидкостей (топливо,
мор. вода, огнетушащее в-во и т. д.). В БНЗ
заносится информация об условиях полёта
и пространств, положении ЛА, работоспо-
собности жизненно важных систем, харак-
тере пилотирования и действиях экипажа;
эта информация используется аварийными
комиссиями при расследовании лётных про-
исшествий. Общепринятое назв. БНЗ —
«чёрный ящн к».
БНЭ используются для сбора информа-
ции, необходимой для контроля пило-
тирования и работоспособности систем и
оборудования ЛА после каждого или выбо-
рочного полёта; они приспособлены для опе-
ративного съёма информации (с помощью
легкосъёмных кассет). БНЭ, как правило,
не имеют спец, тепловой и противоудар-
ной защиты. По сравнению с БНЗ, вмеща-
ют больший объём информации.
Речевые Б. н. применяются для сбора и
хранения информации о переговорах членов
экипажа друг с другом, с землёй и с эки-
пажами др. ЛА, а также для регистрации
звук, обстановки в кабине ЛА. Информа-
ция регистрируется в течение всего полёта
и используется аварийными комиссиями при
расследовании лётных происшествий. как
правило, выполняются защищёнными. Ре-
гистрация данных производится обычно в те-
чение одного полёта (иногда в течение пос-
ледних 30 мин).
Параметрнч. Б. и. предназначаются для
регистрации параметров полёта при не-
прерывной (аналоговой) или дискретной
записи. Используются для эксплуатац. конт-
роля и при расследовании лётных происшест-
вий. Выполняются как защищёнными, так и
незащищёнными. Время регистрации До 25 ч.
В. В. Косточкин.
БОЧ КА — фигура пилотажа: поворот ЛА
вокруг своей продольной оси на 360° и бо-
лее без изменения направлении движения
Бочка.
(см. рис.). По темпу выполнения Б. может
быть быстрой н замедленной, по числу обо-
ротов вокруг продольной оси — одинарная,
полуторная и многократная, по наклону
А. Я Бранлыс	И. Г]. Братухин
Л. Бреге.
Н Р. Брилинг.
траектории полёта — горизонтальная, вос-
ходящая и нисходящая. Поворот ЛА во-
круг продольной оси на 180° наз. полубоч-
кой.
Б РАНДЫ С Анатолий Яковлевич (1923—
88)— сов. лётчик, ген.-лейтенант авиации
(1978), канд. воен, наук (1976), дважды
Герой Сов. Союза (дважды 1945). Окончил
воен, авиац. школу нилотов (1943), Воен.-
возд. академию (1950; ныне им. Ю. А. Га-
гарина), Воен, академию Генштаба Вооруж.
сил СССР (1959). Участник Вел. Отечеств,
войны. В ходе войны был лётчиком, ком.
звена, эскадрильи штурмового авиаполка.
Совершил 227 боевых вылетов. Награждён
орденами Ленина, Октябрьской Революции,
4 орденами Красного Знамени, орденом Алек-
сандра Невского, орденами Отечеств, вой-
ны 1-й и 2-й степ., орденом КРасной Звез-
ды, медалями. Бронзовый бюст в пос. Клю’
чино Днепропетровской обл.
Лат.: Свердлов Ф. Д_, На бреющем поле-
те. в кп.: Подвиги Героев Советского Союза,
М-, 1981.
«БРАНИФФ» (Bra
njff Airlines) — авиа-
компания США. Осу-
ществляет внутр, пе-
ревозки. Осн. в 1928.
В 1988 перевезла
4,32 млц. цаес., пас-
сажирооборот 6,84
млрд. ц. км. Авиац. парк — 62 самолета.
БРАТУХИН Иван Павлович (1903—85) —
сов. конструктор и учёный в области вер-
толётостроения, проф. (1953), д-р техн, наук
(1962), засл, деятель науки и техники
РСФСР (1964). Окончил МВТУ (1930). Вин-
токрылыми ЛА (автожирами и вертолёта-
ми) начал заниматься в отделе особых кон-
струкций ЦАГИ. В 1940 возглавил верто-
лётостроит. ОКБ при МАИ, где под его рук.
был создан ряд опытных и выпущенных ма-
лой серией вертолётов поперечной схемы, в
т. ч. «Омега» (1941), «Омега-П» (1944;
см. рис. в табл. XXIII), Г-3	(1945), Г-4
(1946), Б-11 (1948) и др. Гос. пр. СССР
(1946). Награждён орденами Ленина, Октяб-
рьской Революции, Трудового Красного Зна-
мени, медалями.
БРЕГЕ (Breguet) Луи (1880—1955) —
франц, авиаконструктор и промышленник.
Окончил Высш, электротехн. школу в Па-
риже. В 1907 совм. с братом Жаком и проф.
Ш. Рише (Ch. Richet) построил вертолёт,
поднимавший на 1,5 м человека, но не обла-
давший устойчивостью. Первый успешно
летавший самолёт Б. построен в 1909 (рис.
в табл. IV). В 1911 вместе с братом осно-
вал фирму (см. «Бреге»), где созданы само-
лёты, на к-рых были установлены рекорды
скорости на расстоянии 100 км с одним и
двумя пассажирами и рекорды грузоподъём-
ности (в 1911 самолёт «Бреге G-З» совершил
полёт с ]1 пассажирами). В 1919 Б. осно-
вал авиатрансп. компанию, предшественни-
цу совр «Эр Франс».
«БРЕГЕ» (Breguet Aviation)—самолёто-
стронт. фирма Франции. Основана Л. Бреге
и его братом Жаком в 1911 под назв.
«Сосьете дез’ателье д’авиасьон Луи Бреге»,
указанное назв. с 1966. В 1936 фирма была
почти полностью национализирована. В 1971
вошла в состав «ДасСо-Бреге». В годы 1-й
мировой войны большими партиями выпуска-
ла разведчики и бомбардировщики, в т. ч.
Вге 14 (создан в 1916, до кон. войны
Построено 5,5 тыс., всего ок. 8 тыс., см. рис
в табл. VIII)- Из продукции 20-х гг. наи-
более известны многоцелевой воен, самолёт
Вге 19 (первый полёт в 1922), разведчи-
ки Вге 270 и 271. В 30-е гг. фирма
создала пасс, самолёт Вге 393 с тремя ПД
(1931), летающую лодку Вге 521 (1933),
истребители и бомбардировщики серин Вге
690, после 2-й мировой войны — палубный
самолёт Вге 1050 «Ализе» (1956), са-
молёт противолодочной обороны Вге 1150
«Атлантик» (1961), трансп. СКВП Вге
941	(1961), истребитель-бомбардировщик
«Ягуар» (1968, в составе консорциума
«СЕПЕКАТ») и др.
БРИЛ ИНГ Николай Романович (1876—
1961)—сов. учёный в области механики,
двигателестроения и теплотехники, чл.-корр.
АН СССР (1953), засл, деятель науки и
техники РСФСР (1946). Окончил Импера-
торское техн, уч-ще (1906; ныне МГТУ),
там же в 1907 защитил докт. диссерта-
цию и преподавал с 1908 (проф. с (908).
В 1911 опубликовал первый отечеств, курс
авиац. двигателей. Сконструировал ряд ори-
гин. двигателей. Был необоснованно репрес-
сирован и в 1930—33, находясь в заклю-
чении, работал в особом техбюро ОГПУ над
новыми авиац. двигателями. Б.— один из ор-
ганизаторов ЦИАМ, МАИ и ряда НИИ.
По предложению Б. была создана группа
В. В. Уварова цо теоретич. и эксперим. ис-
следованиям газовых турбин. Награждён 2
орденами Ленина, орденами Трудового
Красного Знамени и «Знак Почёта», медаля-
м и.
«БРИСТОЛЬ» (с (910 British and Colonial
Aeroplane Co Ltd; c 1920 Bristol Aeroplane
Co Ltd)—самолёте- и вертолётостроит.
фирма Великобритании. Осн. в 1910, в I960
её дочерняя компания (Bristol Aircraft Ltd),
выпускавшая самолёты и управляемое ору-
жие, вошла в состав фирмы «Бритиш эркрафт
корпорейшен», вертолётостроит. отделение
поглощено фирмой «Уэстленд». До кон. 2 й
мировой войны выпускала гл. обр. воен, са-
молёты, в т. ч. разведчик «Скаут» (пер-
вый полёт в (914, см. рис. в табл. VII),
истребители F.2 «Файтер» (1916, построе-
но св. 5100, см. рис. в табл. VII), «Бульдог»
(1927), «Бофайтер» (1938, см. рис. в табл.
XIX), бомбардировщики «Блеихейм» (1936),
118 БОРТОВОЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
«Бофорт» (1938), «Бакингем» (1943), «Бри-
ганд» (]944), воен.-трансп. самолёт «Фрей-
тер» (]945). В 1949 построила опытный
пасс самолёт на ]00 мест «Брабазон» с
восемью ПД, в 1952— пасс самолёт «Бри-
тания» с четырьмя ТВД (построено 85). В
1947 создала свой первый вертолёт «Сика-
мор» с одним ПД. в 1958— вертолёт «Бель
ведер» с двумя ГТД
«БРИТИШ АЭРОСПЕЙС» (British Aero
space Public Ltd, ВАе)—крупнейшая авиа
ракетно-космич. фирма Великобритании. Об-
разована в 1977 в результате слияния фирм
«Бритиш эркрафт корпорейшен», «Скоттиш
авиэйшен» (Scottish Aviation) и авиара-
кетно-космич. отделений концерна «Хокер
Сидли» Продолжила выпуск и разработку
самолётов вошедших в неё фирм (исходные
обозначения продукции были заменены на
ВАе). Осн. программы 80 х гг.: произ во
боевого СВВП «Харриер» (1966, см. рис в
табл. XXXIV), его мор. варианта «Си хар-
рнер» (1978. рис. 1) и усовершенствов.
модели «Харриер» 2 (1978, совм с фирмой
Рис. ]. Палубный самолсч вертикачьпок) и< i< >.,
и посадки «Си харриер* FR5 2
Рис. 5. Пассажирский самолет АТР
«Макдоннелл-Дуглас»), уч.-боевого самолё-
та «Хоук» (1974), истребителя-бомбардиров-
щика «Хоук» 200 (1986), модификация са-
молётов ПЛО «Нимрод» MR (1979—84,
рис. 2). создание эксперим истребителя
ЕАр (1986. рис. 3) и разработка на его
основе перспективного истребителя EFA (в
составе консорциума «Еврофайтер»); выпуск
I ражд. самолетов ВАе 748 (i960), ВАе 125
(1962, рис. 4). «Джетстрнм» 31 (1980),
ВАе 146 (1981. рис. в табл. XXXVIII).
АТР (1986, рис. 5); участие в междунар.
программах произ-ва боевых самолётов
«Торнадо» (в составе консорциума «Пин-
ав иа») и «Ягуар» (в составе консорциума
«СЕПЕКАТ»). пасс, самолётов АЗОО, А310 и
А320 (в составе консорциума «Эрбас инда-
стри»)-, разработка и произ-во тактич. УР:
участие в зап.-европ. космич. программах;
разработка совм. с фирмой «Роллс-Ройс»
проекта одноступенчатого возд.-космич. са-
молёта «Хотол». Осн. данные нек-рых само-
лётов фирмы приведены в табл, 1 и 2.
В. В. Беляев, М. А- Левин.
Рнс. 3. Экспериментальный истребитель ЕАР.
Рнс, 2. Самолёт противолодочной обороны «Ним
род* MR.
Табл. 1 — Военные самолёты фирмы «Бритиш аэроспейс»
Основные данные	Истребите л и-бомбардировщики		Экспернмен- тальный истребитель ЕАР
	«Харриер* GR 3	«Хоук» 200	
Первый полёт, год	......	1976	1986	1986
Число и тип двигателей		1 ТРДД (подъём но -м а ршевый)	1 ТРДД	2 ТРДДФ
Тяга двигателя, кН .....	95,6	26	75,5
Длина самолёта, м .	14.27	11,38	14,7
Высота самолёта, м .	3,45	3.99	5,52
Размах крыла, м	7.7	9,39	11.77
Площадь крыла, м2	18,68	16,69	52
ЛТаксимальная взлётная масса, т .	8,85 (вертикальный взлёт); ' 11.8 (взлёт с разбегом)	9,1	14,51
Масса пустого самолёта, т ...	5,73	4,13	10
Боевая нагрузка, т	...	2,27	3.5	—
Радиус действия, км	92 (вертикальный взлёт); 230 (взлёт с разбегом)	1072	
Максимальная скорость полёта, км/ч . .	1180	1065	>2000
Потолок, м .	15600	15250 1	
Экипаж, чел	,	...	1		1
Вооружение. . . , .	....	2 пушки (30 мм), НАР, УР	2 пушки (25 мм), УР, бомбы	
Рнс. 4. Административный самолет ВАе 125-800
(абл. 2 — Гражданские самолёты фирмы «Бритиш аэроспейс»
Основные Данные	Пассажирские			Администра- тивный ВАе 125-800
	«Джетстрнм» 31	ВАе 146-200	АТР	
Первый полет, год	|980	1982	1986	1983
Число и тип двигателей .	2 ТВД	4 ТРДД	2 ТВД	2 ТРДД
Мощность двигателя, кВт -	701	—	I860	—
Тяга двигателя, кН	.	—	31	—	19,1
Длина самолёта, м	14,37	28.55	20	15.6
Высота самолёта, м . .	5.32	8 61	7.14	5.36
Размах крыла, и . .	15.85	26,34	30,63	15,79
Площадь крыла, м! .	25,2	77,3	78,3	34,75
Максимальная взлётная масса, т	6.95	40,59	22,45	12,43
Масса пустого самолёта, т .	4.36	22,14	13,6	6.68
Число пассажиров	19	109	60	14
Коммерческая нагрузка, т -	1,81	9.98	6,73	1,09
Максимальная дальность полёта, км	1260	2740	1825	5260
			(64 пасс.)	(8 пасс.)
Крейсерская скорость полёта, км/ч	490	780	496	860
Экипаж, чел.	2	2	2	2
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим

119
«БРИТИШ МИД-
ЛЕНД» (British Mfd
land Airways) —
авиакомпания Вели
кобритании Осущест-
вляет перевозки в
страны Зап Европы
Осн в 1938, до 1953
иаз «Дерби авиэйшеи», в 1982—87 —
«Манке эрлайнс» В 1989 перевезла 3 25 млн
пасс, пассажирооборот 1,29 млрд п км
(1988) Авиац парк — 30 самолетов
«БРИТИШ ЭРКРАФТ КОРПОРЕЙ ШЕН»,
БАК (British Aircraft Corporation, ВАС),—
авиаракетно космич фирма Великобрита
иии Образована в 1960 в результате ели
яния авиац фирм «Бристоль», «Виккерс»,
«Инглиш электрик» и (несколько позже)
«ХантИнг эркпафт», преобразованных в
отделения С 1964 вся продукция фирмы вы
пускалась под обозначением БАК В 1977
вошла в состав фирмы «Бритиш аэроспейс»
Из программ фирмы наиболее известны ис
требитель-бомбардировщик «Ягуар» (1968,
произ во в составе консорциума «СЕПЕ-
КАТ»), многоцелевой самолет «Торнадо»
(1974. в составе консорциума «Панавиа»).
сверхзвук пасс самолет «Конкорд» (1969,
совм с фирмой «Аэроспасьяль» см рис в
табл XXXV) Выпускались реактивный тре
нировочиый самолёт «Джет провост» (1954)
и его боевой вариант БАК 167 «Страйкмас
тер» (1967), продолжалось произ во истре-
бителей «Даитнииг». модифицировались
бомбардировщики «Канберра» Серийно вы
пускались пасс самолеты БАК 111 (1963,
см рис в табл XXX1V), VC 10 (1962) и
Табл — Пассажирские самолеты фирмы «Б
Основные данные	VC 10*	«Супер» VC (0*	БАК 111-500
Первый полёт, год	1962	1964	1968
Число и тип двигателей	4 ТРДД	4 ТРДД	2 ТРДД
Тнга двигателя, кН	90,6	100	55,9
Длина самолёта м	48,4	52	32,61
Высота самолета, м	12	12	7 47
Размах крыла, м	44 5	44,5	28 5
Площадь крыла м2	272	272	95,78
Максимальная взлетная масса т	141 5	152	45,2
Масса пустого самолета т	66,7	71.4	24,38
Число пассажиров	151	174	119
Коммерческая нагрузка, т	18	22.85	12,36
Максимальная дальность полета км	8000	7450	3560
А^акснмальиая скорость полета км/ч	960	975	870
Экипаж, чел	4—5	4—5	2
* Разработаны фирмой «Виккерс»
«Супер» VC 10 (1964) Фирма имела отде
ление, выпускавшее УР Осн данные нек рых
самолетов фирмы приведены в табл
В В Беляев М А Левин
«БРИТИШ ЭРУЙС»
(British Airways) —
авиакомпания Вели-
кобритании, одна из
крупнейших в мире
Осуществляет пере
возки в страны Евро
пы, Азии, Африки
Образована в 1972 в
результате слияния
трех ранее существовавших авиакомпаний
В 1989 перевезла 25,24 млн пасс , пасса-
жирооборот 61,04 млрд п км Авиац
парк — 215 самолетов (включая 7 сверхзвук
самолетов «Конкорд»)
БРОНЯ АВИАЦИОННАЯ — средство защи-
ты членов экипажа и жизненно важных
узлов боевых ЛА от поражающих средств
возд и наземного оружия Впервые Б а
была применена в Италии в 1911 После
1-й мировой войны проблемой бронирова
ния самолётов занимались конструкторы
амер и нем фирм Эти попытки носили
частный характер и не привели к карди
нальному решению проблемы броня оказы-
валась либо слишком тяжелой, либо мало
эффективной В 20 х гг авиаконструкторы
США практически отказались от идеи
бронирования самолетов Новая попытка
бронирования самолётов была предприня
та в сер 30-х гг , когда С В Ильюшин
приступил к разработке бронир штурмо-
вика
Опыт возд боев сер '30 х гг показал
что возросшая огневая мощь истребителей
обусловила значит потери лётчиков, что
потребовало их защиты, и к нач 2-й миро-
вой войны Б а в форме броневых спинок
стала обязат элементом боевых самолетов
Важным этапом в истории Б а явилось
создание С Т Кишкиным и Н М Скляро
вым гомогенной стальной брони марки АБ-1,
сочетавшей высокую стойкость против пуль
всех типов Стрелкового оружия калибра
7,62 мм с весьма высокой технологичностью
(закалка на воздухе и под штампом поз
воляла изготовлять детали двойной кривиз-
ны, сложных аэродинамич контуров) Ис-
пользуя свойства этой брони, Ильюшин соз
дал штурмовик Ил-2 с цельиоброневым
фюзеляжем — «летающий танк», обеспечив
практически полную его неуязвимость от
стрелкового оружия того времени и в зиа
чит степени от снарядов осколочного и фу-
гасного действия
Совр Б а рассматривается как элемент,
повышающий боевую живучесть ЛА Разли
чают след типы Б а по конструктив-
ному применению — входящая в силовую
конструкцию и навесная (сюда же относятся
и средства индивидуальной защиты членов
экипажа — бронежилеты, броневые нагруд-
ники, заголовники, шлемы) по типу поража
ющего средства — противопульная, противо-
ритиш зркрафт корпорейшен»
снарядная противоосколочная, последняя
может быть двух типов против элементов
боевых частей ракет (упрощенно наз ос-
колками) и против собственно осколков,
образующихся при действии поражающего
средства на конструкцию ЛА или на броню,
по строению— монолитная (из цельной пли-
ты) и составная (из набора отд плит), в
тех случаях когда в наборном парном па
кете обусловлены онред расстояние между
плитами и свойства материалов (напр ,
расстояние не менее длины снаряда и твёр-
дость лицевой плиты больше твердости ма
териала снаряда при высокой вязкости тыль-
ной плиты), Б а наз экранированной, при
расстояниях между плитами в пакете больше
Двух длин снаряда (или др поражающего
средства) Б а относится к типу разнесен-
ных боевых преград, по материалу — сталь-
ная, титановая, алюминиевая, при этом раз
личается броня гомо1енная, гетерогенная
(цементованная, односторонне закаленная,
односторонне отпущенная) и слоистая, т е
состоящая из двух или более слоев (см
Многослойные металлические материалы),
по размещению—наружная и внутренняя,
стойкость последней определяется не только
хар кои самой брони, но и защитными свонст
вами обшивки и др элементов конструкции
ЛА, находящихся перед броней И М Скляров
«БРОТЕНС САФЕ»
(Braathens SAFE A/S
Braathens South Arne
rjean and Far East
Air Transport) —
авиакомпания Норве
гни Осуществляет
перевозки на внутр
авиалиниях и чартерные перевозки в стра
ны Европы Осн в 1946 для обслужива-
ния дальневосточных маршрутов (до 1954)
В 1989 перевезла 3,5 млн пасс , пассажи
рооборот 2,07 млрд п км Авиац парк —
20 самолетов
БС (Березина, синхронный)— крупнокали-
берный (12,7 мм) авиац синхронный пуле
мет конструкции И Е Березина Создан в
1939 и послужил базой для разработки
широко распространенного авиац пулемета
УБ
БУГАЕВ Борис Павлович (р 1923) —сов
гос деятель, гл маршал авиации (1977),
засл пилот СССР
(1967), дважды Герой
Соц Труда (1966
1983) Летную подго
товку получил в Ак- Ш
тюбинской уч авиа	"../s
эскадрилье (1942)
I *4
Окончил школу высш -4	\
летной подготовки
ГВФ (1948), Ленингр >	_
высш авиац уч-ще
гражд авиации (1966.
ныне Академия гражд
авиации) Участник	I
Вел Отечеств войны
Служил в авиаотряде,
выполнявшем задания Центр Штаба парти-
занского движения Украины После войны
в ГВФ ком корабля 1 Й авиагруппы и от-
дельной Международной авиагруппы (1948—
561, ком отряда особого назначения (1957—
66), зам , первый зам министра ГА (1966—
70), министр ГА в 1970—87, затем в груп-
пе ген инспекторов Мин-ва обороны
СССР Деп ВС СССР в 1970—89 Ленинская
пр (1980), Гос пр СССР (1972) Награж-
ден 5 орденами Ленина,орденом Октябрьской
Революции, 2 орденами Красного Знамени,
орденами Отечеств войны 1 й степ . Крас-
ной Звезды, «За службу Родине в Во-
оруженных Силах СССР» 3 й степ . «Знак
Почёта», медалями Бронзовый бюст в район-
ном Центре Маньковка Черкасской обл
БУЗЕМАН (Busemann) Адольф (1902—
86) — нем ученый в области газовой дина-
мики Науч деятельность началась в 1924
под рук Л Прандтля в Ин-те гидроаэро-
дииамики кайзера Вильгельма (Геттинген.
Германия) После окончания 2-й мировой
войны работал в США Б принадлежат
труды по газовой динамике исследования
сверхзвук конич течения в плоскости годо-
графа, графич метод расчета сверхзвук те-
чений. теория тонкого профиля в сверхзвук
потоке, расчет давления при обтекании тел
гиперзвук потоком (ф ла Ньютона—Бузе
мана) и др Выдвинул идею стреловидного
крыла, предложил Буземана биплан Вы-
полнил большой цикл работ по оптимиза-
ции аэродинамич форм элементов ЛА, ис
следованию траекторий орбит полета и вхо
да ЛА в атмосферу
Соч Drucke auf kegeliormige Spitzen bei
Bewegung mit iJberschallgeschwindigkeit. «Zed
schrift fur Angewandie Mathematik und Mechanik*
1929 Bd 9 № 6
БУЗЕМАНА БИПЛАН (по им А Бузека
на)—биплан спец конструкции, имеющий
при малом угле атаки в сверхзвук потоке те
же значения подъемной силы и волнового
сопротивления, что и плоская пластина Б б
состоит из двух тонких профилей (см рис ),
120 БРИТИШ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Обтекание биплана Буземана 1 —линия тока,
2 — скачок уплотнения, 3 — волна разрежения
причём распределение их толщины подби-
рается так, чтобы в результате взаимодейст-
вия образующихся волн сжатия (или сла-
бых скачков уплотнения) и волн разреже-
ния поток на выходе из образуемого про-
филями «канала» имел ту же по модулю
и направлению скорость, что и иа входе.
Согласно импульсов теореме, суммарное воз
действие на биплан со стороны потока в
этом канале равно нулю. Внеш, пов-сти
профилей, являющиеся параллельными плос-
костями, обтекаются как верх, и ниж.
пов-сти плоской пластины под малым углом
атаки и определяют в соответствии со ска-
занным выше аэродинамич. хар-Кн биплана.
Б. б. дает пример полезной интерференции
аэродинамической, т. к его волновое сопро-
тивление меньше суммы сопротивлений
составляющих профилей. Как и пластина,
он имеет при заданной подъёмной силе ми-
иим сопротивление, но в отличие от неё
несущие элементы биплана имеют нек-рую
толщину, что предпочтительнее с конструк-
тивной точки зрения Практич. использова-
ние Б. б затруднительно, т. к теоретич. схе-
ма соответствует фиксир значениям угла
атаки и Маха числа набегающего потока, а с
увеличением отклонения от расчётного ре-
жима её эффективность падает.
Лит  Ферри А , Аэродинамика сверхзвуковых
течений, пер. с англ, М, 1953 В. И Голубкин
«БУРАН»— сов. крылатый орбит, корабль
многоразового использования. Предназна-
чен Для выведения на орбиту вокруг Земли
разл. космич. объектов и их обслуживания;
доставки элементов (модулей) и персонала
для сборки на орбите крупногабаритных
сооружений (радиотелескопов, антенных
систем и т. п.) и межпланетных комплексов;
возврата на Землю неисправных или выра-
ботавших свой ресурс спутников, освоения
оборудования и технологий космич. произ-ва
и доставки продукции на Землю;
иия др. грузопасс. перевозок по
Земля — космос — Земля.
10
выцолне-
маршруту
12 — руль иа-
13 — тормозной
16 — баланснро-
6/7
16 15
18 17
20 19
Внешняя конфигурация. Орбита-
льный корабль (ОК) «Б.» выполнен по само-
летной схеме: это «бесхвостка» с низко-
располож. треугольным крылом двойной стре-
ловидности по передней кромке, аэродина-
мич. органы управления включают элевоны,
балансировочный щиток, располож в хвос-
товой части фюзеляжа, и руль направле-
ния, к-рый, «расщепляясь» по задней кром-
ке, выполняет также функции возд. тормоза,
посадку «по-самолётиому» обеспечивает
трёхопорное (е носовым колесом) выпускаю-
щееся шасси.
Внутренняя компоновка, конст-
рукция. В носовой части «Б.» (рис. 1)
расположены герметичная вставная кабина
объемом 73 м! для экипажа (2—4 чел ) и
пассажиров (до 6 чел.), отсеки бортового
оборудования и носовой блок двигателей
управления. Среднюю часть занимает грузо-
вой отсек с Открывающимися вверх створ-
ками, в к-ром размещаются манипуляторы
для выполнения погрузочно-разгрузочных и
монтажно-сборочных работ и разл. операций
Рис, 1. Компоновка орбитального корабля «Буран*. Рис. 2, Транспортировка орбитального корабля
1, 14 — двигатели управления, 2, 4, 6. 22— «Буран» (со снятым килем) самолетом ВМ-Т,
Приборные отсеки, 3 — модуль кабины, 5 — система
аварийного спасения; 7 — командный отсек; 8 —
модуль командных приборов. 9 - грузовой отсек,
10 — блок испытательной аппаратуры, 11—вспо-
могательная силовая установка; 12 — руль на-
правления— воздушный тормоз,
парашют, 15 — бак горючего,
вочный щиток, 17—базовый блок объединенной
двигательной установки, 18, 21 — узлы стыковки
с ракетой-носителем; ]9 — бак окислители, 20 —
створки грузового отсека, 23 — бытовой отсек;
24 — агрегатный отсек, 25 — агрегат терморегу-
лирования
по обслуживанию космич. объектов. Под гру-
зовым отсеком расположены агрегаты систем
энергоснабжения и обеспечения температур-
ного режима. В хвостовом отсеке установ-
лены агрегаты двигат. установки, топливные
баки, агрегаты гидросистемы.
В конструкции «Б.» использованы алюм,
сплавы, титан, Сталь и др. материалы.
Чтобы Противостоять аэродинамич. нагрева-
нию цри спуске с орбиты, внеш, пов-сть
ОК имеет теплозащитное покрытие, рассчи-
танное на мио1Оразовое использование. На
менее подверж. нагреву верх, пов-сть уста-
навливается гибкая теплозащита, а др.
пов-сти покрыты теплозащитными плитками,
изготовл. на основе волокон кварца и вы-
держивающими тсмп-ру до 1300 °C. В особо
теплонацряж. зонах (в носках фюзеляжа и
крыла, где темп-pa достигает 1500—1600 °C)
применён композиц. материал типа углерод—
углерод. Этап наиболее интенсивного нагре-
вания ОК сопровождается образованием
вокруг него слоя возд. плазмы, однако кон-
струкция ОК не прогревается к концу полё-
12
13
14
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

121
— л -M
Рис 3 Ракета носите 1ь «Энергия» и орбита тьный корабль «Буран*
на транспортно установочном агрегате
Рис 4 Ракета носитель «Энергия* и орбитальный
корабль «Буран» на стартовом комплексе
Рис 5 Схема почета орбитального корабля
«Буран* 1 — старт 2 — отделение блоков I й сгу
пени ракеты носителя 3 — выключение двигателей
2 и Ступени ракеты носители 4 — отделение орби
татьного корабля 5— первый импутьс довыведе
ния на опорную орбиту и полет орбитального
корабля по переходной орбите 6 — выход на опор
ную Орбиту 7 — тормозной импульс и сход с
орбиты 8 — планирующий спуск и посадка
та более чем до 160 °C Каждая из 36 000
птигок имеет конкретное место установки
обусловдениое теоретич обводами корпуса
ОК, Для снижения тепловых нагрузок выбра
ны также большие значения радиусов затуп
ления носков крыла и фюзеляжа Расчетный
ресурс конструкции — Ю0 орбит полетов
Двигательная установка и бор
товое оборудование Объединенная
двигат установка (ОДУ) обеспечивает до
выведение ОК на опорную орбиту выполне
ние межорбит переходов точное маневри
рование вблизи обслуживаемых орбит комп
лексов ориентацию и стабилизацию ОК его
торможение для схода с орбиты ОДУ состоит
из двух двигателей орбитального маневри
рования работающих иа уiлеводородном го
рючем и жидком кислороде и 46 двигателей
Рис в Орбитальный корабль «Буран» на посадке
122 «БУРАН»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
газодинамич. управления, сгруппированных
в три блока (один носовой блок и два
хвостовых). Более 50 бортовых систем, вклю-
чающих радиотехн., ТВ и телеметрич. комп-
лексы, системы жизнеобеспечения, термо-
регулирования, навигации, энергоснабжения
и др-, объединены на основе ЭВМ в еди-
ный бортовой комплекс, кизый обеспечива
ет продолжительность пребывания «Б.» на
орбите до 30 сут- Теплота, выделяемая
бортовым оборудованием, с помощью тепло-
носителя подводится к радияц. теплообмен-
никам, установл. на внутр стороне створок
грузового отсека, и излучается в окружаю-
щее пространство (в полёте ва орбите створ-
ки открыты).
Геометрические и весовые ха-
рактеристики. Дл. «Б.» составляет
36,4 м, выс. 16,5 м (при выпущенном шасси),
размах крыла ок. 24 м, пл. крыла 250 м2;
тир- фюзеляжа 5,6 м, выс. 6,2 м; диам.
грузового отсека 4,6 м, его дл. ]8 м. Стар-
товая масса ОК до 105 т, масса груза, дос-
тавляемого ца орбиту, до 30 т, возвращае-
мого с орбиты — до 15 т. Макс, запас топ-
лива до 14 т-
Большие габаритные размеры «Б.» затруд
няют использование наземных средств транс-
портировки, поэтому на космодром он (так
же, как и блоки PH) доставляется по воз-
духу модифицир. для этих целей самолё-
том ВМ-Т (рис. 2) Эксперим. машиностроит,
з-да им. В. М. Мясищева (при Этом с «Б.»
снимается киль и масса доводится до 50 т)
или многоцелевым трансп самолетом Аи-225
в полностью собранном виде. (См, рнс. к
ст. Грузовой летательный аппарат.)
Выведение на орбиту. Запуск «Б.»
осуществляется с помощью универе, двухсту-
пенчатой PH «Энергия», к центр, блоку
к-рой крепится пирозамками ОК (рис. 3 и
4). Двигатели 1-й и 2-й ступеней PH за-
пускаются практически одновременно и раз
вивают суммарную тягу 34 840 кН при стар-
товой массе PH с «Б.» ок. 2400 т (из них
ок. 90% составляет топливо). В первом ис-
пытат. запуске беспилотного варианта Ок,
состоявшемся на космодроме Байконур 15
нояб. 1988, PH «Энергия» вывела ОК за
476 с на выс. ок. 150 км (блоки 1-й сту-
пени PH Отделились на 146-й с на выс.
52 км) После отделения ОК от 2-й ступе-
ни PH был осуществлен двухкратный запуск
его двигателей, что обеспечило необходимый
прирост скорости до достижения первой
космической и выход на опорную круговую
орбиту (схема полета ОК «Б.» показана
на рис. 5). Расчётная высота опорной ор-
биты «Б.» составляет 250 км (при гру-
зе 30 т и заправке топливом 8 т). В пер
вом полёте «Б.» был выведен иа орбиту
выс. 250,7/260,2 км (наклон орбиты 51,6°)
с периодом обращения 89,5 мин. При за-
правке топливом в кол-ве 14* т возможен
переход на орбиту выс. 450 км с грузом 27 т.
При отказе на этапе выведения одного из
маршевых ЖРД l-й или 2-й ступени PH
её ЭВМ «выбирает» в зависимости от наб-
ранной высоты либо варианты выведения
ОК на низкую орбиту или на одновитко-
вую траекторию полёта с последующей по
садкой на одном из запасных аэродромов,
либо вариант выведения PH с ОК на
траекторию возврата в р-н старта с после-
дующим отделением ОК и посадкой его на
осн. аэродром. При нормальном запуске ОК
2-я ступень PH, конечная скорость к-рой
меньше первой космической, продолжает по-
лёт по баллистич. траектории до падения
в Тихий океан.
Возвращение с орбиты. Для схода
с орбиты ОК разворачивается двигателями
газодинамич управления на 180° (хвостом
вперёд), после чего на непродолжит. время
включаются осн. ЖРД и сообщают ему необ-
ходимый тормозной импульс. ОК переходит
на траекторию спуска, снова разворачивает-
ся на 180° (носом вперёд) и выполняет
планирование с большим углом атаки. До
выс. 20 км осуществляется совместное газо-
динамич. и аэродинамич. управление, а на
заключит, этапе полёта используются толь-
ко аэродинамич. органы управления. Аэро-
динамич. схема «Б.» обеспечивает ему доста-
точно высокое аэродинамическое качество,
позволяющее осуществить управляемый пла-
нирующий спуск, выполнить на трассе спус-
ка боковой манёвр протяжённостью до 2000
км для выхода в зону аэродрома посад-
ки, произвести необходимое предпосадочное
маневрирование и совершить посадку на
аэродром. В то же время конфигурация
ЛА и принятая траектория спуска (крутиз-
на планирования) позволяют аэродинамич.
торможением погасить скорость ОК от близ-
кой к орбитальной до посадочной, равной
300—360 км/ч. Длина пробега составляет
1100—1900 м, на пробеге используется тор-
мозной парашют Для расширения экс-
плуатац. возможностей «Б.» предусматри-
валось использование трёх штатных аэро-
Рнс. 7.Схема спуска (а), предпосадочного манёвра
(б) и посадки (а) орбитального корабля «Буран»
Рнс, 8. ТеплоцрочностНая вакуумная камера для испытаний теплозащиты
орбитального корабля «Буран*.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

123
Рис 9 Модель орбитального корабля «Буран»
в аэродинамической трубе
дромов посадки (на космодроме, а также в
вост и зап частях страны) Комплекс радио
техн средств аэродрома создает радиона-
внгац и радиолокац поля (радиус послед-
него ок 500 км), обеспечивающие даль
нее обнаружение ОК, его выведение к аэро
дрому и всепогодную высокоточную (в т ч
автоматич ) посадку на ВПП
Первый испытат полет беспилотного вари-
анта ОК завершился после выполнения
немногим более двух витков вокруг Зем
ли успешной автоматич посадкой (рис 6)
иа аэродром в р не космодрома Тормоз
ной импульс был дан на выс Я—250 км,
на расстоянии ок 20 000 км от аэродрома
приземления, боковая дальность на трассе
спуска составила ок 550 км, отклонение от
расчетной точки касания на ВПП оказалось
равным 15 м в продольном направлении
и 3 м от оси полосы (рис 7)
Проектные разработки возд космич ЛА в
СССР впервые выполнены в ОКБ А И Ми-
кояна в нач 60 х гг и были связаны с
системой, в к рой крылатыми ЛА были и
гиперзвук самолет разгонщик и орбит сту
пень Разработка ОК «Б » для к рого был
принят ракетный метод выведения, продол
жалась более 10 чет Первому запуску
предшествовал большой объем нии опыт
но-конструкторских работ по созданию ОК
и его систем с обширными теоретич и экс
перим исследованиями по определению аэ-
родинамич , акустич , теплофиз , прочност-
ных и др хар-к ОК (рис 8 и 9), моделирова
нием работы систем и динамики полета ОК
на полноразмерном стенде оборудования и
на пилотажных стендах, разработкой новых
материалов, отработкой методов и средств
автоматич посадки на самолетах—летаю
щих лабораториях, четными испытаниями в
атмосфере пилотируемого самолета знало
га (в моторном варианте), натурными ис
пытаниями теплозащиты на эксперим ап-
паратах выводившихся на орбиту и воз-
вращаемых с нее методом азродинамич
спуска, и т д
Программа ОК «Б » потребовала реали
зации большого числа новых технологий,
ставших достоянием разл отраслей нар
хоз ва страны Разработанные для «Б »
пк 30 новых материалов (термостойких
высокопрочных, композитов) элементы авто
матизир системы обеспечения качества, но-
вые методы церазрушающего контроля и др
нововведения способствуют решению задач
повышения техн уровни и надежности ма
шиностроит продукции Высокоточная сис
тема автоматич посадки ОК «Б » открывает
реальные пути к достижению требующейся
всепогодности эксплуатации пасс возд
судов Уникальные эксперим установки ис
пользовавшиеся для наземной отработки бор
говых систем и высокона1руж конструкции
«Б » будут играть важную роль при соз
Дании перспективных ЛА разл классов
К К Васильченко Г Е Лочино Лозинскии
Г П Свищев
БУСТЕР (англ booster, от boost — подии
мать повышать давление, напряжение)
и авиации — устар название рулевого
привода
БУСТЕРНОЕ УПРАВЛЕНИЕ — условное
название систем управления ЛА в к рых
для отклонения органов управления (ОУ)
используются бустеры (см Рулевой привод)
Появление и развитие Б у обусловлено тем,
что с ростом скоростей полёта и увели-
чением массы (размеров) ЛА увеличиваются
азродинамич шарнирные моменты Мш азр,
для их преодоления требуются значит уси
ЛИЯ И мощности, тогда как средствами
аэродинамической компенсации и сервоком-
пенсации уменьшить их до приемлемого
для летчика уровня удается не всегда
В авиации известны системы Б у трёх ти
пов обратимое Б v (ОБУ) и необратимое
Б у (НБУ) с переходом на непосредствен-
но ручное управление (НРУ) и НБУ без
перехода на НРУ
В системе обратимого Б у (рис )) аэро
динамич шарнирный момент воспринимает-
ся одновременно и летчиком, и рулевым
приводом (РП) При этом любые возденет
вия летчика на рычаг управления (РУ)
вызывают противодействие (отсюда назв
системы) со стороны ОУ В состав ОБУ
кроме РП обычно включают устройства,
обеспечивающие переход на НРУ при отказе
ОБУ, а для снятия усилий на РУ при длит
полете в установившемся режиме неволь
зуют азродинамич триммеры Одной из осн
хар-к системы ОБУ является коэффици
ент обратимости Аоб Равный отно
шению момента воспринимаемого летчиком,
к полному M[|Id3p Значения этого коэф
лежат в пределах 0^Аобр^1 При АОбр= 1
летчик воспринимает весь Мш азр, и т о
имеет место НрУ црн Лсбр”^ весь Ш<1Р’
нирный момент воспринимается рП—для
схемы на рис I Аобр—Ы/[ (c-j-d) (д+&) j
Рис 1 Структурная схема обратимого бустерного управления I —рыча! управления 2—
рулевой привод с устройством окольцовывания 3 4 — орган управления 5 — триммер
6 - цедь управления триммером 7 - гндравчическая система
По сравнению с др системами ОБУ об-
ладает рядом преимуществ отсутствует не
обходимость в применении устройств рыча-
гов управления загрузки поскольку часть
М|а аэр воспринимается летчиком, и это дает
ему необходимое чувство управления ЛА,
относит простота перехода на НРУ в случае
Отказа ОБУ, благодаря чему достигается
высокая безопасность полета при недоста
точно надежном ОБУ, хотя при этом после
перехода на НРУ управление ЛА будет
осуществляться с повыш усилиями Одна
ко системы ОБУ не нашли широкого при-
менения в авиации по след причинам
Коэф Добр- к-рый определяет снижение
уровня усилий от Мш аэр, не может быть
принят малым, т к при отказе ОБУ лет
чик должен будет преодолевать полный
аэр> что ограничивается его физ воз-
можностями Кроме того, адаптация лётчи
ка от Малых усилий к большим может ока-
заться невозможной По этим соображе-
ниям Л'Об обычно принимается умеренным,
примерно Травным 0,3 В случае появления
по к -л причинам перекомпенсации приводя-
щей к смене знака усилий, система ОБУ
вообще неработоспособна При отказе ОБУ
должна осуществляться «окольцовка» полос
теи привода, чтобы отказавший привод не
препятствовал управлению, и фиксация
золотника привода чтобы исключить люфт
в проводке управления Но при этом даже
в отключ состоянии привод будет создавать
дополнит к усилию от Afru asp усилие от
сил трения и демпфирования в проводке
В ОБУ практически исключается возмож
ность применения автоматич устройств для
улучшения хар-к устойчивости и управляе-
мости ЛА Эти устройства включаются в
проводку управления по т и диф схеме
(последовательно), поэтому при их работе
в ОБУ будет иметь место «отдача» на РУ,
это недопустимо как с точки зрения функ
ционирования самих автоматич устройств,
так и управления ЛА летчиком
В системе необратимого Б у без
перехода на НРУ Мш	полностью
воспринимается РП (рис 2) Т к в данном
случае между летчиком и	азр отсут-
ствует непосредств взаимодействие, то
для появления у летчика чувства управ
ления ЛА в системе НБУ необходимо при
менение искусств загрузки РУ Усилие на
рУ от загрузочного устройства на уста
повившихся режимах полета снимается с по
мощью т н механизма триммерного эф
фекта и летчик в осн затрачивает усилия
только на преодоление сил, создаваемых
загрузочным устройством, трением в провод
ке управления и золотниках приводов
Переход к системе НБУ явился наиболее
значит шагом в развитии систем управле
ния ЛА, т к применение НБУ нозво шло
обеспечить малые усилия управления ЛА
летчиком во всем диапазоне режимов по
лета независимо от значений Мш аэр,
получить возможность применения разл ав
томатич устройств используемых для обес
печения заданных хар к устойчивости и уп
равляемости ЛА, применить на ОУ конструк
тивную компенсацию к-рая приводит к по
вышению азродинамич качества, или ис
пользовать ОУ вообще без компенсации,
124 БУСТЕР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
обеспечить противофлаттерные хар ки ОУ
без дополнит грузов с помощью РП, что
даёт снижение массы конструкции Одна
из гл проблем создания системы НБУ без
перехода на НРУ — обеспечение ее высокой
надежности, по крайней мере на уровне
надежности механических систем управ
ления
Система необратимого Б у с пе
реходом на НРУ Этот тип системы
управления (рис 3) фактически представая
ет собой комбинацию двух типов систем
управления к рые поочередно используются
в зависимости от состояния системы управ-
ления Прн этом осн системой в рамках
этой структуры является система НБУ,
а резервной — НРУ, иа к рое осуществляет
ся автоматич переход в случае отказа
НБУ Такая система содержит все элемен
ты, присущие как НБУ, так и НРУ (РП
с устройствами перехода на НРУ загру
зочное устройство, аэродинамич триммер
механизм триммерного эффекта и др )
Рис 2 Структурная схема необратимого бустерного управления без перехода на непосредственно
ручное управление I — рычаг управления 2—рулевой привод 3—opiан управления 4—гидрав
лнческая система 5 — устройство загрузки рычага управления 6 механизм триммерного эффекта
7 — цепь управления механизмом
Рис 3, Структурная схема необратимого бустерного управления с переходом на непосредственно
ручное управление i —рычаг управления 2 — кнопка управления триммером в режиме непосредствен
него ручного управления 1 — цепь автоматического управления триммером в режиме необратимого
бустерного управления 4 — рулевой привод с устройством окольцовывания 5 6 — орган управления
7 — триммер, 8 — гидравлическая система 9 — устройство загрузки рычага управления 10 — устройство
отключения загрузки рычага управления 11 — механизм триммерного эффекта и цепь 12 управления
этим механизмом в режиме необратимого бустерного с правчения
Поэтому на ЛА должны отрабатываться
две разнотипные системы управления, и при
этом необходимо обеспечить надежный и без-
ударный переход с НБУ на НРУ (см
Совмещенное управление) В связи с этим
механизмы системы НБУ (РП загрузочное
устройство) должны быть оборудованы
надежными средствами их отключения при
переходе на НРУ Если же в систему
НБУ входят устройства автоматизации уп-
равления (наир , демпферы), то и они при
переходе на НРУ должны отключаться При
этом все отключения должны осуществлять
ся синхронно Эксплуатац возможности ЛА
оборудованного НБУ с переходом на НР\
ограничиваются по условиям безопасности
областью режимов полета, в к рой ЛА
может безопасно эксплуатироваться прежде
всего на НРУ В системах ОБУ и НБУ с
переходом на НРУ осн вклад в обеспе
чение надежного управления вносит система
НРУ как наиболее отработанная Надеж
ность НБУ без перехода на НРУ достигается
в осн за счет многократного резервирива
ния РП и их систем питания Резерви
рование позволяет сохранить работоспособ
ность системы после двух и более отказов
ее осн э 1емецтов в существующих систе
мах получен высокий уровень надежности
НБУ (вероятность отказа менее 1-Ю J на
1 ч полета) Это позволило успешно приме
нять НБУ не только на воен самолетах снаб
женных средствами спасения экипажа, но и
на пасс самолетах (Ту 154, Ил 86 и др )
Б Я Бочаров
БУХГОЛЬЦ Бенедикт Львович (1900—33) -
сов воен летчик, летчик цспыэатель Окон
чил Бакинский филиал Воен теоретич шко
лы авиации в Петрограде (1922) В 1920
добровольно поступил в Красную Армию
Окончил Качинскую шк^лу воен летчиков
(1923), а йотом Высшую шко iy воен лет
чиков в Москве В 1924 25 Б — воен лет
чик инструктор школы мор летчиков в Се
вастополе Участвовал в разработке мето
дич уч пособия по самолёту У 1, к рое
легло в основу курса летной подготовки.
Б Л Бухючьц
р Э Бэрд

Г С Бюшгенс
а также впервые вы
полнит сложный экс
перимент в воздухе
по определению эф
фективного способа
вывода нз штопора
летающей лодки
«Савойя 16» В 1926
переведен в строевую
часть мор авиации
а в 1929 стал летчи-
ком испытателем В
1929—33 принял уча
стие в испытаниях
самолетов П 2, И 5,
И-7 ДИ 4 ТШ 1
АИР 2с, МБР 2
МДР 2 и МДР 1 Погиб при перегонке
с Чернов моря на Дальний Восток 1идро
самолета «Савойя 55»
БЭРД, Берд (Byrd) Ричард Эвелин (1888—
1957) - амер полярный исследователь, лет
чик, адмирал Окончил Воен мор академию
в США (1912), авиац школу (1918) В
1918 командовал двумя авиабазами амер
ВМФ в Канаде В 1930 вышел в отставку
в чине контр адмирала, в 1941—45 снова
на воен службе Летом 1925 руководил
авиагруппой в арктич экспедиции В 1926
вместе с нилотом Ф Беннеттом совершил
полет на самолете ври Сев цолюса Ру
ководил четырьмя амер антарктич эксце
дициями (в 1928—30 1933—±5 1939-41
и 1946 — 47) к рые провели аэрофотосъем
ку, геогр , геол метеорол и сейсмология
исследования Во время первой из них в
1929, возглавил экипаж самолета выполнив-
шим полет к Юж полюсу См ст Перелеты
БЮШГЕНС Георгий СеР1еевич (р 1916) —
сов ученый в области механики акад
АН СССР (1981, чл-корр 1966), проф
(1963) Герой Соц Труда (1974) По окон
чании МАИ (1940) работает в ЦАГИ (ин
женер нач отдела, лаборатории, зам нач
ЦАГИ) С 1982 зав кафедрой в МФТИ
Возглавляет работы в области устойчивости
управляемости динамики и аэродинамики
ЛА, сочетает теоретич исследования с реше
нисм практич задач создания ЛА Б разра
ботаны и внедрены в практику расчетные
инж методы анализа динамики самолетов,
их устойчивости и управляемости при доз
вук и сверхзвук скоростях полета, исследо
ваны вопросы рациональной автоматизации
управления самолетом, иа основе теоретич
исследовании выявлен ряд особенностей ди-
намики сверхзвук самолетов Широко ис
пользуются в практике предложенные Б
критерии качества переходных процессов в
продольном и боковом движении ЛА Пр
им Н Е Жуковского (1979) Ленинская
пр (1961) Награжден 3 орденами Ленина
орденом Трудового Красного Знамени, ме
далями
Соч Аэродинамика самолета Динамика про
дочьиого и бокового движения М 1979 Динамика
само чета Пространственное движение М 1983
(обе совм cP В Студневым)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим!
вакуумная аэродинамическая
ТРУБА — аэродинамическая труба, рабо
тающая при низких давлениях Рабочий газ
поступает из баллона или атмосферы через
регулятор давления, подогреватель и сопло
в окруженную вакуумной камерой рабочую
часть (см рис ), где размещается модель
ЛА с поддерживающими ее устройствами
и измерит аппаратура Иногда за рабочей
частью устанавливают цилиндрич диффузор
Откачка газа из В а т до давления 1 -
10 Па (10 —10“ мм рт ст ) произ
водится вакуумной системой, состоящей
обычно из устанавливаемых последовательно
механич (форвакуумных) и паромасля
ных насосов Большие перспективы откры
вает использование в Ват криоген-
ных насосов, к-рые, по сравнению с паро
масляными и вакуумными насосами др ти-
пов, потребляют меньшую мощность и имеют
меньшие габариты при одинаковой произво
дительности В В а т с такими насосами
может быть реализован как стационарный
режим работы с небольшим расходом газа,
так и импульсный — со временем работы
0,1—5 с и увеличенным в 10 раз и более
расходом
Степень разреженности газа в рабочей
части характеризуется Кнудсена числом Кп
Обычные Ват работают в области
переходных режимов течения (0,25<Кп<10)
и режимов со скольжением (10“л<Кп<0,25,
см разреженных газов динамика) При
получении потоков разреженного газа с по
мощью Лаваля сопла в его расширяющей-
ся части быстро нарастает пограничный
слой, к-рый препятствует реализации режи-
ма Эту трудность обходят путем исполь
зования т н недорасширенных сопел или
диафрагм Заметное уменьшение толщины
пограничного слоя можно получить, исполь
зуя отсос пограничного слоя
Для получения потоков газа с числом
Кп>Ю используются у с т а н о в к и со сво
бодномолекулярным пучком, от-
личающиеся от собственно Ват тем, что
в их рабочей камере устанавливаются по
перечные перегородки — сепаратор и систе-
ма коллиматоров — с отверстиями для про-
хождения потока Из разогнанного в сопле
газа выделяется свобцдномолекулярный пу-
чок со скоростями, одинаковыми по нап
Схема вакуумной аэродинамическом тр>бы I —
баллон с рабочим газом, 2 — регулятор давления
3 — подогреватель, 4 — сопло, 5 — рабочая часть
6 — диффузор, 7 — холодильник, 8 — вакуумная
емкость, 9 — высоковакуумные насосы, 10 — фор-
вакуумные насосы
равлснию и модулю При этом ббльшая
часть газа, вытекающего из сопла, отка
чивается одной группой насосов до давле
ния ~(1 — 102) Па, а собственно сво-
бодномолекулярный пучок — др группой до
давления (10_ —10-4) Па
Для измерения давления в вакуумных ма-
гистралях и в рабочей части применяются
разл типы вакуумметров, наиболее рас
пространенными из к-рых являются термо-
парные и ионизационные Для измерений
аэродинамических сил и моментов приме-
няются весы аэродинамические с размером
отсчета до долей мг Визуализацию тече
ний проводят с помощью тлеющего раз
ряда и электронного пучка А Л Искра
ВАЛЕЖКА летательного аппарата—
самопроизвольное кренение ЛА (см Крен)
Интенсивность и направление В определя-
ются асимметрией ЛА относительно вертик
плоскости и уменьшением эффективности ор
ганов поперечного управления, обусловлен
ным недостаточной жесткостью крыла при
больших скоростных напорах (см Реверс)
либо влиянием сжимаемости воздуха при
малых Чем меньше поперечная управляе-
мость (см Боковая управляемость) и боль-
ше боковая несимметрия ЛА, тем с мень
ших приборных скоростей обнаруживается
тенденция ЛА к валежке В может быть
одной из причин, ограничивающих летные
возможности ЛА Осн мерами борьбы с В
являются повышение эффективности органов
управления поперечным движением и умень
шенис конструктивной несим метрик ЛА
ВАЛЛАНДЕР Сергей Васильевич (1917—
75) — сов ученый в области механики,
чл корр АН СССР (1966) Окончил Ле-
нингр ун т (1939), там же преподавал в
1946 — 75 (проф с 1950) Осн труды ро
газовой динамике, гидродинамике турбома-
шин. аэродинамике разреженных газов, тео
рии трехмерных течений Работы В по га
зовой динамике нашли широкое применение
им рассмотрены пространственные устано
вившиеся безвихревые течения юза, ис-
пользуемые для расчета сверхзвук обтека
ния нек рых типов крыльев конечного раз
маха, исследовано трехмерное неустановив-
лееся течение в пространств круговой ре
шётке конечной ширины Гос пр СССР
(1973) Награжден орденом Ленина, 2 ор-
денами Красного Знамени, орденом Красной
Звезды, медалями
Соч Вероятностное описание случайного про
цесса движения разреженного газа, «Доклады
АН СССР* 1965, т 162 № 2
ВАЛЬТЕР Петр Александрович (1888—
1947)— сов ученый в области аэро- и гид
родмнамики, чл корр АН СССР (1933),
проф (1937) Окончил Моск унт (1910),
учился в Геттингенском ун-те (19l 1 —12),
окончил МВТУ (1920), там же преподавал
(1921—28) С 1924 работал в ЦАГИ Осн
работы теоретич исследования по аэро-
динамике турбин, гидравлике, теории упру-
[ОСти, проектирование турбинных колес осе-
вого типа Один из инициаторов организа
ции Ин та гидродинамики АН СССР Был
необоснованно репрессирован и в 1937—47
находился в заключении, работая в спец
орг циях НКВД (в т ч в ЦКБ 29) над
новой авиац техникой
«ВАРИГ» (VARIG, г----------
Via^ao Аёгеа Rio- \	х.
Grandense) — нац \
авиакомпания Брази- \ /уВгХ
лии Осуществляет	\
перевозки в страны	\
Зап Европы, Афри \ VARIG х^
ки, а также в США
и Японию Осн в
1927 В 1989 перевезла 7,2 млн пасс,
пассажирооборот 16,19 млрд п -км Авиац
парк — 74 самолета
ВАРИОМЕТР (от лат vario — изменяю и
греч metre© — измеряю) — пилотажный
прибор для измерений скорости подъема
и спуска ЛА, а также указания горизон-
тальности полета В измеряет разность дав
лений воздуха в атмосфере и внутри кор-
пуса прибора, сообщающегося с атмосферой
капилляром Эта разность давлений возни-
кает при изменении высоты полета и ис-
чезает, когда ЛА летит на пост высоте
ВАРШАВСКАЯ КОНВЕНЦИЯ 1929 для
унификации некоторых правил,
касающихся международных воз-
душных перевозок Подписана в Вар
шаве 12 окт 1929 На ] янв 1990 ее участ-
никами были 123 гос-ва (СССР с 1934)
В к 1929 — осн международно-правовой
документ, регулирующий междунар возд
перевозки и ответственность перевозчика
Конвенция применяется при междунар пере-
возке, если место отправления и место
назначения вне зависимости от того, имеется
ли перерыв в перевозке или перегрузка,
расположены на территориях двух юс в —
участников конвенции илн на территории
одного и того же гос-ва — участника кон-
венции, если предусмотрена остановка на
территории др гос-ва независимо От того,
является ли это гос-во участником В к
1929 Возд перевозка, выполняемая нес-
колькими последоват перевозчиками, рас-
сматривается как единая перевозка Кон
венция предусматривает, что договор пере-
возки оформляется соответствующими пере-
возочными документами, она содержит поло-
жения о нек-рых условиях перевозок—в
осн это касается грузов (право распо
ряжения грузом, порядок его выдачи и т. п ).
Главным в В к 1929 является определе-
ние порядка и пределов ответственности
перевозчика за вред, причиненный в резуль
тате смерти пассажира или нанесения ему
телесного повреждения, в случае уничто-
жения, утери илн повреждения багажа
и груза, а также за просрочку в их до-
ставке (см также Ответственность иму-
щественная)
В 1955 был заключен Гаагский протокол
о поправках к В к 1929 (его участника-
ми на 1 янв 1990 являлись 108 гос-в. в
т. ч СССР) Протокол внес в В к 1929
ряд поправок, направл на упрощение фор-
мы перевозочных документов и порядка их
использования В протоколе предусматрива-
ется, что Перевозчик не может ссылаться
на положения В к 1929, освобождающие
его от ответственности или ограничивающие
ее, если в билете будет отсутствовать уве
домление о применимости к данной перевоз-
ке В к 1929 (аналогичные положения в
самой конвенции относились только к багаж)
и грузу) Уточнены сроки предъявления
претензий к перевозчику
Нек рые гос ва являются одновременно
участниками В к 1929 и Гаагского про
токола В к 1929 и Гаагский протокол
образуют т и Варшавско-Гааюкую систе
му ответственности при междунар возд
перевозках, носящую, по существу, универ-
сальный характер Для гос-в — участников
обоих этих актов В к 1929 и Гаагский
протокол должны рассматриваться как еди
ный документ «Варшавская конвенция с из-
менениями, внесенными в Гааге в 1955»
Гаагский протокол применяется только к
такой междунар перевозке, к рая осущест-
вляется между гос-вами — участниками это-
го протокола или между пунктами на тер-
ритории одного гос ва-участника, если пре-
дусмотрена остановка в др гос ве Если
перевозка начинается или заканчивается
в гос вс, являющемся участником только
В к, 1929, то она применяется без учета
изменений, внесенных Гаагским протоко
лом
В 1961 была заключена Гвадалахарская
конвенция, дополняющая В к 1929 На 1 янв
1990 ее участниками являлись 66 гос в
(СССР с 1983) В Гвадалахарской кон-
венции под Варшавской конвенцией пони-
мается либо В к 1929, либо В к 1929
с изменениями, внесёнными Гаагским про-
токолом 1955 (в зависимости от того, каким
126 ВАКУУМНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
П А Вальтер
А Б Васенко
из этих документов регулируется та или иная
перевозка по договору перевозки) Гвадала
харская конвенция вводит понятия «пере
возчик по договору» и «фактический пере
возчик», имея в виду перевозчика, заклю
чившего договор перевозки, и перевозчика,
уполномоченного им осуществлять всю пере-
возку или ее часть Фактич перевозчик
приравнивается к перевозчику по договору
(напр , при аренде вОзд судов, по нек-рым
видам чартеров) устанавливается их соли
дарная ответственность перед пассажирами,
отправителями и получателями Действия
или бездействие перевозчика по договору
не мО]ут налагать на фактич перевозчика
ответственность превышающую пределы
предусмотренные В к 1929, в т ч в случае
заключения перевозчиком по договору особых
coiлишений по этому вопросу В С Грчзнов
ВАСЕНКО Андрей Богданович (1899 —
19}4) — сов воздухоплаватель Участник
Гражд войны В 1922 —27 учился в Ле
нингр ин те путей сообщения на фак те
возд транспорта, одновременно работал в
Павювской аэрологии обсерватории Пре-
подавал аэрологию в Ленингр ин те путей
сообщения Вел науч иссл работы по аэро
фотосъёмке Конструктор стратостата «Осо
авиахим 1» Участник полета на нем 30 янв
1934 (совм с И Д Усыскиным и П Ф
Федосеенко) когда была достигнута
выс 22 км При спуске оболочка страто
стата разрушилась, экипаж погиб Урна с
прахом в Кремлевской стене Награжден
орденом Ленина (посмертно)
Лит Абрамов А У Кремлевской стены
5 изд М 1983
ВАСИЛЬЕВ Александр Алексеевич (1882 —
1918) — один из первых рус летчиков По
профессии адвокат Окончил во Франции
летную школу Блерио (1910) Победитель
перелета Петербург — Москва в июле 1911,
а в окт 1913 — Петербург—Москва — Пе
тербург Установил неск авиац рекордов
Обладая высоким мастерством пиютирова
ния, в течение неск лет совершал пуб
личные полеты, популяризируя успехи авиа
ции В начале 1 й мировой войны вступил
добровольцем в армию В авг 1914. вынол
няя разведыват полет. В нз за поврежде
ния мотора осколками снаряда сделал вы
нуждениую посадку в р не Львова и попал
в плен к австрийцам После неудавшегося
побега был заключен в лагерь строгого ре
жима Умер в плену
ВАСИН Валентин Петрович (р 1923) - сов
летчик испытатель, ген -майор авиации
(1976) засл летчик испытатель СССР
(1966) Герой Сов Союза (1957) Окончил
Чугуевское воен авиац уч ще летчиков
(1944) Школу лётчиков испытателем (1953),
МАИ (1959) С 1951 на испытат работе
в ЛИИ Проводил заводские испытания са
молетов конструкции А И Микояна СМ 12,
СМ 50, Е 50 (с комбинир силовой уста
иовкой), гос испытания истребителей Су-7,
Су 9 Су 1 1 МиГ 21 (Вт ч на критич
режимах полета), иссл полеты на верто
А А Васильев
В П Васин
летах Ми-1, Ми 4, Ми 8 Ми-10 Участ
вовал в подготовке космонавтов к полетам
в условиях невесомости на специально обо
рудов самолетах лабораториях Летал на
самолетах св 100 типов Награжден 2 ор
ценами Ленина, орденом Октябрьской Рево
люции, медалями ___________
«ВАСП» (VASP Via V X
</ао Aerea Seo Paulo) \
— авиакомпания Бра
зилии Осуществляет
внутр перевозки Ос
нована в 1933 В 1989	\
перевезла 5 млн V	,
пасс , пассажирообо
рот 4,64 млрд п -км Авиац парк — 32 са
молета
ВД — марка авиац двигателей, созданных
в ОКБ под рук В А Добрынина (см
Рыбинское конструкторское бюро моторо
строения) Двигатели, разработанные его
преемником П А Колесовым имеют марку
РД
Основанию ОКБ в 1939 предшествовала
разработка в МАИ проекта авиац порш
невого двигателя М-250, первый экз к рого
был построен в 1941 Работы ОКБ по до
водке и модернизации двигателя М-250
(1941—51) завершились созданием двига
теля ВД 4К, к рый в 1951 прошел гос стен
довые и летные (на самолете Ту 85) испы-
тания и был запущен в серийное произ во
ВД 4К представляет собой комбиииров си
ловую установку, состоящую из 24 цилиндро
вого ПД с жидкостным охлаждением и с
непосредств впрыском в цилиндры ле]кого
топлива трех импульсных турбин, исполь
зующих кинетич энергию выпускных газов
и передающих мощность непосредственно на
вал винта и турбокомпрессора с регули
руемым реактивным соплом Турбокомпрес-
сор установлен отдельно от дви]ателя и сое
Динен С ним возд и газовыми комму ни
нациями Мощность передается на вал винта
через одновальный планетарный редуктор
В носке редуктора — вентилятор дтя обдува
радиаторных установок и газовых коммуни
кации Высотность двигателя обеспечивается
совместной работой нагнетателя турбоком-
прессора и нагнетателя приводимого от дви
отеля Управление осуществляется автома
тически с помощью подвижного конуса
реактивного сопла и заслонки перепуска
газов, а также вручную дросселем малого
газа Термодинамич схема двигатетя обес
печила получение высокой экономичности
—уд расход топлива 0,251 кг/(кВт ч)
ВД 4К стал самым экономичным среди оте
чественных и зарубежных авиационных дви-
гателей
С 1952 ОКБ работает над созданием
ТРД Первый из них — одноконтурный ВД
7Б Двигатель состоит из осевого девяти
ступенчатого компрессора прямоточной ка
меры сгорания трубчато кольцевого типа,
двухступенчатой турбины и нерегулируемого
реактивного сопла Тяга на взлетном режн
ме 93 2 кН, удельный расход топлива
0,082 кг/(Н-ч) расход воздуха 176 кг/с,
макс степень повышения давления в комп-
рессоре 11,2 В двигателе применены прин
ципиально новые для того времени технич
решения ряда узлов и систем высокона
порный компрессор с малым числом ступе
ней, первая сверхзвук ступень компрес-
сора, регулируемый входной направляющий
аппарат регулирование режимов по приве
деинои частоте вращения Двигатель уста-
навливался на самолете ЗМ конструкции
В М Мясищева Серийно выпускался в
1958—67
След двигатель, созданный ОКБ, — ВД-
7М (модификация ВД-7Б, отличающаяся от
него гл обр наличием форсажной камеры)
Макс тяга на бесфорсажном режиме у
земли у ВД 7М возросла по сравнению с
ВД 76 до 103 кН благодаря повышению
темп-ры газа перед турбиной и увеличению
расхода воздуха вследствие раскрытия вход-
ного направляющего аппарата Степень фор-
сажа 1 52 Управление двигателем на всех
режимах осуществляется единым рычагом
управления Pei утирование на форсаж-
ных режимах производится по закону сохра-
нения постоянства степени расширения
газов в турбине Серийно выпускался в
1960—65
РД 7М2 — след модификация ВД 7Б В
двигателе увеличена макс приведенная час
тота вращения введена ботее производит
первая ступень компрессора раскрыт вход-
ной направляющий аппарат увеличена темп
ра газов в форсажной камере, введено
сверхзвук регулируемое сопло Благодаря
этим изменениям существенно повышена
тяга что позволило увеличить макс ско-
рость полета самолета Ту 22, иа к-ром уста-
навливался двигатель, и улучшить др лет-
но технич хар ки (тя! а РД 7М2 на взлет-
ном режиме с форсажем 157 кН) Дви-
гатель серийно выпускался в 1965—77
С 1965 ОКБ работает над двигателями
для сверхзвук самолетов имеющих крей-
серскую скорость полета 2000—3000 км/ч
К таким двигателям относится РД36 41,
созданный для самолетов многоцелевого наз-
начения с длит режимом сверхзвук полета
(М^^З) с тягой на взлетном режиме
162 кН Двигатель имеет одновальный
11 ступенчатый компрессор со сверхзвук
первой ступенью кольцевым корпусом, бара
бан но дисковым ротором Входной направ
ляющий аппарат, направляющие аппараты
I—4 й и 7—10 й ст\пеией компрессора
выполнены поворотными с управлением по
приведенной частоте вращения Камера его
рания трубчато кольцевой схемы Двухсту-
пенчатая турбина имеет возд охлаждение
сотовых аппаратов обеих ступеней, рабочих
лопаток первой ступени дисков и корпусов
Система охлаждения — регулируемая Для
повышения кпд турбины применены сотовые
уплотнения в радиальных зазорах над рабо
чими лопатками и в уплотнениях между
ступенями Форсажная камера имеет низкие
гидравлич потери и высокую полноту сго-
рания при сравнительно короткой длине К
ее особенностям относятся фронтовое уст-
ройство, состоящее из трех кольцевых V об
разных стабилизаторов, трехкаскадная сис
тема топливопнтания поддерживающая оп-
тимальное давление топлива перед фор
сунками во всем диапазоне расхода топли
ва, розжиг, осуществляемый с помощью
факельного воспламенения топлива, внутр
охлаждение камеры, обеспечиваемое гофри
ров перфорированным экраном установл по
всей длине камеры Сопло двигателя — все-
режимиое с регулированием площади критич
сечения, имеет три ряда подвижных ство-
рок, управляемых шестью силовыми цилиид
рами и неподвижную обечайку, к рая обес
печивает внешнее обтекание сопла
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рука

127
Для сверхзвук пасс самолета Ту-144Д
создан одновальный бесфорсажный ТРД
РД36-51А, обеспечивающий минимально воз-
можные уд расходы топлива на режиме
сверхзвук крейсерского полета и потребную
тягу на режимах трансзвук разгона при
Достаточной экономичности на крейсерских
дозвук режимах полета Взлетная тяга 196
кН, уд расход топлива 0,09 кг/(Н -ч). расход
воздуха 279 кг/с Компрессор двигателя
14 ступенчатый со сверхзвук первой сту
пенью Рабочие лопатки первых трех ступе
ней имеют антивибрац полки Рсгулирова
ние компрессора производится по приведен-
ной частоте вращения направляющими ап
паратами пяти передних и пяти задних сту
пеней
Корпус и ротор компрессора, а также
гндравлич часть камеры сгорания выпол
йены по традиционным для ОКБ схемам
Силовая схема камеры конструктивно вы
полнена на одной опоре К конструктивным
особенностям трехступенчатой турбины дви-
гателя относятся расположение ротора
между опорами, упругое демпфирующее уст
ройство с гибкими элементами в опоре, ко
ническая форма вала
На двигателе применено всережимное
сверхзвук сопло с центральным телом Per у
лирование площади критического и выходно
го сечений сопла осуществляется иеремеще
нием в осевом направлении конуса централь-
ного тела относительно неподвижной про-
филированной наружной обечайки Конус уп
равляется следящим силовым гндроцилинд
ром двустороннего действия Площадь кри
тического сечения сопла изменяется по по-
ложению рычага управления двигателем
Двигатель имеет систему струйного шумо-
глушения, подающую воздух в газовый по
ток через отверстия в центральном теле
С целью уменьшения габаритов двигателя и
удовлетворения ряда эксплуатац требова
ний привод самолетных агрегатов выпошен
отд узлом, размещенным в отсеке крыла
Мощность на этот привод подводится через
карданный вал либо от ротора двигателя,
либо от возд турбины, установл на двига
теле и имеющей независимое от него питание
сжатым воздухом Раскрутка двигателя при
запуске производится от той же возд тур
бины Двигатель РД36 51А прошел гос стен-
довые и летные (на самолёте Ту-144Д)
испытания
С 1965 в ОКБ ведутся также разработки
подъемных двигателей для самолетов укоро
ченного и вертикального взлета и посадки
Создано неск модификаций для самолетов
Су, МиГ, Ан
В 1969 ОКБ разрабатывает подъемный
двигатель РД36-35ФВ для СВВП Як-38
Ряд оригинальных конструкторских решений
в сочетании с применением легких материалов
позволил создать малогабаритный двигатель
с низкой уд массой Двигатель имеет осе-
вой шестиступенчатый компрессор, первая
ступень к-рого — сверхзвуковая с щелевой
проставкой обеспечивающей устойчивую ра-
боту компрессора без механизации Камера
сгорания двигателя — прямоточная, кольце
вая, короткая (отношение длины к диаметру
К8), турбина—одноступенчатая с охлаж-
даемыми сопловыми и рабочими лопатками,
сопло — кольцевое, сужающееся, поворот-
ное Ротор компрессора и турбины — двух
опорный В передней опоре ротора располо-
жен упругий демпфер с втулкой трения,
поглощающий вибрации ротора Система
смазки — неприводная, автоматическая, цир-
куляционная Топливный насос располагает
ся в коке двигателя и приводится непос-
редственно от ротора Запуск двигателя на
земле производится при раскрутке ротора
воздухом, отбираемым от маршевого двига
теля, а в полете — при авторотации Дви
гатель и его модификация выпускаются се-
рийно с 1972	А С Новиков
ВДУВ В ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОЙ —под
вод жидкости или газа в пограничный
слой через проницаемую пов сть обтекае
мого тела При этом на проницаемой пов сти
нормальный к ней компонент v вектора
скорости газа (жидкости) принимает поло-
жит значение и определяет собой скорость
вдува ош Локальной размерной хар кой
вдува является его интенсивность qb,uh,=
= lrmAm/AS при AS-»-0, где Am — секунд
ный расход в ва, подводимого через элемен
тарную площадку AS проницаемой пов-сти,
рЕ, — плотность вдуваемого в ва на пов-сти
тела При анализе прикладных задач для
хар-ки интенсивности вдува вводится безраз
мерная величина а+, называемая обычно
параметром вдува при а+>0 или парамет-
ром отсоса при а+<0 (см Отсос погра
ничного слоя) В частности, для плоского
ламинарного течения пропорционален
соотношению (q^Ou,) (q^w,)	(Re)l/2, где
Re=ee«eL/pf Рейнольдса число, и — про-
дольный компонент вектора скорости, о —
плотность, ц — динамич вязкость L — ха
рактерныи линейный размер, индекс «е»
обозначает значение величины на внеш
границе пограничного слоя В рамках теории
пограничного слоя должно выполняться
условие vw/ue<gzA, или а+~О(1) При нару
шении этого условия вдув влияет не только
на течение в пограничном слое, но и на
внеш невязкий поток
Наличие вдува приводит к снижению
местных значений напряжения трения и
теплового потока и утолщению пограничного
слоя, кроме того, вдув способствует Деста
билизации ламинарного течения (профиль
скорости имеет точку перегиба, рис 1) и
может вызвать более ранний переход к тур
булентному режиму течения Количеств воз
действие вдува на пограничный слой за-
висит от мн факторов интенсивности вду
ва и закона его распределения на обтекае-
мой пов сти, теплофиз свойств вдуваемого
в-ва, режима течения и т д На рис 2
показано изменение теплового потока на
пов сти пластины в зависимости от пара-
метра вдува инородного газа в ламинар
Рис. 1. Профили скоростей
в ламинарном пограничном
слое иа продольно обтекае
мой пластине при наличии
автомодельного вдува или
отсоса газа прн различных
значениях параметра вдува
Й4. т] — преобразованная
координата, ортогоиаль
ная обтекаемой поверхнос
ти, о - точка перегиба
ный пограничный слой, когда интенсивность
вдува пропорциональна х-1/2, где х — про-
дольная координата отсчитываемая от ост
рой кромки пластины (т н автомодель
ный вдув) Увеличение а+ приводит к силь
ному Снижению теплового потока на всей
обтекаемой пов сти Для уменьшения расхода
охладителя вдув можно осуществлять лишь
Рис 2 Влияние вдува инородного газа (гелия)
иа местный тепловой поток на изотермической по
верхности пластины обтекаемой под нулевым углом
атаки сверхзвуковым потоком совершенного газа
при различных значениях параметра вдува о+ L —
характерный линейный размер
qwa — местные тепловые потоки при наличии и отсут
ствии вдува газа, прямые — вдув вдоль всей по
верхности, кривые — вдув только вблизи кромки
(при x/L>0 1 поверхность непроницаемая)
на нек-ром нач участке пов-сти, где местные
тепловые потоки при отсутствии вдува осо
бенно велики, при этом снижение теплового
потока происходит не только на прони
цаемом участке пов-сти, но и достаточно
далеко за ним — последействие вдува В силу
указанных закономерностей В в п с яв-
ляется эффективным средством защиты обте
каемой пов-сти ЛА от аэродинамического
нагревания	В А Башкин
ВЕД РОВ Всеволод Симонович (1902—
83) — сов ученый в области теории дви
жения ЛА, автоматич регулирования н ди-
намики ЛА, др техн наук (1944), проф
(1944),засл деятель науки и техники (1967)
После окончания МВТУ (1929) работал в
ЦАГИ (до 1941), затем в ЛИИ (старший
науч сотрудник, зам директора) Проводил
летные исследования, участвовал в испы-
таниях и доводке первых ТРД в СССР
Награждён орденами Ленина Отечественной
войны l-й степ. Красной Звезды, ме
далями
ВЕЛЛИНГ Борис Константинович (1892—
1923)—рус сов летчик участник первых
сов перелетов После окончания Моск
школы авиации (1915) находился в действую-
щей армии В 1916 назначен инструктором
Моск школы авиации, где в 1917 выбран
личным составом ее начальником Сражался
на Восточном и Туркестанском фронтах
(1919) В 1921—23 совершил ряд первых
дальних перелетов, в т ч по маршруту Пол
торацк (Ашхабад)— Каган — Керки — Тер-
мез и обратно (1921) В 1922 назначен
нач отдела уч заведений Возд Флота
РСФСР Погиб при выполнении тренировоч-
ного полета
ВЕЛОСИПЕДНОЕ ШАССИ — см в ст
Шасси
ВЕЛЬНЕРА—ЖУКОВСКОГО ФОРМУЛА
[по именам австр ученого Г Вельнера
(G Wellner) и Н Е Жуковского]— связы-
вает тягу Т [кге] несущего (воздушного)
винта, работающего на месте, с затрачивае-
мой на вращение мощностью Af [л с] при из-
вестных диаметре винта D [м] и относит
коэффициенте полезного действия винта к]0
Для стандартных атм условий на уровне мо-
ря В —Ж ф записывается в виде Т—
=(33,25т]0ЛФ)2/3 Если выразить величины,
входящие в В —Ж ф. в единицах СИ (Т в
Н, N в кВт) то формула примет вид Г=
= (75ОцоЛФ) 2/3 По определению коэф Цо
равен отношению идеальной мощности, оп-
ределяемой применением законов сохране
128 ВДУВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ния, к реальной потребной мощности В В —
Ж ф т|о можно рассматривать также как эм-
пирии коэф , определенный по большому Чис
лу экспериментов, типичные значения т]о для
несущих винтов составляют 0,7—0,75
ВЕНТИЛЯТОР (лат ventilator, букв — вея
лыцик, от ventilo — вею, махаю, дую)
турбореактивного двухконтур-
ного двигателя — часть компрессора
ТРДД, работающая обычно на оба контура
В зависимости от степени двухконтурности
двигателя В может быть одно- или много
ступенчатым Одноступенчатый В
(рис I) применяется на двухковтурных двн
гателях с большой степенью двухконтурнос
ти, предназначенных для дозвуковых пасс и
трансп самолетов, оптим степень повыше-
ния давления В прн этом лежит в пре
делах ла= 1,2— 1,7 Для снижения уровня шу-
ма В изготовляется без входного на прав
ляющего аппарата, а выходной направляю
щий аппарат отодвигается от рабочего коле-
са на значит расстояние Для уменьшения
веса и миделевого сечения В выполняется
с втулками относительно малого диаметра
(отношение диаметра втулки на входе в ко-
лесо к диаметру колеса 0,3—0,4) и рабо-
чими лопатками большого удлинения (отно
шение высоты лопатки к ее хорде 3,5—4,5),
имеющими антивибрац полки Лопатки вы-
ходного направляющего аппарата обтекают-
ся дозвук потоком, а лопатки рабочего
колеса — до- или сверхзвук потоком Пере
ход к сверхзвук скоростям обтекания поз-
воляет увеличить частоту вращения ротора и
соответственно уменьшить число ступеней
турбины, приводящей В
Многоступенчатый В (рис 2) нс
пользуется на двигателях с малой степенью
двухконтурности, предназначенных для само-
летов со сверхзвук скоростью полета В за-
висимости от степени двухконтурности он
обеспечивает ^„=3—5 На первых образ
цах двигателей такого типа применялись
многоступенчатые В с малыми окружными
скоростями, лопатки к-рых обтекались доз-
вук потоком В последующем в качестве
первых ступеней стали использоваться сту
пени, лопатки рабочих колес к-рых обтека-
лись сверхзвук потоком, что позволило уве-
Рнс I Схема одноступенчатого вентилятора 1 —
рабочее колесо, 2 — антивибрационная полка, 3 —
выходной направляющий аппарат, 4 — разделитель
на я перегородка
Рнс 2. Схема многоступенчатого вентилятора
личить окружные скорости, уменьшить число
ступеней В и его массу Ю Н Васильев
ВЕНТУРИ ТРУБКА [ по имени нтал ученого
Дж Вентури (G Ventun) ] — устройство для
измерения скорости потока (расхода) жидкой
или газообразной среды, представляющее со-
бой осесимметричную трубку (см рис ) с ка
налом перем сечения в виде конических
конфузора и диффузора (первый короче вто-
рого) В В т скорость потока изменяется,
вызывая изменение давления Возникающий
перепад давлений рг—pi, где рг— давление
во входном сечении В т, pi — давление
в самом узком сечении, однозначно связан
со скоростью v потока во входном сечении
соотношением о=[£(рг—рi>/4?J lj/2, где g —
коэф учитывающий отношение диаметров
входного и самого узкого сечений, нерав
номерность распределения скорости по сече-
нию и др факторы (зависит от Рейнольдса
числа и определяется экспериментально),
q — плотность среды По сравнению с др
приемниками давлений, В т имеет большую
чувствительность При малых числах Рей
К дифференциальному
нольдса (малых скоростях) эффективность
В т резко падает из-за преобладания сил
вязкости над силами инерции жидкости или
газа, в результате чего пограничный слой
заполняет все сечение канала и преобладаю-
щим становится внеш обтекание трубки
Верхний предел измеряемой скорости опре
деляет такая скорость набегающего потока,
при к-рой в самом узком сечении скорость
потока достигает скорости звука. В т ста
новится неэффективной, поскольку с даль
нейшим увеличением скорости набегающего
потока (pj=const) разность рг—pi остает-
ся неизменной	И И Юшков
ВЕРНИКОВ Яков Ильич (р 1920)—сов
летчик-испытатель, ген -майор авиации
(1971), засл летчик испытатель СССР
(i960), мастер спорта СССР (1975), Герой
Сов Союза (|944) Окончил Одесскую воен
авиац школу (1940), Воен возд академию
(1956, ныне им Ю А Гагарина) Участ-
ник Вел Отечеств войны В ходе войны
совершил ок 450 боевых вылетов, сбил 16
самолетов противника Работал в ЛИИ и
ОКБ С В Ильюшина и А С Яковлева
Проводил заводские испытания опытных са
молетов Ан-9, Ан-]0, Ан 12, испытания реак
тивных истребителей на штопор, переверну
тын штопор, тяжёлых самолетов на критич
режимах полета Установил 4 мировых ре
корда подъема груза на высоту на самолете
Ил 76 Награжден 2 орденами Лени-
на, орденом Октябрьской Революции, 4 ор
денами Красного Знамени, орденами Оте
честв войны 1 й степ , Трудового Красного
Знамени, 3 орденами Красной Звезды, меда-
лями
ВЕРТИКАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ — изменение
высоты полета за единицу времени В с
равна вертик составляющей скорости ЛА
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ — вертика-
льная аэродинамич пов сть (пов-сти) ЛА,
обеспечивающая его путевую устойчивость и
управляемость На большинстве самолетов
Б К Веллинг
Я И Верников
В о располагается в плоскости снимет
рии на верху хвостовой части фюзеляжа
(см рис ) Осн , передняя, как правило не-
подвижная, часть В о {киль) обеспечивает
путевую устойчивость ЛА На задней части
киля обычно помещают подвижную аэроди-
намич пов сть — руль направления (PH)
PH (см Рули управления) обеспечивает
путевую управляемость и балансировку ЛА
относительно вертик оси, напр при полете
с боковым ветром или с отказавшим дви-
гателем При переходе от дозвук к сверх-
звук скоростям полета аэродинамич эффек-
тивность несущих пов стей (как и эффек
тивность органов управления) существенно
снижается, в связи с чем на нек рых ма-
невренных сверхзвук самолётах используют
целиком поворотное В о (без PH) В нек-
рых случаях для повышения путевой устой-
чивости на ЛА устанавливают подфюзеляж-
ные гребни аэродинамические Наличие на
маневренных сверхзвук самолетах внеш под
весок, требующих дополнит мер по повыше
нию путевой устойчивости ЛА, а также
снижение эффективности В о на боль-
ших углах атаки и при переходе к сверх-
звук скоростям полета приводит к тому,
что обеспечить устойчивость самолета одно
килевым В о (при разумных его размерах)
невозможно По этим причинам иногда ис-
пользуют двухкилевое В о, кили (килевые
шайбы) к рого располагают на крыле, фю
зеляже, на концах стабилизатора или хвосто-
б
Однокилевое (а) н двухкилевое (б) вертикальные
оперения I — киль, 2 — руль направления
вых балках Использование двухкилевого В
о может быть обусловлено также компо-
новочными соображениями (напр , у самоле-
тов «летающее крыло»), необходимостью
перевозки на фюзеляже крупногабаритных
грузов или установкой на нем больших
внеш радиолокаторов (Отметим, что аэро-
динамич эффективность единицы площади
двухкилевого В о ниже, чем у одноки-
левого, из за интерференции аэродинамиче-
ской между килями )
Эффективность В о , оцениваемая по при
росту путевой статической устойчивости ЛА
за счет установки В о, определяется его
аэродинамич компоновкой и пропорциональ
9 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолё'
на статич моменту Вв„ площади В о  Вво =
= 5ВО Аво, где SBO—относит площадь В о
(отношение площади Вок площади кры
ла), LBV— относит плечо В о (см Плечо
оперения) Обычно значения Вв о лежат в
диапазоне 0,05—0.1 Осн расчетными слу-
чаями выбора площади Во (в т ч PH)
являются обеспечение определ запаса путе-
вой статич устойчивости (см Степень ус
тойчивости), осуществление балансировки
самолета при отказе двигателя критического.
возможность выдерживания курса ЛА При
заданном боковом ветре
Недостаточность путевой статич устой-
чивое  и ЛА, вызванная малой пющадью
В о , приводит к неудовлетворит харак-
теристикам его боковой устойчивости
и боковой управляемости (большое вре-
мя затухания колебаний бокового возму
[ценного движения, неприемлемый харак-
тер управляемого движения ЛА по крену,
большая иежелат взаимосвязь крена и рыс
кания) В нек-рых случаях удается умень
шить площадь В о путем использова-
ния в системе управления ЛА автоматич
устройств, напр. автомата путевой устой
чивости
Конструкция В о аналогична конструкции
крыла, площадь В о составляет 12—20%
площади крыла, площадь PH—20-30% пло
щади В о , углы отклонения PH До 25°
Обычно В о выполняется с удлинением
Ь=0,7—2 и сужением 1]=2_3 (см также
Сужение крыла), угол стреловидности
В о меняется в широких пределах х— Ю_____
А Г Обрубов
Н км
Мурманск Архангельск Петрозаводск	Москва	Харьков Ростов
Вологда
Пространственный вертикальный разрез атмосферы I —значения вертик [радиента температуры (д7/
Д2°С/1ОО м), 2 — изотерма (—15°С), 3—направление и скорость ветра (северо западный ок
305 км/ч, треугольник обозначает скорость 92,6 км/ч длинный [Втрих - 18,52 км/ч. короткий штрих —
9.26 км/ч), 4 — изолинии скорости ветра (более 30 м/с—струйное течение) 5—тропопауза, 6 —
границы атмосферных фронтальных зон
ВЕРТИКАЛЬНЫЙ РАЗРЕЗ АТМОСФЕ-
РЫ—1рафнч представление состояния ат-
мосферы в вертик плоскости На графике
по оси абсцисс отмечается положение пунк
тов аэрологического зондирования, по оси
ординат — высота По результатам зондиро-
вания на бланк Вра. условными зна-
ками наносятся темп-pa, вертик градиент
темп ры (на рис слева от вертик прямой
откладывается падение темн-ры с высотой
справа — рост), скорость и направление вет
ра и др метеорол элементы Пространств
Вра строится но синхронным данным
аэрологич зондирования в неск пунктах
Временной Вра строится по данным
послсдоват зондирования атмосферы в од-
ном Пункте
При метеорол обеспечении авиации ин
формация или прогноз метеорол условии
по маршр\ту полета схематически пред-
ставляется в виде Вра Перед полетами
по дальним воздушным трассам командир
возд судна вычерчивает на бланке разреза
профиль рельефа трассы, отмечает прогно-
зируемые атм фронты, расположение облач
ности видимость и т д Правильность сое
давления разреза проверяется дежурным си-
ноптиком Авиац метеорол станции (АМС)
Экипажам сверхзвук самолетов в авиаме
теорол центре или АМС вручается Вра
для нач и конечных участков трассы На
них указываются хар-ки метеорол условий
ца удалении от пунктов взлета и посадки
(от пов-сти земли до выс I8--20 км) с
указанием расположения тропопаузы.
С С Гайгеров
ВЕРТОЛЕТ— летательный аппарат, у к рого
подъемная сила и пропульсивная сила для
горизонтального полета создаются одним или
несколькими несущими винтами (НВ) В мо-
жет совершать вертикальные взлет и посад
ку, неподвижно «висеть» в воздухе, пере-
мещаться вдоль и поворачиваться относи-
тельно любой оси При отказе двигателей
В продолжает полет со снижением и осу-
ществляет посадку на режиме авторотации
винта на неподготовл площадку Применяя
резкое увеличение угла установки лопастей
непосредственно перед посадкой, можно зна-
чительно увеличить подъёмную силу и тем
самым существенно уменьшить вертик ско
роегь В в момент посадки
Благодаря возможности взлетать и садить-
ся вертикально, В эксплуатируется с неболь-
ших площадок Способность неподвижно ви-
сеть позволяет В производить погрузку и
выгрузку грузов, не совершая посадки, а так-
же выполнять сложные строительно-монтаж-
ные операции (см Вертолет-кран)
В широко применяются в нар х ве
для перевозки грузов, людей, выполнения
сельскохозяйственных (см Сельскохозяйст-
венный летательный аппарат) и др работ
Большую помощь оказывают В в развед-
ке и разработке нефтяных и газовых место-
рождений в труднодоступных р нах и на
море, стр ве магистральных газо- и нефте-
проводов, линий электропередачи Исполь-
зуются В также санитарной службой (см
Санитарный летательный аппарат), для за-
щиты лесов от пожаров и т п
В входят в состав вооруж сил всех
крупных гос-в и предназначены для пере-
возки и десантирования войск и грузов (см.
Военно-транспортный летательный аппа-
рат), уничтожения танков и др техники
противника, огневой поддержки войск (см
Боевой вертолет), разведки (см Разведы-
вательный летательный аппарат) связи,
инж обеспечения и выполнения др. заданий.
В воен -мор силах В служат как поисково
спасательные (см Поисково-спасательный
летательный аппарат), противолодочные
(см Противолодочный летательный аппа-
рат), десантно трансп , противокорабельные
ЛА, а также как тральщики
В состоит из планера, включающего фю-
зеляж, шасси, а в нек-рых схемах также
крыло и (или) оперение, винтовой несущей
системы (несущих винтов), силовой установ-
ки, электро , радио и навигац оборудова-
ния Одновинтовые В с механич приво
дом НВ, кроме того, имеют рулевой винт
для уравновешивания реактивного момента
и для путевого управления В
Осн летно-техн хар-ки В 80-х п крей-
серская скорость до 280 км/ч, макс ско
рость до ЗаО км/ч, дальность полета до
800 км, динамический потолок до 6 км,
статический потолок до 3 км и более, по
лезная нагрузка составляет от 0,4 т для
легких В и до 25 т для тяжелых
Классифицируются В по след признакам
По числу НВ различают В одно-, двух- и
многовинтовые, по их взаимному располо-
жению — продольные, соосные, поперечные,
с перекрещивающимися осями винтов (рис
I), по числу двигателей — одно-, двух- и
многодвигательные, по типу привода НВ—
с механич приводом от двигателя и с реак-
тивным приводом (с реактивными двигате-
лями на концах лопастей или с турбокомп-
рессором в фюзеляже и реактивными соп-
лами иа концах лопастей), по назначению —
многоцелевые, транспортные, пассажирские,
вертолеты краны, с х , спасательные, сани
тарные и др , по взлетной массе или
грузоподъёмности — сверхлегкие, легкие,
средние, тяжелые, свсрхтяжслые, по типу
взлетно посадочных устройств — сухопутные
и амфибии
130 ВЕРТИКАЛЬНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
вертолетов; 1 — с пере-
винтов, 2 — продольная
Рис. 1. Основные схемы
креШивающимися осями
схема; 3 - одновинтовая схема; 4 — соосная схема.
5 — поперечная схема.
Наиболее распространены В.
товой схемы (рис. 2) с механич. транс-
миссией и установленным на хвостовой бал-
ке рулевым винтом (ок. 95% всех пост-
роенных В.). Затраты на привод руле-
вого винта составляют 8—15% полной мощ-
ности двигателей. Рулевой винт работает в
более тяжёлых условиях, чем несущий,
из-за воздействия потока воздуха от НВ и
наличия режима разворота В. относительно
вертик. оси на режиме висения. В. одно-
винтовой схемы разрабатываются большин-
ством вертолётостроит. пр-тий мира (Мос-
ковский вертолётный завод, см. Mir, ПЗЛ
«Свидник»; фирмы «Белл», «Сикорский»,
«Хьюз геликоптере», «Аэроспасьяль», «Уэст-
ленд», «Агуста» и др.).
У В. соосной схемы вал верх, винта
проходит через полый вал нижнего. НВ вра-
щаются в противоположные стороны, их
реактивные моменты взаимно уравновеши-
ваются. В. имеет меньшие габариты, чем В.
др. схем. Условия работы винтов неоди-
наковы, т. к. ниж. винт работает в пото-
ке воздуха от верхнего. В. такой схемы
разрабатываются на Ухтомском вертолётном
заводе (см. Ка).
В. продольной схемы занимают второе
место после одновинтовых В. по числу пост-
роенных за рубежом. В связи с тем. что
задний винт В. работает в потоке перед-
него, условия его работы более тяжёлые,
чем у изолир. винта. В. продольной схе-
мы строятся фирмой «Боинг вертол» (США),
а в СССР в 50-х гг- создавались на Мос-
ковском машиностроительном заводе «Ско-
рость» (см. Як).
У В. поперечной схемы НВ соединены
с фюзеляжем при помощи крыльев иди ферм.
Эта схема имеет полную аэродинамич. сим-
метрию, что улучшает устойчивость и уп-
равляемость В. Взаимное влияние винтов
практически отсутствует. Из-за поперечного
расположения НВ улучшаются лётные хар-ки
на ср. скоростях, допустима значит, пере-
грузка В. при взлёте с разбегом. По этой
схеме были построены В. конструкции
И, П. Братухина (СССР), Г. Фокке (Гер-
мания). а также самый тяжёлый в мире
В. Ми-12 (СССР). Для уменьшения габа-
ритов В. поперечной и продольной схем,
как правило, имеют перекрытие несущих вин-
тов.
В. с перекрещивающимися осями
винтов — разновидность В. поперечной схе-
мы (крайний случай перекрытия винтов).
Вращение винтов синхронизировано т. о., что
в любом положении лопасти одного винта
Проходят над лопастями другого. В. имеет
малые габариты, но опасен в эксплуатации
из-за низко проходящих над землёй лопас-
тей вследствие значит.	"
развала винтов, Вин-
ft
стабилизатор; 15 — промежуточный редуктор;
хвостовой винт; 17 — хвостовой редуктор; 18 —
Рис, 2. Компоновочная
1 — правая ручка продольно-поперечного управле-
ния; 2 — маслобак; 3 — двигатель; 4 — капот; а —
вентилятор; 6 — масляный радиатор; 7 — втулка
несущего винта; 8 — автомат перекоса; 9 — глав-
ный редуктор, 10 — редукторная рама; 11 — кон-
тейнер расходного топливного бака; 12 — хвостовой
вал трансмиссии; 13 —лопасть несущего винта;
схема вертолёта Ми-8Т:
14 -
16 -
концевая балка; 19 — хвостовая опора; ?0 — хво-
стовая балка; 21 — грузовая створка; 22 — главная
опора шасси; 23 — левый подвесной топливный бак;
24 — устройство для внешней подвески груза; 25 —
сдвижная входная дверь; 26 — снДенье левого лёт-
чика, 27 — рычаги раздельного управления двига-
телями; 28 — передняя опора шасси; 29 — левая
ручка «Шаг — газ»; 30 — приборная доска левого
лётчика; 31 — педали ножного управления.
ты работают в условиях существ, взаим-
ного влияния. Произ-вом В. этой схемы за-
нималась фирма «Каман». В 60-х гг. пост-
ройка прекращена.
В. многовинтовой схемы (с числом
винтов от 3 до 20) строились на раниих
стадиях развития вертолётостроения.
В силовой установке В. с механич. при-
водом НВ применялись поршневые, а затем
получили распространение в осн. газотур-
бинные двигатели со свободной турбиной
(см. Турбовальный двигатель). Силовая ус-
тановка включает также топливную систему,
Систему охлаждения, маслоеистему. систему
управления двигателями, противопожарную
систему.
По методам создания подъёмной силы,
пропульсивной силы и управляющих воз-
действий В. принципиально отличается от
др. ЛА (пропульсивная сила, управляющие
силы и моменты создаются тем же органом,
к-рый создаёт и подъемную силу).
Подъёмная сила НВ изменяется посредст-
вом рычага «Шаг - газ», находящегося сле-
ва от кресла пилота. Перемещение рычага
одновременно изменяет общий шаг всех ло-
пастей и массу топлива, подаваемого в дви-
гатели. Поворот рукоятки рычага относи-
тельно оси обеспечивает коррекцию (более
точную регулировку) подачи топлива и, сле-
довательно, мощности двигателей. С по-
мощью ручки управления лётчик правой ру-
кой посредством автомата перекоса изме-
няет циклический шаг лопастей винта, что
приводит к изменению наклона вектора
аэродинамич, силы, создаваемой НВ. Возни-
кающая при этом составляющая вектора в
плоскости вращения винта определяет нап-
равление поступат. движения- Кроме того,
изменение в этом случае плеча аэродина-
мич. силы относительно центра масс В. соз-
даёт управляющий момент в продольной или
поперечной плоскости и обеспечивает уп-
равление по углам тангажа и крена. Про-
дольное (у В. продольной схемы) или по-
перечное (у В. поперечной схемы) управ-
ление может также осуществляться диф. из-
менением общего шага НВ. Для путевого
У
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт cbohmhB^RSSMI? Т 131
управления, как и на самолете, служат пе-
дали На В одновинтовой схемы летчик,
воздействуя на педали, через проводку уп
равления изменяет общий шаг рулевого вин
та, т е его тягу На В двух- и мноювнн
товой схем (кроме соосной) путевое управ
ление осуществляется днф изменением цик-
лич шага НВ На В соосной схемы путе-
вое управление достигается диф изменением
общего шага винтов На одновинтовых В
наклон оси рулевого винта позволяет полу-
чить вертик составляющую тяги (до 25%
тяги рулевого винта), что облегчает балан-
сировку В и улучшает его летно-техн
хар ки
На В устанавливаются стабилизаторы и
кили для улучшения динамич устойчивости
В в постулат полете н изменения его ба-
лансировки в нужную сторону при изменениях
режима полета Установленное на нек рых
В крыло служит для разгрузки НВ при боль
шой скорости полета или используется в
качестве кронштейна для подвесного обо
рудования
Историческая справка Способ-
ность вращающегося винта подниматься в
воздух была известна в Китае еще в средние
века В 1475 Леонардо да Винчи создал
проект ЛА, способною «ввинчиваться» в
воздух при помощи архимедова винта (рис
в табл [) Первая модель В —«аэродро
мическая машинка»— создана М В Лоло-
ноСовым в 1754 Она имела два винта,
приводимые во вращение часовой пружиной
Уравновешенная через блок контргрузом, при
вращающихся винтах модель могла подни
маться вверх (рис в табл I)
Хотя в 19 в было построено большое
число летающих моделей, создание натурно-
го летающего В стало возможным лишь
с появлением в нач 20 в легкого двига-
теля внутр сгорания и НВ, разработанных
на основетеоретич нэксперим исследований
Р Фруда (Великобритания), С К Цже
вецкого, М А Рыкачева, Н Е Жуковского,
Б Н Юрьева, Г X Сабинина
Первый вертик подъем прн помощи вин
тов на ЛА с человеком на борту был осу
ществлен во Франции 29 сент 1907 на
В братьев Л и Ж Бреге и проф Ш Ри
ше В , поднимавшийся ври помощи четырех
винтов на выс 1,5 м, не имел органов
управления (устойчивое положение при ви-
сении обеспечивалось механиками, поддер
живавшими В сбоку) Первый В , способ-
ный совершать постулат полет был построен
В Корню (Франция) в нояб 1907 (рис в
табл [[[) В 1912 Юрьевым был впервые
построен В одновинтовой схемы (рис
в табл V) В процессе его разработки
Юрьев изобрел автомат перекоса и тща-
тельно проработал остальные агрегаты В
В те же годы в России строились натурные
В. одновинтовой (В Левицкий), соосной
(К- А Антонов, И И Сикорский н др ),
продольной (Н И Сорокин) и многовинто-
вых (В В Татаринов и др ) схем Даль-
нейшее развитие В шло по линии совер
шенствования осп его агрегатов, улучшения
хар к устойчивости и управляемости Работы
Г Глауэрта, К Локка (Великобритания)
Братухина, Миля и др позволили выявить
особенности аэродинамики НВ в косом по-
токе
Науч -исследовательские, в т ч эксперим ,
работы привели к созданию в 30-х гг ра
ботосяособных В Вертолётная группа экс-
пернм -аэродинамич отдела ЦАГИ (создана
в 1926, возглавлялась Юрьевым) построила
под рук А М Черемухина в 1930 первый
сов В ЦАГИ l-ЭА (рис в табл XI)
В 1932 на этом В была достигнута ре
кордная высота 605 м (зарубежный рекорд
высоты в то время составлял 18 м) В 1933
были построены модификации этого В —
ЦАГИ 3-ЭА, ЦАГИ 5-ЭД, а в 1936 ком
бинир В ЦАГИ 11 ЭА В первой пол
40-х гг нек рые В выпускались малыми
сериями (в Германии и США), но практич
применения они тогда не нашли Широкое
стр-во В началось после окончания 2-й миро
вой войны
Первым отечеств В , предназначенным
для серийного произ ва, был созданный в
1940 в ОКБ Братухина В «Омега» Начав-
шаяся война помешала запуску этого В в
серию В наследующие годы (до 1951) ОКБ
Братухина продолжало разрабатывать В
поперечной схемы В ОКБ Камова и ОКБ
Яковлева были построены опытные В соос-
ной схемы Первый сов серийный В Ми-l со
вершил первый полет в 1948
В 1952 началось крупносерийное про-
из во В Ми 4, превосходившего по грузо-
подъемности (16 т) все существовавшие
в то время В в мире В 1952—53 совер
шили первые полеты тяжелый трансп В про-
дольной схемы Як-24 и предназначенный
для ВМФ В соосной схемы Ка 15, также
запущенные позже в серийное произ-во
С 1953—54 началось широкое применение В
в армии к нар х-ве Сов Союза
С появлением первых серийных машин и
началом их эксплуатации особое значение
приобрели проблемы обеспечения динамич
прочности и устойчивости конструкции (ре-
сурс агре1атов по условиям усталостной
прочности, флаттер НВ, «земной резонанс»,
вибрации и др), разработки методов проек
тирования и конструирования В и его аг-
регатов, дальнейшего совершенствования
аэродинамики В , улучшения хар-к устойчи-
вости, управляемости, маневренности, повы
шения экономичности
В вертолетостроении определились две ли-
нии развития рост грузоподъёмности и улуч
шение удельных лётно-техн хар к Первая
линия отчетливо 1аметна в деятельности
таких разработчиков В , как ОКБ Миля —
Ми-1 (0,5 т) — Ми-4 (1,67 т)— Ми-6 (12 т) —
Мн-12 (25 т), фирмы «Сикорский»—S 51
(0,4 т) — S-55 (1,1 т) — S-56 (5 т) — S-65
(8,4 т) и «Боинг вертол» — PV-17 (0.9 т) —
V 44 (1 8 т) — V Ю7 (3 т) — V-H4 (5,8 т)
Как правило, рост грузоподъёмности дос
тигался путем увеличения размеров НВ и
мощности силовых установок В сов верто
летостроенин был успешно осуществлен и др
способ увеличения грузоподъемности — уд-
воение ранее разработанных н доведенных
винтомоторных установок (В Ми 12 имел
две винтомоторные установки В Ми 6)
Вторая линия развития предполагает по
вышение весовой отдачи, скорости, статич
потолка и топливной экономичности В внут
ри определ весовой категории Примерами
такого направления являются линии Ми-1 —
Ми 2, Ми 4— Ми 8— Ми-17, Ми 6 - Ми-26,
Ка 15— Ка 18— Ка 26, Белл 47— Белл 206—
Белл 406, SA 316— SA 360 (фирмы «Аэро
спасьяль») и др
На смену первым работоспособным В
40-х — нач 50 х гг (Ми-l, Ми-4, Ка-18,
Белл 47, S 55, S 58, V 44, Каман К-3), об
ладавшим невысокой весовой отдачей (20—
30%) и имевшим в качестве силовой ус-
тановки порш двигатели, пришли В второго
поколения (Ми 2, Ми 6, Мн-8, Ка 25, Белл
205, Белл 206, S-61, S 62, V 114, Каман
К-600, SA 316), оснащённые ГТД и имею-
щие более высокую весовую отдачу (30—
40%), лучшие летно техн и экон хар кн
В третьего поколения (Ми 26 Ка 32, Белл
222, S-70, S-76, S-80 Хьюз АН-64, Уэст-
ленд WG 13, SA 350) отличаются еще бо-
лее высокой весовой отдачей (40—50%),
новыми решениями в конструкции агрегатов,
применением композит ионных материалов,
повышением ресурса, упрощением техники
пилотирования и техн обслуживания сни
жением уровня шума и вибраций, уставов
кои экономичных силовых установок Одним
из направлении развития В по линии улуч
шения скоростных хар к было создание
комбинир В —винтокрылов
Расширение сфер применения вызвало не-
обходимость создания специализир В Пер-
воначально создание специализир машин
осуществлялось путем разработки спец мо-
дификаций многоцелевых В , но недостаточ-
ная эффективность этого способа привела
к необходимости конструирования спец В,
напр таких, как В кран (Ми 10, Ми ЮК,
S 60, S-64), боевой В (Ми-28, Хьюз АН-64),
противолодочный В (SH 3, Джайроданн
QH 50, Агуста-106 Ка 25)
Лит Вертолеты Расчет и проектирование, кн I,
М 1966, Тищенко М Н Некрасов А В,
Радин А С Вертолеты Выбор параметров прн
проектировании М 197b, Изаксон А М , Со
ветское вертолетост роение 2 изд М 1981
О П Бахов
ВЕРТОЛЁТ-КРАН — вертолет, оборудован-
ный системой внеш подвески для подъем
но трансп и монтажных работ Применяется
также для трансп перевозок В качестве
В -к используются как специально спроекти-
ров вертолеты, так и обычные многоце-
левые имеющие внеш подвеску Преиму
щества транспортировки грузов на внеш
подвеске — значит сокращение времени на
операцию погрузки (выгрузки) и возмож-
ность перевозить грузы больших габаритов
Однако скорость полёта может быть ограни-
чена вследствие раскачки груза, что требует
устройств стабилизации для грузов с боль-
шой парусностью
Специализир В -к имеет дополнит под-
фюзеляжную кабину, позволяющую летчику-
оператору управлять вертолётом, находясь
лицом к грузу У такого В-к отсутствует
крупногабаритная грузовая кабина, что
позволяет получить большую грузоподъем-
ность В случае использования в качест-
ве В -к обычного трансп вертолета для
улучшения обзора устанавливают выпуклые
блистеры, зеркала заднего обзора, теле-
визоры в хвостовой части вертолета и др
приспособления, облегчающие монтажные
работы
Шасси специализир В -к , перевозящего
груз на подвеске, может быть обычным,
рассчитанным только на массу В без
груза (напр, Ми-ЮК) Высокое шасси дает
Монтаж Технологической установки с помощью
вертолета крана Ми ЮК
132 ВЕРТОЛЕТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
возможность вертолету наруливать на груз
и жёстко крепить груз к шасси чго поз-
воляет взлетать с использованием возд
подушки н с разбегом (напр Ми 10)
Для перевозки мелких грузов применяются
специально подвешиваемые платформы
Внеш подвеска оборудована электрич систе
мой отцепления груза и всей внеш подвески
Система автоматич управления В к обес
печивает висение над заданной точкой и
гашение колебаний груза на внеш под
веске Т к с увеличением грузоподъемности
В -к возрастают нагрузка на сметаемую
поверхность винта и соответственно ско
рость возд потока от винта, для мои
тажных работ с тяжелыми грузами долж
на предусматриваться технология, исклю
чающая необходимость нахождения людей
вблизи груза под вертолетом
Серийные одновинтовые В к были созда
ны в СССР (Ми 10, i960, Ми ЮК, 1965) и
в США на фирме «Сикорский» (S 60,
1959, S 64, 1962) В качестве В к могут
использоваться отечеств серийные верто
леты Ми 6, Ми 8 Ми-26, Ка 26 Ка 32
Вертолетный монтаж особенно эффекти-
вен при реконструкции действующих пр тии
в стесненных условиях на насыщенной соору-
жениями территории, а также в трудно
доступной местности Вертолетный монтаж
(см рис ) обеспечивает ускорение сроков
произ-ва работ увеличение производитель
ности труда в 3—10 раз и снижение труДо
затрат в 1,5—3 раза
Лит Вертолет Ми ЮК М 1981
О П Бахов
ВЕРТОЛЕТНЫЙ СПОРТ — один из видов
авиационного спорта, соревнования спорт-
сменов (экипажей) на вертолетах в выпол
неиии спей упражнений, а также в уста
иовлении рекордов в полете на дальность
по прямой, цо замкнутому маршруту, по
высоте, скорости и времени набора высоты
Осн видами упражнений являются «вер
толетный слалом»— полет на малой вы
соте (3—5 м) с проносом ведра наполненно-
го водой, между стойками ворот и последую
щей постановкой его на стол диам 1 м в
миним время, «маршрут»— полет сотые
канием целей и описанием нхк, сбросом гру
за в мишень, посадкой иа поворотный
пункт маршрута, «визит»—полет по «ко-
робочке* и сброс груза в отверстие «кры
ши*, «малая высот а»— комплекс эволю
ций на малой высоте (2 5±0 5 м) с пере-
мещением контрольного груза в виде цепи
по коридорам в пределах размеченного на
земле маршрута в миним время (3 мин
30 с) В программу чемпионатов Евро
пы н мира кроме указанных упражнений
может включаться свободный пилотаж на
малой высоте в огранич пространстве
Вс в СССР начал развиваться с
сер 50-х гг В аэроклубах проводились
соревнования по выполнению простейших
эволюций на вертолете В 1958 состоя
лись первые всесоюзные соревнования, пер-
вым абс чемпионом страны стал Ф Белуш
кии Чемпионаты СССР по В с прово
днлнсь ежеюдно Им предшествовали клуб
иые,областные республиканские, зональные,
ведомств состязания Руководство В с
и организация соревнований в стране были
возложены на ЦК ДОСААФ (с 1991 на Союз
оборонных спортивно техн обществ) Спорт
смены выступали на вертолетах отечеств
пронз ва — Ми 2, Ка 26 В 1965 В с вклю
чен в программу Спартакиад народов СССР
На 8 й Спартакиаде народов СССР в 1983
вертолетчики 2i раз улучшили мировые
достижения Подготовка спортсменов но В с
проводилась в тех орг циях ДОСААФ, где
имелось вертолетное звено На I янв 1991
подготовлено 1260 мастеров спорта СССР,
36 мастеров спорта СССР междунар класса.
Вертолеты Ми 2 на соревнованиях
шестерым присвоено звание засл мастера
спорта СССР
Первый чемпионат мира состоялся в ФРГ
в 1971 Во 2 м чемпионате мира в Великоб
ритании (1973) впервые приняли участие
сов спортсмены Абс чемпионом мира
стал А В Капралов, а Т Н Егоркина
признана лучшей вертолетчицей планеты
Крупного успеха сов вертолетчики добились
на 3 м чемпионате мира, проведенном в
СССР (г Витебск 1978), ими завоевано
38 медалей из 42 разыгрывавшихся Абс
чемпионами мира стали Л Ф Приходько и
В Л Смирнов На 4 м чемпионате мира в
Польше (198!) сборная команда СССР за
няла 4 е место 5 й чемпионат мира проходил
в Великобритании (1986) где выступил и
награжден спец призом экипаж в составе
Н А Варичевой и О А Шевелевой
На 6 м чемпионате мира во Франции (1989)
команда СССР заняла 2 е место, а чемпио-
нами Стали сов спортсмены С Д Дербасов и
А Д Уланов Всего на 1 янв 1991 сов
спортсменам принадлежало 47 мировых ре
кордов из 123, зарегистрированных ФАИ
(США —49, др страны —27) См ст Ре-
корды авиационные
А П Ко 1ядин А Ф Бесфамильный Г П Поляков
ВЕРШ ЙНИН Константин Андреевич (1900—
73)—ссГв военачальник. Гл маршал авиа-
ции (1959), Герой Сов Союза (1944) В Сов
Армии с 1919 Окончил пехотные командные
курсы (1920), курсы «Выстрел» (1923)
Воен возд академию РККА им проф
Н Е Жуковского (1932, ныне ВВИА), курсы
летчиков (1935) Участник Гражд и Вел
Отечеств войн В ходе последней был ко
манд ВВС ряда фронтов и возд армии,
затем главнокоманд и зам главиокоманд
ВВС (1946—51) команд войсками ПВО
страны (1953—54), [лавнокоманд ВВС
(1957—69) Деп ВС СССР в 1946—50,
1954—70 Награжден 6 орденами Ленина ор-
деном Октябрьской Революции, 3 орденами
Красного Знамени, 3 орденами Суворова
1 й степ, орденами Суворова 2 й степ ,
Отечеств войны 1 й степ , медалями, а также
иностр орденами Портрет см на стр 134
Соч Четвертая воздушная М , 1975
ВЕСОВАЯ КОМПЕНСАЦИЯ — уравнове-
шивание органа управления относительно
его оси вращения для устранения воз
можпости возникновения нежелательных его
вибрации (см Флаттер, Бафтинг) либо
дополнит моментов от инерционных сил
На практике В к осуществляется уста
новкой дополнит Iруза впереди оси враще-
ния органа управления Напр , для органа
управления с осевой аэ родина чиче с кой
компенсацией такой дополнит груз раз-
мещают внутри элементов осевой компен-
сации
ВЕСОВАЯ ОТДАЧА летательного ап-
парата—безразмерная величина равная
отношению нагрузки ЛА к его взлетной
массе, один из критериев совершенства ЛА
При вычислении Вов качестве взлет-
ной массы обычно принимают расчетную
взлетную массу т е ту при к рой проч-
ность ЛА полностью удовлетворяет требо-
ваниям Норм летной годности В соот-
ветствии с классификацией нагрузок раз-
личают В о полную (в качестве нагруз-
ки берется полная нагрузка) коммерческую,
топливную и т п При этом соотношения
между разл видами В о существенно за-
висят от типа ЛА и его назначения
В о как критерий оценки ЛА появилась
практически одновременно с зарождением
авиации и широко использовалась при срав-
нении разл ЛА Однако по мере совер-
шенствования методов сравнения хар-к и
эффективности ЛА значение этого крите-
рия уменьшилось Напр , путем установки
механизмов уборки шасси удается повысить
скорость, экономичность и производитель-
ность ЛА, хотя В о при этом уменьшается
ВЕСОВОЙ КОНТРОЛЬ — Система показате
лей н мероприятии, предназначенная для
обеспечения соответствия массы изготовлен-
ного ЛА массе, утвержденной при его проек-
тировании В к вступает в действие с
началом выпуска рабочих чертежей н охва-
тывает все этапы дальнейшей разработки,
постройки и испытаний ЛА в целом И
комплектующих изделий на смежных пр тиях,
а также на этапе внедрения ЛА в серийное
произ во В процессе В к установленные
на основе весовых расчетов лимиты масс
систематически сравниваются с текущими
массами, представляющими собой сумму
фактич масс изготовленных и взвешенных
элементов ЛА, «чертежных масс» еще не
изготовленных элементов ЛА н лимитных
масс элементов ЛА, на к-рые еще не вы-
пущены рабочие чертежи Т о , оператив-
ные прогнозы массы ЛА в виде текущих
масс систематически уточняются со всё
возрастающей степенью достоверности по ме-
ре создания и пронз-ва ЛА, а сравнение
их с проектной массой позволяет своев-
ременно выявлять возможные перетяжелеиия
и в случае необходимости принимать меры К
снижению массы создаваемого изделия, аг-
регата или конструктивною эн.мента ЛА,
корректировать центровку и моменты инер-
ции ЛА
Разработаны автоматизированные систе-
мы весового контроля, охватывающие все
этапы разработки и постройки ЛА иа голов-
ном пр тии и разработку комплектующих из-
делий в смежных орг циях, реализация
к рых позволяет более оперативно и с боль-
шой точностью контролировать массу ЛА и
его элементов, автоматизированно прово-
дить расчеты центровок и моментов инерции
ЛА
Лит Шейнин В М Козловский В И,
Весовое проектирование и эффективность пассажир-
ских самолетов 2 изд М J984
В В Кронштадтов
ВЕСОВОЙ РАСЧЕТ летательного ап-
парата— определение массы ЛА в целом,
его агрегатов, систем и элементов в процес-
се проектирования ЛА В зависимости от
стадии проекта и целен расчета различают
В р проектировочный и исполнительный
Проектировочный В р — прогноз
наиболее вероятного значения массы проек-
тируемого ЛА илн его частей в зависимос-
ти от параметров ЛА, требований к нему,
расчётных нагрузок, хар к используемых ма
терналов и т п Целью проектировочного
В р является также определение влия-
ния того или иною параметра ЛА или техн
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим133
К А Вершинин
В П Вичинкин
решения на массу ЛА При разработке
методики проектировочного В р используют
статистич ити физ расчетные модели Тео
ретич основой статистич расчетных моделей
служат методы теории подобия и матем
статистики (регрессионный анализ) Статнс
тич зависимости могут дать прогнозируемое
значение массы ЛА или его агрегата от
клоняющееся от фактич не более чем на
5—10% если параметры и техн уровень
проектируемого ЛА соответствуют парамет-
рам и уровню ЛА, входящих в распола
гаемый статистич массив Физ расчетные
модели отражают структурно функцион сос-
тав проектируемого ЛА и предполагают
поэлементное определение массы ЛА Физ
расчетная модель для определения массы
планера ЛА включает соотношения для
приближенного расчета нагрузок, действую
щих на агрегаты планера, напряженно де
формир состояния осн силовых элементов,
критериев прочности типовых конструктив
ных элементов Осн достоинством физ
расчетных моделей является более точный
учет влияния параметров ЛА и используе
мых техн решений на массу ЛА, однако та-
кие модели не могут быть универсальными
по отношению к классу ЛА
Исполнительный В р проводится на
стадии рабочего проектирования и состоит
в расчете массы деталей по их размерам
заданным в рабочих чертежах и суммиро
вании масс отд деталей и узлов для по
лучения массы агре<атов и ЛА в целом
Для выполнения последней операции широко
применяется автоматизированная система
весового контроля
Лит Зинин Л С Весовой расчет самолета
М 1941, Шейнин В М Козловский В И
Весовое проектирование и эффективность пас
сажирских самолетов 2 изд Л1 1984
В В Лазарев В М Шейнин
ВЕСОВЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ лета-
тельного аппарата — характерные
значения массы ЛА или его частей нсполь
зуемые при его проектировании, изготовле
нии эксплуатации или оценке летно техн
хар к ЛА Различают 4 осн группы В х
значения массы ЛА, используемые при фор
мировании техн задания и проектировании
ЛА (напр проектная масса, лимитная мае
са), предельные значения массы ЛА, Опре
деляющие его прочность (напр , расчетная
полетная масса) предельные значения массы
ЛА и его частей используемые в эксплуа
тации ЛА (напр , макс взлетная масса, макс
масса топлива) относит Значения массы
частей ЛА характеризующие весовой ба
ланс ЛА Перечень В х и их определения
устанавливаются соответствующими стан
дартами Определяются В х по резуль
тэтам весового расчета или путем взвеши
вания готовою ЛА или ею частей в соот
ветствии с классификацией массы ЛА
ВЕСТИБУЛЯРНАЯ ТРЕНИРОВКА — комп-
лекс методов, обеспечивающих повышение
переносимости человеком действия вести
булярных раздражений В т подразделяется
на активную и пассивную Под активной
В т понимается комплекс гимнастич уп
ражненнй включающих упражнения на
спортивных снарядах, прыжки на батуте,
плавание и т д При пассивной В т человек
подвергается вестибулярным раздражениям
находясь на эксперим стенде (во вращаю
щемся кресле, на центрифуге и т и ) При
подготовке летчиков и космонавтов исполь-
зуются как активная так и пассивная В т
«ВЕСТНИК ПРОТИВОВОЗДУШНОЙ ОБО-
РОНЫ» ежемесячный журнал Войск про
тивовоздушной обороны Издается с 1931
С кон 1940 издание журнала было вре
менно прекращено и возобновлено с аир
1958 Публикуются материалы по вопро
сам воспитания личного состава, боевой
подготовки тактики зенитных ракетных
войск, истребит авиации и радиотехн войск
эксплуатации и совершенствования имею-
щейся на вооружении техники истории войск
ПВО Освещаются также вопросы разви
тия средств возд и космич нападения
радиоэлектроники и ракетной техники за
рубежом
ВЕСЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ — установ-
ка или система для измерения составляю-
щих аэродинамических сил и моментов,
действующих на модель в аэродинамической
трубе Каждая составляющая восприни-
мается отд измерит каналом — компонен
том В а могут иметь от одного до шести
компонентов По принципу действия В а
подразделяются на механич и электрические
(тензометрические)
Механические В а состоят из жест-
кой рамы (расположена за границами по
тока аэродинамич трубы) и связанных меж
ду собой рычажных систем, удерживающих
ее в положении равновесия, выходные звенья
рычажных механизмов соединены с изме-
рит приборами Модель устанавливается на
раме с помощью стоек или растяжек, имеет
ся также механизм дистанц изменения уг
лов установки модечи В процессе экспе-
римента усилие развиваемое выходным зве
ном к л рычажной системы пропорцио
нально одноименной составляющей аэроди
намич Силы или момента, действующей на
модель Измерение усилия осуществляется
при помощи автоматич коромысловых ве
совых элементов с подвижными грузами ли
бо электрнч динамометрами В том и другом
случаях значение усилия преобразуется в
электрич сигнал с целью ею регистрации
и дальнейшей обработки на ЭВМ Полный
диапазон измерения механич весов разби-
вается на ряд поддиапазонов Погрешность
весов, приведенная к поддиапазону, —0,05%
Электрические В а состоят из упру
того тела, чувствит элементов и преобра-
зователей деформации чувствит элементов
(обычно тензорезисторных) в этектрич сиг
нал Чувствит элементы выполнены вместе с
телом и ориентированы так чтобы деформа
дия элемента вызванная соответствующей
составляющей аэродинамич силы ичи момен
та, была максимальной Различают два ти
па электрич В а —с вынесенными чувствит
элементами и с элементами, расположении
ми внутри модели Для измерения всею
диапазона возможных значений составляю-
щих аэродинамич силы и момента, реали
зуемых в данной аэродинамич трубе, обычно
требуется ряд В а Погрешность электрич
В а , приведенная к диапазону составляет
0,3—0 5%
Показания В а связаны с составляющими
аэродинамич силы и момента мноючлен
ными уравнениями — т н рабочими ф лами
В рабочую ф-лу компонента входят его
собств показания и показания Др компонен-
тов с соответствующими коэф определяе
мымн на спец градуировочных стендах
До кон 40 х гг в осн применялись
механич В а , с 50-х гг значит развитие
получили электрич весы См также Измере
ния аэродинамические
Лит Гор тин С М Слезингер И И Аэро
механические измерения М 1964
В В Богданов
ВЕТЕР — движение воздуха в атмосфере,
почти параллельное земной пов-сти Обычно
под В подразумевается горизонтальная сос-
тавляющая этою движения Иногда гово
рят о вертик составляющей В , но она, как
правило значительно меньше горизонталь-
ной (значительна только в системе гро-
зовых облаков в горах и др особых слу-
чаях)
Возникает В вследствие неравномерного
горизонтального распределения атмосфер-
ного давления под действием т и барич
градиента G (см рис ) Вместе с возник
новением движения воздуха на него начи-
нают действовать отклоняющая сила вра-
щения Земли А (сила Кориолиса), трение
/? и центробежная сила
ных траекториях)
(при криволиней
Прямолинейное равно-
мерное движение возду
ха при наличии силы тре
ния G — сила барнчес
кого градиента А — отк
.пеняющая сила враще
ния Земли R — сила тре
ния W — ветер р=
=const —изобара
На высотах, превышающих 1000 м, В во
всех р-нах Земли (за исключением эква-
тора) близок к геострофическому, т е вы-
численному в предположении, что силы, дей-
ствующие на поток воздуха (барич гра
диента и Кориолиса), взаимно уравно-
вешиваются (геострофич В направлен по
прямолинейным изобарам, отклоняясь от на
правления барич градиента вправо в Сев
полушарии и влево в Южном), в р-не
экватора, где сила Ке>риолиса равна нулю,
движение воздуха происходит под действием
градиента давления В слое ниже 1000 м
существенно влияние трения, поэтому В от-
клоняется от изобары в сторону низкого
давления, значение угла отклонения зависит
от характера подстилающей пов сти, высо-
ты, а также изменяется со временем В реаль-
ной атмосфере ускорения движения и свя
занные с ними отклонения В от геостро
фического малы, однако они имеют важное
значение в развитии (и разрушении) атм
возмущений — циклонов и антициклонов
При криволинейных траекториях движения
воздуха возникает центробежная сила, и
установившееся движение (без трения) обус-
ловливается сочетанием трех сил, такой
В наз циклострофическим или градиент
ным Данное сочетание будет различным в
циклоне и антициклоне Сила Кориолиса в
Сев полушарии действует вправо по отно
шению к векюру скорости В , поэтому в
циклоне В направлен против часовой стрел
ки, а в антициклоне — по часовой В Юж
полушарии направление В в циклонах и
антициклонах противоположны тому что
наблюдается в Северном
Скорость и направление В всегда в боль
шей или меньшей степени колеблются, что
связано с атмосферной турбулентностью
Наблюдается также хорошо выраженное
суточное изменение В Ср распределение
В над земной пов стью тесно связано с
глобальным полем атм давления и представ-
ляет по существу, атмосферную циркуля-
цию В приземном слое хар-ки В измеряются
анемометром или флюгером, для определе
ния направления В применяется также ма
134 ВЕСОВЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
терчатый ветровой конус В свободной ат-
мосфере В измеряется при аэрологическом
зондировании
Для оперативной информации о фактич
погоде в аэропортах направление В при
водится в градусах с округлением до бли
жайшего десятка. Если маги склонение со
ставянет 10° и более, вводится поправка
При положит магн склонении поправка вы-
читается, при отриыат — прибавляется, а
веред обозначением направления В приво-
дится слово «магнитный» При порывис-
том В указывается значение макс порыва
Наиболее существенно В влияет на взлет
и посадку ЛА В зависимости от скорос-
ти В изменяется длина разбега и пробе-
га по ВПП Напр, длина разбега умень-
шается примерно на 25% по сравнению со
штилем при скорости отрыва самолета
240 км/ч и скорости встречного В 25 —
30 км/ч Пробег самолета при попутном В
увеличивается При боковом В затрудняют-
ся взлет и особенно посадка самолетов
Для каждого типа самолетов устанавливает-
ся предельно допустимая скорость боко-
вого В, при к-рой возможны взлет и посад-
ка При выполнении взлета и посадки опасны
большие значения сдвига ветра При поле-
тах в зонах тропосферных струйных течений
при скорости В 150—250 км/ч макс у1лы
сноса для дозвук самолетов могут превы-
шать 10—15°, а отношение скорости В к ско-
рости самолёта достигает 0,2—0,3
Лит Баранов А М, Солонин С В, Авиа
цнонная метеорология 2 изд , Л 1981
ВЕТЧИНКИ Н Владимир Петрович (1888—
1950)—сов ученый в области аэродинами-
ки, прочности авиаконструкций, динамики
полета самолетов и ракет, теории возд
винтов, д-р техн наук (1938), проф (|927),
засл деятель науки и техники РСФСР
(|94б) Окончил Императорское техн уч-
ще (ныне МГТУ) в |915 Ученик Н Е Жу
ковского, первый рус дипломнр авиац ин-
женер Руководил рядом науч подразде-
лений ЦАГИ (19] 8—50), преподавал в
МВТУ, МАИ, ВВИА. Пред техн комитета
Всес планерных состязании в Крыму
(|929—35) Науч деятельность В начал в
1910, застенографировав и подготовив к
печати (совм с Н Г Ченцовым) курс
лекций Жуковского «Теоретич основы воз
духоплавання» (1911 — 12) В работах по вих
ревой теории винта (1913—40) В дал в
общей постановке решение вариац задачи о
наивыгоднейших гребных винтах В — один
нз создателей науч основ динамики полета
самолета, изложенных и развитых в моно-
графиях «Динамика полета» (|927), «Ди
намика самолета» (|933) и в ряде статей
(1918—46) Ряд работ В посвящен расче-
ту самолета на прочность, динамике ракет
н реактивных самолетов, авиац астрономии
Гос пр СССР (1943) Награжден 2 орде
нами Трудового Красного Знамени, орденом
Красной Звезды Именем В назван кра
тер на Луне
Соч Избр труды, т 1—2, М, 1956—эУ
ВЗЛЕТ — разбег самолета до скорости от-
рыва н этап полета до момента достижения
скорости, высоты и конфигурации самолета,
необходимых для начала полета по маршру-
ту Для пасс самолетов Нормы летной
годности гражд самолетов СССР (НЛГС)
устанавливают высоту начала полета по
маршруту не менее 400 м над уровнем
ВПП В самолета осуществляется по воз
можности против ветра Попутный ветер
увеличивает Потребную для В Длину ВПП и
аэродрома Боковая составляющая ветра
затрудняет выполнение В , и для каждого
типа самолета существует ее предельно до
пустимое значение (не более 5 м/с для пасс
самолетов) Выделяют три характерных эта-
па возд участка В ! й этап — набор выс
10,7 м над торцом ВПП с разгоном до
безопасной скорости В , 2-й — набор выс
120 м с разгоном до скорости нач набора
высоты, к-рая не менее чем на 8% превос-
ходит значение безопасной скорости В ,
3-й — набор выс не менее 400 м с разгоном
до безопасной скорости полета в полетной
конфигурации Переход самолета из взлетной
конфигурации в полетную происходит в
неск приемов Уборка шасси начинается
на выс 3 — 5 м над уровнем ВПП Уборка
предкрылков и закрылков для тяжелых са-
молетов допускается только на 3 м этапе
взлета Для маневренных самолетов допус-
кается начинать уборку механизации крыла
на выс 50—60 м Скорость самолета на
всех этапах В должна на 20—30% пре-
вышать скорость сваливания, причем измене-
ние конфи! урации самолета допускается,
если скорость не менее чем на 20% пре
восходит скорость сваливании в измененной
конфигурации Уменьшение скорости в про
цессе В не допускается В осуществляет-
ся с непрерывным увеличением высоты Ми-
ним углы наклона траектории самолета на
разных этапах В зависят от числа установ
ленных на нем двигателей и определяются
НЛГС В целях сокращения взлетной Дис-
танции и повышения безопасности В осу
ществляется прн макс режиме работы
двигателей
Лит Котик М Г, Динамика взлета и посад
ки самолетов, М 1984, Нормы летной годности
гражданских самолетов СССР, 3 изд, (б м ], 1984
А В Климин
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНАЯ ПОЛОСА
(ВПП) -часть аэродрома, входящая в ка
честве рабочей площади в состав летной
полосы (см рис ) ВПП представляет собой
специально подготовл и оборудов полосу
земной пов сти с искусственным (ИВПП)
или грунтовым (ГВПП) покрытием, пред-
назначенную для обеспечения взлета и по-
садки ЛА
Летная полоса 1 — ВПП с искусственным покры-
тием. 2 — грунтовая ВПП, 3 - боковые полосы
безопасности, 4— концевые полосы безопасности,
5 — магистральная рулежная дорожка, 6 - соеди
нительная рулежная дорожка. 7 — вспомогательная
рулежная дорожка
ВПП подразделяются на главные, имею
щие наибольшую длину, и вспомогательные
Осн хар ки В1П1 длина, категория норма-
тивной нагрузки аэродромного покрытия,
ширина, ср уклон пов-сти и превышение
над уровнем моря Длина ВПП является
определяющим элементом при установлении
класса аэродрома Направление н располо-
жение ВПП выбираются с учетом направ
ления господствующих ветров, рельефа мест
ности, расположения препятствий на приаэ-
родромной территории, перспективы раз-
вития застройки ближайших населенных
пунктов и Др факторов Фактич длина
ВПП для конкретного аэродрома зависит от
ieoip и клнматич условии местности и ус-
танавливается с учетом превышения над
уровнем моря и расчетной местной темп-ры,
т е факторов, влияющих на мощность (тя
iy) двигателей и длину разбега Рядом с
ИВПП обычно располагается примыкающая
к ней вплотную вдоль боковой границы за
пасная ГВПП Для обеспечения разворота
ЛА на 180° при наличии одной примы
кающей рулежной Дорожки в конце ВПП
устраиваются уширения, имеющие размеры
(с учетом ширины ИВПП) 80—40 м в за-
висимости от класса аэродрома
Для увеличения пропускной способности
аэропорта н повышения регулярности по-
летов сооружаются вторые параллельные
ВПП При отсутствии возможности парад
дельного расположения вторая ВПП может
располагаться под углом к первой, не пере-
секая ее (непересекающиеся ВПП) илн пе-
ресекать первую ВПП в конце ее или посре-
дине (пересекающиеся ВПП)
Пов Сть ВПП и прилегающих территорий
аэродрома имеет определ ограничения
но уклонам Для обеспечения нормальной
эксплуатации ЛА, а также для стока лив-
невых и талых вод Сопряжения грунтовых
участков с искусств покрытиями должны
быть плавными для обеспечения безопас
ности в случае схода ЛА с покрытий
при разбеге, пробеге или рулении
В С Кияшкр
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИ-
СТИКИ — комплекс летно-технических ха-
рактеристик ЛА, обеспечивающих безопас-
ное (по условиям устойчивости и управ-
ляемости) выполнение взлета и посадки и
определяющих потребные размеры аэродро-
ма Для самолетов осн В-п. х включают
длину разбега, скорость отрыва, взлетную
дистанцию — расстояние по горизонтали,
проходимое самолетом от точки старта до
набора нек-рои нормнров высоты, напр ,
10,7 м по Нормам летной годности гражд
самолетов СССР (НЛГС), посадочную Дис-
танцию — расстояние по горизонтали, прохо-
димое самолетом от начала посадки (с выс
15 м по НЛГС) до полной его останов
ки, посадочную скорость, длину пробега
по ВПП В -п х рассматриваются для нор-
мальных условий взлета н посадки, при
нормнров (по скорости и направлению)
ветре, а также при отказе двигателя кри-
тического (см также Скорость принятия
решения, Сбалансированная длина ВПП)
Требования к В-п х являются важной
составной частью техн требований к ЛА и
обеспечиваются выбором рациональных (за
висящих от его назначения) осн проекти-
ровочных параметров (тяговооруженности,
удельной нагрузки на крыло и др ) и разл
конструктивными мерами — применением
механизации крыла, тормозных парашютов,
реверсирования тягн силовой установки (см
Реверсивное устройство. Реверсирование
винта), тормозов самолета, ускорителей
(в особых случаях)
ВЗМЫВАНИЕ-- см в ст Посадка
ВЗРЫВАТЕЛЬ — информационно логиче-
ское автоматическое устройство для подры-
ва боеприпаса в оптимальный для пора
ження цели момент, а также Для обес
печения его безопасности при хранении,
транспортировке, служебном обращении и
на полете к цели В общем случае вклю-
чает датчики цели (преграды), схему рас-
познавания (наир, цели ни фоне помех)
с малым временем обработки информации
и принятия решения, системы выдачи ко-
манд управления действием боеприпаса и
подрыва, а также системы предохранения
(могут иметь неск ступеней предохранения
н взведения) Прн этом снятие ступеней
предохранения и взведение В происходят
от действия одного или неск физ факторов
(напр, значения перегрузки) или команд
при нормальном движении боеприпаса н на
расстоянии, обеспечивающем безопасность
носителя, пусковой установки н т Д
По расположению на боеприпасе В под
разделяются на головные, донные, боковые,
центральные и комбинированного располо-
жения, по принципу действия — на контакт-
www. vokb-la.spb.ru - Самолёт шВЗРЫрЛТЕЛЬ 135
ные, неконтактные, дистанционные (обеспе-
чивают подрыв боеприпаса в заранее За
данной точке его траектории без взаимо
действия с целью) командные (срабатывают
по команде с земли, носителя) и комби-
нированного действия
Контактные В подрывают боеарнпас при
его соприкосновении с целью (преградой)
По способам и устройствам инициирования
могут быть механич , электромеханнч , пьезо
электрич и др , по конструкции — реак-
ционными (подрывают боеприпас под дейст-
вием сил реакции преграды), ннерцнон
ными (реагируют на силу инерции, возни-
кающую при встрече боеприпаса с целью) и
реакционно инерционными Неконтактные В
срабатывают в результате взаимодействия с
целью без соприкосновения с ней боепри-
паса Подразделяются на активные, реаги
рующие на отраженное от цели собственное
излучение взрывателя полуактивные, при-
нимающие отраженные от цели сигналы
внеш источника, пассивные, воспринимаю-
щие излучаемую целью энергию По виду
используемой неконтактными В энергии
различают радиовзрыватели, оптич , акус-
тнч , магнитные и др Поскольку в процессе
функционирования неконтактные В опреде-
ляют скорость сближения с целью, угол пе
ленга, дальность до цели высоту боеприпаса
над целью и т п параметры то они позво
ляют обеспечить высокую боевую эффектив-
ность боеприпаса путем рационального сог
ласования зоны чувствительности В с зоной
поражения боевой части
В зависимости от назначения различают
В , аредназнач для комплектации арт бое-
припасов, авиабомб, неуправляемых реак
тивных снарядов н управляемых ракет В
совр авиац ракет и арт снарядов, как пра
вило, содержат самоликвидаторы, а В авиа-
бомб, предназнач для бомбометания с ма-
лых высот,— дополнит Огневую цепь, обес
печивающую сюдрыв авиабомбы после ветре
чн с целью (преградой) с замедлением,
обеспечивающим удаление носителя на бе-
зопасное расстояние Масса В в зависимое
ти от типа боеприпаса н решаемых задач
может быть от десятков г до неск кг
Ю И Краснощеков
ВИБРАЦИИ ДВИГАТЕЛЯ (от лат vibra-
tio— колебание)— механич колебания дви
гателя или отдельных его узлов и дета
лей (в узком смысле—механич колебания
его роторов и корпусов) Осн значение
имеют В д с частотой вращения его ро
торов (роторные вибрации), к рые вызывают
ся передающимися на корпуса перем силами
от вращающихся неуравновеш масс роторов
Источниками вибраций с разл частотами
могут быть также азродинамич неурав
новешеиность роторов, пульсации давления
в газовозд тракте и в топливной систе-
ме, зубчатые передачи, подшипники и пр
Повыш вибрации корпусов moi ут приводить
к появлению усталостных разрушений самих
коряусов или крепящихся к ним трубо
проводов и агрегатов, вибрации роторов — к
разрушению подшипников нарушению рабо-
ты лабиринтных уплотнений и пр
В д существенно зависят от частоты
вращения роторов, достигая наибольших
.значений на режимах где частоты вращения
к л ротора совпадают с одной из собств
частот колебаний связанной динамич систе-
мы ротор — корпус двигателя Такне часто
ты вращения наз критическими Для умень-
шения вибрации проводят частотную от-
стройку двигателя от резонансов на наибо
лее напряж режимах путем изменения мас-
совых и жесткостных хар-к системы или вве-
дения упругих опор, а также увеличивают
рассеяние энергии введением гидравлич
или механич демпфирующих элементов в
опоры
Измерение вибрации (внбрографирова
ние) проводится на всех двигателях как
при стендовых испытаниях, так и в эксплуа-
тации, что позволяет при серийном произ ве
выявлять отступления в технологии изго
товления н сборки двигателя, а в эксплуа-
тации — обнаруживать на ранней стадии
появление нек рых дефектов или выдавать
своеврем сигнал о начале разрушения (виб-
роднагностика)
Лит Вибрации в технике Справочник, т 3,
М 1980, Карасев В А Максимов В Г1
Сидоренко М К, Вибрационная диагностика
газотурбинных двигателей, М, 1978, Динамика
авиационных газотурбинных двигателей, М , 1981
Б Ф Шорр
ВИБРАЦИОННОЕ ГОРЁНИЕ — вид неус
тойчивого горения, характеризуемый авто-
колебаниями газа в камере сгорания двига-
теля Причина В г — чувствительность
смесе-, вихреобразовання и горения к коле-
баниям газа в камере Источниками энер-
гии автоколебаний служат тепловая и ки-
нетич энергии топлива и воздуха, посту
паю щи х в камеру Обычно автоколебания
имеют четкую периодичность Частота ВЧ
колебаний близка к одной из собств частот
звук колебаний газа в камере, частота
НЧ колебаний существенно ниже наимень-
шей собств частоты Часто под НЧ ко
лебаниями понимают неск низших форм
собств продольных колебаний газа Авто
колебания возбуждаются, когда колебания
скорости тепловыделения и приращения мас-
сы газа при горении жидкого топлива
совершаются с частотой колебаний давле
ния газа н имеют требуемые фазовые сдвиги
относительно них
В г сопровождается резким увеличением
шума, срывами пламени, разрушением ка-
меры, выходом из строя отд узлов н агре
гатов двигателя Работа камер сгорания
авиадвигателей на режиме В г недопус
тнма Меры по подавлению В г основаны
на увеличении затухания колебаний и умень-
шении интенсивности нх генерации
Лит РауШенбах Б В, Вибрационное горе
ние М , 19Ы
ВИБРОИЗМЕРЕНИЯ — эксперим опреде
ленне фнз величин, характеризующих разл
колебат процессы или дннамич свойства
систем с помощью виброизмерит средств В
[гроизводятся, напр , при лётных испытаниях
ЛА для определения действующих на конст-
рукцию внеш нагрузок, при наземных ре
зонансных испытаниях конструкций для оп
ределения хар к нх собств колебаний, при
испытаниях моделей в азродинамич тру-
бах для определения границы области ус-
тойчивости При этом измеряются силы, мо
менты сил, давление, перемещения, скорос-
ти н ускорения точек конструкции, дефор-
мации и напряжения В зависимости от
принятых матем моделей одномерных, вибро
процессов и характера решаемых задач не-
посредственно могут измеряться мгновенные
и пиковые значения сил, деформаций и т п ,
частоты, амплитуды и фазы отд гармоник
(нх действит и мнимые составляющие),
частотные спектры, средние и среднеквад-
ратичные значения, автокорреляц ф-ции или
автоспектральные плотности
При изучении дннамич свойств многомер-
ных систем (напр , авнац конструкций) из
меренные во многих точках параметры од-
номерных вибраций подвергаются Вторичной
обработке для определения хар-к собетв
колебаний (частот, форм, коэф демпфиро
вания и обобщенных масс), матричных
частотных хар-к (динамич податливостей и
жесткостей) и матричных спектральных хар-к
(взаимных корреляц ф-ций или взаимных
спектральных плотностей)
К техн средствам В относятся вибронз-
мерит преобразователи, внбронзмерит при-
боры и спец измерит виброкомплексы
(ИВК) Внбронзмерит преобразователи,
состоящие из вибродатчиков н виброизме-
рнт усилителей, служат для преобразования
вибраций разл природы в электрич сигна-
лы В состав внбронзмерит преобразователя
могут входить также фильтры, обеспечиваю-
щие формирование выходных сигналов в за
данной полосе частот Осн хар-ками вибро-
измерит преобразователя являются коэф
чувствительности (ф цня преобразования),
допустимые значения амплитудных и фазо-
вых искажений в рабочем диапазоне частот,
масса внбродатчнка В практике внбронс-
пытаннй ЛА наибольшее распространение
получили внбродатчики ускорения (акселе-
рометры), угловых вибраций и деформаций
(на основе тензодатчиков) Применяются
также вибродатчики сил, моментов и давле-
ний Виброизмерит приборы и спец ИВК
служат для регистрации сигналов с виброиз-
мернт преобразователей и их последующей
обработки для определения искомых пара-
метров вибраций или динамич хар-к иссле
дуемых систем При определении парамет-
ров одномерной вибрации широко исполь-
зуются частотомеры, фазометры, велоси
метры, анализаторы гармоник и спектра,
электронные и шлейфовые осциллографы,
перьевые самописцы Параметры многомер-
ной вибрации или сложных систем опре-
деляются с помощью спец ИВК В прак-
тике испытаний ЛА используются спец
ИВК для определения хар-к собств коле-
баний конструкций, передаточных функций
САУ, для вибропрочностных испытаний и
ДР
В состав совр спец ИВК входят прог-
раммируемые усилители и фильтры, быстро-
действующие системы сбора данных, ап-
паратные средства быстрого преобразования
Фурье, ЭВМ. в т ч персональные, с на
бором периферийных устройств для накоп-
ления, хранения и графич представления
данных
Лит Иорнш Ю И, Виброметрня 2 изд,
М , 1963 Приборы и системы для измерения
вибрации, шума и удара Справочник, под ред
В В Клюева ки 1—2, М 1978, Вибрации
в технике Справочник, под ред М Д Генки
на, т 5, М 1981	БА Логунов
виброперегрузка — физ величина, ха-
рактеризующая нагрузку, действующую на
механич систему и физ, тела при коле-
баниях Значение В пв равно значению
виброускорення ав, выраженному в ед ус-
корения свободного падения nK=as/g В ха-
рактеризует, напр , нагрузки при испытаниях
изделий на случайную вибрацию, состояние
элементов конструкций при бафтинге, флат-
тере н др явлениях, возможных при воз-
действии разл рода колебаний на конст
рукцню ЛА (см Аэроупругость )
ВИ БРО ПОГЛОЩАЮЩИЕ ПОКРЫТИЯ в
а в н а с т рое н и и — покрытия, наносимые
на обшивки фюзеляжа ЛА, панелей интерье-
ра н бортового оборудования, стенок трубо-
проводов и кожухов для снижения шума,
излучаемого ими в случае возбуждения резо-
нансных колебаний во время полета В п
обладают большим внутр трением в поли-
мерном вязкоупругом слое и ослабляют
энергию нзгибных колебаний конструкций,
превращая ее в теплоту, рассеиваемую в
окружающее пространство Поэтому В п мо-
гут также успешно применяться для повы-
шения усталостной прочности внбронапряж
тонкостенных элементов авиац. конструкций
В п обычно состоят из двух и более
армирующих слоёв алюм фольги н вязко-
упругих полимерных прослоек Полимерный
слой, приготовленный на основе каучуков
общего назначения, является самоклеющим-
ся и обладает высокой адгезией практи-
чески ко всем металлам и пластмассам с
твердыми сухими пов-стями С помощью
136 ВИБРАЦИИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
этого слоя покрытие и крепится к демпфи-
руемой пов-сти
Осн требование, предъявляемое к авиац
В п,— демпфирование вибраций в широком
диапазоне темп р и частот при мииим мае
се и толщине В fl можно накладывать
на виброиапряженные элементы конструкций
как находящихся в эксплуатации изделий,
так и строящихся вновь
ВИДИМОСТЬ, дальность видимос-
ти,— макс расстояние, с к рого у пов сти
земли видны и опознаются неосвещенные
объекты (ориентиры) днем и освещенные
объекты (световые ориентиры) ночью В за
висимости от направления наблюдения раз
личают горизонтальную, вертикальную и на-
клонную В В зависимости от места наб
людения различают В на земле (В в нача-
ле ВПП, в середине, конце и т д ) и В в поле-
те (В. наземных ориентиров при посадке,
полёте по маршруту) В объекта является
ф-цией от прозрачности атмосферы, яркости
объекта, уровня освещенности или яркости
окружающего фона, угловых размеров объ
екта В в полете определяется также и ус
ловиями наблюдения с ЛА, скоростью его
полета и хар-ками зрения пилота Т к в раз
ное время суток хар-ки освещенности раз-
ные, то различают В днем, в сумерках и
ночью
Прямых методов измерения В нет В ка
честве хар-ки В применяется метеорологи-
ческая дальность видимости
ВИДИМОСТЬ НА ВПП, дальность ви
димости на ВПП,— расстояние, в пре-
делах к-рого пилот ЛА, находящегося на
осевой линии ВПП, может видеть мар
кировочиые знаки на пов-сти ВПП или
огни, ограничивающие ВПП или обозначаю-
щие ее осевую линию
На аэродромах, оборудов светосигналь
ными системами, при огранич видимос-
ти (иапр, 2000 м и менее) В на ВПП
рассчитывается по спец таблицам, а при
большей видимости за В на ВПП при
нимается наблюдаемое значение метеороло-
гической дальности видимости
На аэродромах, не оборудов светосигналь
ными системами, за дальность В на ВПП
принимается при визуальных наблюдениях
днем — видимость дневных ориентиров, в су-
мерках — видимость, определ по световым
или дневным ориентирам (в зависимости
от того, какие дальше видны), ночью —
видимость световых ориентиров, при инстру
ментальных наблюдениях днем и в сумер
ках — измеренное значение видимости,
ночью — измеренное значение видимости, пе-
реведенное по таблице в видимость по
световому ориентиру
В на ВПП измеряют и сообщают пот-
ребителям (взлетающим или заходящим на
посадку ЛА) каждые 30 мин При умень
шеиии Дальности В на ВПП до значения,
определяемого минимумом погодным для
данного аэродрома измерения дальности В
на ВПП и передача данных потребителям
осуществляются каждые 15 мин При даль-
нейшем уменьшении В на ВПП измерения
проводятся Сразу же по поступлении зап-
роса диспетчера
ВИЗИР, визирное устройство (нем
visier, от лат viso— смотрю),— устройство
нз борту ЛА для обзора пространства, об
наружения, опознавания и сопровождения
наземных, надводных и возд объектов и
Целей В зависимости от используемо!о
диапазона длин волн В подразделяются
на оптические, оптико электронные и ра
диолокационные Осн блоки В (см рис ) —
иллюминатор или радиопрозрачный обтека-
тель, входной фокусирующий объектив или
антенна, чувствит приемное устройство,
передающее устройство, система стабилиза-
ции и управления угловым положением ли
нии визирования, вычислители обработки
сигналов и выработки данных, устройство
индикации В может быть использован как
самостоят устройство или в составе авиац
прицела прицельных систем
Обзор пространства обнаружение, сопро
вождение объектов выполняются с помощью
В автоматически или при ручном управ-
лении Опознавание, как правило, осуществ-
ляется летчиком оператором (или штурма
ном) по изображению объекта, выведенному
иа индикатор При сопровождении цели В
определяются относит координаты объек
та — углы визирования, дальность, их произ
водные — угловые скорости, скорости сбли
жения Эти данные используются в прицель
но навигационной системе
Тактико-техн хар-ки В включают зовы
действия по углам и дальности, возможность
работы в разл время суток и в разд
метеоусловиях, мгновенное поле зрения, вре
мя обзора пространства, точность сопровож-
дения объектов, помехозащищенность, мас-
сово габаритные данные Оптич и оптико
электронные (телевизионные, тепловизион
ные, лазерные) В имеют дальности порядка
десятка километров хорошее разрешение.
Основные компоненты визирного устройства 1 —
обтекатель 2 — фокусирующая антенна, 3 — снете
ма управления н стабилизации антенны 4 —
приёмник сигналов, 5 — вычислитель обработки
сигналов 6 — передача видеосигнала на индикатор
летчика (оператора) 7 — вычислитель данных и
управления, 8 — передача данных в бортовою вычи
слительиую систему самолета, Ч— подвод энергии
10 — [енератор И— передатчик
обеспечивающее опознавание цели, но их
хар ки существенно зависят от состояния
атмосферы Радиолокац В имеют значит
диапазон дальностей (вплоть до горизонта),
практически не изменяют хар к при сложных
метеоусловиях, но обладают низкими раз-
решающими способностями, не обеспечиваю
щими опознавание объектов по образу См
также Бортовая радиолокационная станция
А Г Зайцев
ВИЗУАЛИЗАЦИЯ ТЕЧЕНИЙ (отлат visua
lis — зрительный)— прием, позволяющий
наблюдать течение жидкости или газа не
посредственно или с помощью оптич уст
ройства В т используется для уставов
ления качеств хар-к, втч наличия и
формы областей отрыва пограничного слоя,
вихрей и скачков уплотнения, спектра по
тока, состояния потока (ламинарное или
турбулентное, стационарное или нестацио-
нарное) В аэродинамическом эксперименте
Рис I Визуализации об
текания вертолета при
испытаниях в гндроди
намической трубе ЦАГИ
(метод подкрашенных
струек)
для В т применя-
ются методы подкра
шенных струек, трас-
сирующих частиц, ни-
тей («шелковинок»),
капель жидкой плен
ки, каолинового
покрытия поверхно-
стей, парового экра
на (лазерного ножа), а также оптические
методы исследования течений Метод под-
крашенных струек основан на введе-
нии в поток газа струек дыма (в поток
воды — подкраш жидкости с плотностью,
близкой к плотности воды, рис 1) через
насадки, установленные перед моделью, или
через отверстия в модели Метод позволяет
визуализировать линии тока Метод трас-
сирующих частиц заключается во вве-
дении в поток газа небольших шариков (в по-
ток воды — пузырьков водорода, образую-
щихся при ее электролизе), для В т на
пов-сти воды в бассейне или гндроканале
используются алюм пудра, пластмассовые
шарики и т Д Метод позволяет визуализи-
ровать области отрыва и вихри Метод
нитеи («шелковинок», рис 2), при к-ром
нити (пучки нитей) прикрепляют к пов сти
тела или к сетке, установленной в потоке,
позволяет по изменению направления ориен-
тации нитей определить спектр потока, на-
личие области отрыва пограничного слоя и
ее границы (при нестационарном течении
нити колеблются) Метод капель заклю-
чается в нанесении перед опытом на пов-сть
тела спец жидкости в виде капель (точек),
к-рые затем размываются потоком Метод
позволяет не только визуализировать пре-
дельные линии тока, но и получить пред-
ставление о распределения напряжения тре-
ния по повети гела В методе жидкой
пленки визуализирующая жидкость рав-
номерно наносится перед опытом на пов сть
исследуемого тела при отрывном течении
пленка утолщается у линии отрыва погра
ничного слоя и утоньшается у линии при-
соединения потока Использование флюорес-
цирующей жидкости улучшает качество В т
Добавление в жидкость твердых примесей
(сажи, масла) позволяет визуализировать
предельные линии тока Метод каолино
вого покрытия основан на изменении
скорости испарения жидкости при перехо-
де ламинарного течения в турбулентное, на
пов сть модели наносится каолиновое покры-
тие, к рое перед каждым опытом пропи-
тывается жидкостью, изменяющей цвет по-
крытия Используется для
области перехода Для этой же цели мо
жет применяться метод термоиндикаторных
покрытий (см Тепловые измерения} В м е-
тоде парового экрана (лазерного
ножа) свет, сформированный в световую
плоскость, рассеивается примесями, содер
жащимися в потоке газа или искусственно
визуализации
Рис 2. Визуализация об-
текания крыла (метод
«шелковинок»)
www.vokb-la.spb.ru - Само
MMW” 137
вводимыми в него (каплями воды твер
дыми частицами и др ) Световая плос
кость пересекает поток перпендикулярно
вектору скорости или в др выбранном нап
равлениц Вследствие рассеяния света части
нами получается изображение потока к рое
регистрируется фото и пи киноаппаратом
Поскольку концентрация частиц зависит от
структуры потока метод позволяет визуали
зировать скачки Уплотнения области отрыва
и вихри Эффективен при иссзедовании про
странств течений когда оптич методы не
достаточно эффективны Использование па
зеров позволяет улучшить качество В т и
упростить оптич систему формирующую
световую плоскость Путем цифрового ана
низа черно бе пых изображении и использо
вания условных цветов дня линии пост плот
ности почернения удается получить конт
растиые изображения потока В Я Боровой
«ВИККЕРС» [Vickers (Aviation) Ltd] — са
молетостроит фирма Великобритании Обра
зована в 1928 на основе открытого в 1911
авиац отделения кораблестроит фирмы
«Виккерс» как ее дочернее пр тие В том
же году установи па финансовый контроль
над фирмой ъСупермарин» В 1938 перешла
к концерну «Виккерс Армстронг» к рый в
1954 сконцентрировал авиац произ во на
своем дочернем пр тии вошедшем в 1960 в
состав фирмы «Бритиш эркрафт корпорей
шен» (БАК) В годы 1 й мировой войны
выпускала истребители серии F В (рис в
табл VI) в дальнейшем специализировалась
на разработке и произ ве бомбардировщиков
пасс и воен трансп самолетов Ею созданы
бомбардировщики «Вими» (первый полет в
1917 на самолете совершен ряд рекордных
перелетов в т ч в 1919 через Атлантич
ок см рис в табл IX) «Виргиния» (1922)
«Веллингтон» (1936 построено 11461 шнро
ко использовался во второй мировой вой
ие см рис в табл Х1Х) «Вэлиант» с
четырьмя ТРД (1951) турбовинтовые пасс
самолеты «Вайкаунт» (1948 построено 440
Табл — Самолеты фирмы «Виккерс»
Основные данные	Бомбардировщики		Пассажирские	
	«Вими» МкН	«Вэлиант» В Мк 1	«Вайкаунт» 810	« 4ван1 ард» 952
Первый попет год	1918	1951	1957	I960
Число и тип двигателей	2 ПД	4 ТРД	4 ТВД	4 ТВД
Мощность двигателя кВт	268	—	1480	3720
Тяга двигателя кН	—-	44 5	—	—
Длина самолета м	13 27	33	26 11	37 45
Высота самолета м	47	9 45	8 15	10-64
Размах крыла м	20 73	34 85	28 56	35 96
Площадь крыла мг	123	220	89 5	142
Взлетная масса т				
нормальная	5 67	63 5	—	—
максимальная		70	39 89	64 45
Масса пустого самолета т	—	—	18 75	37 42
Число пассажиров	—	—	71	139
Боевая (коммерческая) нагрузка т	I 12	4 54	6 58	16 78
Максимальная дачьность полета км	1770	7240	2555	4100 (100
				пасс )
Максимальная скорость попета				
км/ч	16э	910	575	680
Потолок м	3200	16500	—	
Экипаж чел	2 1	о	2 3	3- 4
см рис в табл XXX) и «Авангард» (1959)
На фирме разработаны реактивные пасс са
молеты VC Ю (рис в гибл ХХХШ) и «Су
пер» VC 10 выпускавшиеся фирмой БАК
Осн данные нек рых самолетов фирмы при
ведены в табл	В В Беляев М А Левин
ВИНИЦКИЙ Всеволод Владимирович (р
1915)-—сов нетчик испытатель мастер
спорта СССР (1962) Окончит Николаев
скую школу мор летчиков им С А Ле
ваневского (1939) Участник Вел Отечеств
войны С 19а0 на исдытат работе Про
водил заводские ис
пытания вертолетов
Ми 1 Ми 4 Исследо
вал фпаттер несуще
го винта вертолетов
По разработанной им
методике впервые в
СССР В выполнил на
Ми 1 посадку с вы
ключенным двигате
лем на режиме ав
торотации первым ос
воил попеты на вер
толете в облаках ио
чью в условиях ес
теств обледенения выполнил первый на
вертолете (Мн 1) дальний перелёт Мос
ква — Петрозаводск — Москва Разработал
коми пеке фигур высшего пилотажа и осу
ществил его на Ми 4 на возд параде
в Тушине (1958) Награжден орденами
Отечеств войны 1 и степ Трудового Крас
ного Знамени медалями
ВИНТОВЕНТИЛЯТОР — см в ст Воздуш-
ный винт
ВИНТОВОЙ САМОЛЁТ — дозвуковой са
молет на к ром в качестве источника тя
г и используется воздушный винт Для при
вода винта применяются порш или газо
турбинные двигатели В с могут быть как
с тянущими так и с толкающими винтами
В связи с возможностью изготовления от
носительно тонких и легких лопастей вин
тов из компознц материалов в 1980 х п
бы пи развернуты эксперим и проектные ра
боты по созданию самолетов использующих
в качестве движителя многолопастные ,вы
соко нагруженные винты — винтовентиля
торы позволяющие получать необходимую
гягу с сохранением высокого кпд при по
пете со скоростью соответствующей Маха
числу полета М„,=0 7—0 8
ВИНТОКРЫЛ — летательный аппарат вер
тик взпета и посадки у к рого подъемная
сила создается комбинир несущей системой
состоящей из одного инн двух несущих вин
тов и крыла Иногда В наз комбинир
вертолетом Необходимая дпя горизонт
полета сила тяги создается воздушным вин
том или реактивным Двигателем
На вертолетах любой схемы горизонт
попет осуществляется благодаря наклону
несущего винта (винтов) относительно гори
зонта Для увепичения скорости требуется
доно iнительно наклонись ось несущего вин
та а это приводит к увеличению лобово
го сопротивления и появлению срыва пото
ка с лопастей несущего винта Чтобы пре
дотвратить срыв потока или сдвинуть его
на большие скорости необходимо разгру
зить несущий винт в горизонт полете и ос
вободить его от ф нни движителя Разгру
зить несущий винт на больших скоростях
полета позволяет небольшое крыло, включа
емое в конструкцию вертолета а освобо
дить его от ф ций движителя — возд винт
или реактивный двигатель Совмещение в
одном ЛА несущего винта неподвижного
крыпа и дополнит движителя и создаёт
В Такой ЛА с одним несущим винтом и
двумя тянущими построен в ЦАГИ И П
Братухиным в 1936
Вертик взлет и посадка В как и вер
толета осуществляются с помощью несу
щих винтов После разгона и набора ско
рости В летит как самолет На макс ско
рости полета 75—90% полетного веса В
воспринимает крыло На режимах взлета и
посадки система управления В аналогична
вертолетной а в режиме поступят полета —
как самолетной так и вертолетной
В нач 50 х гг амер фирма «Макдон
нелл» построила эксперим В XV 1 с одним
реактивным несущим винтом и одним толка
Транспортный винтокрып «Ротодайн* фирмы «Фей
ри» (Великобритания)
ющим винтом В кон 50 х гг англ фир
мой «Фейри» был построен трансп В «Ро
тодаин» (см рис ) с одним реактивным
несущим и двумя тянущими винтами, взлет
ная масса 17,7 т Скорость горизонт поле
та превышала 300 км/ч (несущие винты ра
ботали в режиме авторотации) Серийно
В не выпускались в осн из за малой отно
сит массы поднимаемого груза
В СССР эксперим В Ка 22 (рис в табл
XXV11) был создан в I960 по попереч
иой схеме с двумя несущими винтами,
двумя тянущими возд винтами (при боль
ших скоростях полета иа них передави
лась вся мощность двух турбовальиых
двигателей) на К 22 было установлено
8 мировых рекордов в т ч официально заре
гистрированный для этого класса <ПА миро
вой рекорд скорости 356 км/ч
Лит Бирюлин В И Винтокрыл Ка 22
«Крыпья Родины» 1980 Ns 8 В А Касъяников
ВИНТОКРЫЛЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АП-
ПАРАТ — летательный аппарат у к рога
подъемная сила создается одним или неск
несущими винтами (иногда кроме того кры
лом) а пропульсивная сила — несущими
винтами н спец движителями (воздушными
винтами или реактивными двиытелями) К
В л а относятся автожиры, вертолеты вин
токрылы и преобразуемые аппараты (см
рис ) Гп достоинство В л а — способность
выполнять вертик взлет и посадку прн этом
В л а с приводом мощности иа несущий
винт могут неподвижно висеть в возду-
хе При отказе двигателей В л а как прави
ло могут совершать посадку на режиме ав
торотации
До нач 20 в работы над В л а и самолета
ми шли параллельно Вслед за полетами само
138 «ВИККЕРС»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Винюкрылые летательные аппараты а —автожир,
б — вертолет" в — винтокрыл г — преобразуемый
аппарат
лёта братьев Райт (1903) совершил первый
взлет вертолет (Л и Ж. Бреге и Ш Рише,
1907) В 1923 был создан автожир (X Си
°рва), к рый конструктивно значительно
проще вертолета Опыт, накопленный при
стр ве автожиров, позволил приступить в
30 х гг к созданию работоспособных вер-
толетов
Срыв потока и вредное влияние сжимае
мости на лопастях несущего винта огра
ничивают скорость вертолета, поэтому на
чиная с 50 х гг предпринимаются много
числ попытки создания Вл а новых типов,
обладающих большей скоростью и дальнос
тью полета
Первыми Вл а нового типа были комбн
нир вертолеты-винтокрылы, ие нашедшие
широкого применения из за малой весовой
отдачи Более перспективными оказались
преобразуемые аппараты (конвертопланы)
Созданы эксперим варианты таких машин,
а в 80-х гг начата разработка серийных
образцов Выполнены также проектные про
работки нек рых др типов Вл а (с оста-
навливающимся в полете винтом крылом, с
убирающимся винтом и др j К особому
типу В л а относятся летающие платфор
мы, строившиеся в 50—ЬО х гг
Лит Ружицкий Е И, Безаэродромнан ави
ацин М, 1959	О П Бахов
ВИНТОМОТОРНАЯ УСТАНОВКА (ВМУ)
летательного аппарата — уста новка
создающая тягу, под воздействием к-рой
винтовой ЛА движется в требуемом нап
равлении ВМУ включает двигатель, воз-
душный винт, а также все узлы агрегаты и
системы, необходимые для ее эффективной
и надежной работы
ВИРАЖ (франц virage, от virer — повора-
чиваться)] — фигура пилотажа разворот
ЛА на 360° в горизонт плоскости по тра
ектории с пост или перем радиусом кри
визны (см рис ) Различают В установив-
шийся (с пост скоростью) и неустацовив
шийся Установившийся В с пост креном без
скольжение цаз правильным, правил,
ный В при макс тяге силовой установки —
предельным, В с наименьшим радиусом
разворота и С торможением- форснро
ванным. В с креном до 45°—мел-
ким, с креном более 45°— глубоким
ВИХРЕВАЯ ДОРОЖКА, Кармана до
рожка,— регулярная, расположенная в оп
редел порядке система дискретных завих-
ренных элементов жидкости к рая образу
ется за плоским, плохообтекаемым те
лом, помешенным в однородный поток со
скоростью V на бесконечности При ма
лых Рейнольдса числах Re<Z30 обтекание
такого тела происходит с образованием
стационарной замкнутой срывной зоны в
его кормовой части При увеличении чис
ла Re течение в следе за телом становится
нестационарным, неустойчивым, это приво-
дит к разрушению срывной зоны и отрыву за
вихренных элементов жидкости (вихрей)
поочередно то справа, то слева (см рис )
Вихри увлекаются потоком пб течению, и на
нек-ром расстоянии за телом образуются 2
ряда Вращающихся в противоположных нап
равлениях вихрей, движущихся со скоростью
Расстояние между рядами равно
h в каждом ряду вихри расположены на
расстоянии I один от друюго В реальных
условиях В д образуется при умеренно ма
лых числах Re (30<Re<;300) с расположе
нием вихрей в шахматном порядке
Теоретич анализ В д в рамках модели
идеальной несжимаемой жидкости быт про-
веден Т Карманом (1912) Было показано,
что В д устойчива только для вихрей с рас
положением их в шахматном порядке при
выполнении условия h/l—Q 280b Это усло-
вие устойчивости очень близко к экспе
_____________________________________________________________________________________________________________________________________________________________I_______________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________________
L'J

Формирование и неустойчивость вихревои дорожки
при различных значениях Re а—Re=5i б— Re=87
в Re=J 10
рим данным при обтекании водой кру
говою цилиндра (й//=0,282) и плоской
пластины (Л//=0,30b) В рамках схемы об
текания тела с образованием В д была
получена также ф ла для оценки сопротив-
ления, содержащая две неопредел достоян
ные Результаты расчетов коэф сопротив-
ления по ф ле Кармана с постоянными,
определенными по эксперим хар кам В д ,
хорошо согласуются с данными измерений
круговой цилиндр соответственно 0,91 и 0,90,
пластина—1,6] и 1,44 или 1,56 (в разл
экспериментах) Н Е Конин (1939) пока-
зал, что и при выполнении условия Карма-
на В д все таки неустойчива, ц, следо-
вательно, эго условие характеризует то рас
положение вихрей, к рое обладает наимень-
шей неустойчивостью по сравнению со все-
ми др расположениями вихрей
В А Башкин
ВИХРЕВАЯ ПЕЛЕНА — предельное состоя
ние слоя вихрей, когда его толщина стре-
мится к нулю т о , что циркуляция ско-
рости по контуру элементарной площадки,
ортогональной направлению распростране
ния вихреи стремится к нек-рому пост зна
чению Г Из сказанного следует, что В п
есть пов сть тангенциального разрыва Фи-
Схема процесса возникновения вихревой пелены
1 —треугольное крыло, 2 — присоединенные вихри,
J — линии тока, по к рым движутся свободные
вихри стрелками хказано направление вращения
свободных вихрей в плоскости, перпендикулярной
птоскости вихревой делены (плоскость рисунка)
зически образование В п связано с прояв
[ецием сил вязкости
С понятием В п часто приходится иметь
дело в разл задачах динамики идеальной
жидкости Напр , в крыла теории само кры-
ло конечною размаха заменяется системой
вихрей присоединенных, к-рые обеспечивают
необходимую циркуляцию скорости вокруг
профиля в сечении крыла Поскольку цир-
куляция скорости по размаху крыла меня-
ется, то с каждого элемента размаха кры
ла Az сходит вихрь свободный интенсив-
ности АГ и располагается за крылом вдоль
линии тока (см рис ) В случае непре
рывного изменения циркуляции образуется
непрерывная свободная вихревая пов сть —
В п
ВИХРЕВОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение жидкости
или газа, в цоле к-рого вихрь скорости ю =
=rotV отличен от нуля В таком течении
частицы жидкости (газа) помимо постулат
движения и деформации совершают вращат
движение с мгновенной угловой скоростью
<о/2 При исследовании В т наряду с по
лем скорости V рассматривается вектор-
ное поле завихренности ы Для более
наюядного представления о вращении час-
тиц жидкости вводится понятие вихревой
линии (поверхности) как такой ли-
нии (пов сти), в каждой точке к рой вектор
<о направлен по касательной к ней Вих
рсвую линию можно трактовать как криво-
линейную ось вращения расположенных на
пей частиц жидкости Часть жидкости, ог-
раниченная вихревой пов стью, проходящей
через замкнутый контур, наз вихревой
трубкой, ее интенсивность определяется
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим
,₽»В₽Е
139
как поток вектора и> через поперечное се-
чение о вихревои трубки В предельном
случае (о-»-0, cj—>-оо, a lim оы=Г= const)
приходим к понятию вихревои нити интен-
сивности 1’ Поле завихренности всегда
является соленоидальиым (diva>—0), поэто
му вихревые линии (трубки) нс могут начи-
наться или оканчиваться внутри жидкости
Важной хар-кой поля течения является цир
куляция скорости по замкнутому контуру,
к-рая, согласно теореме Дж Стокса, рав-
на потоку вектора ш через пов-сть, опира
ющуюся иа этот контур Циркуляция ско
рости по замкнутому контору, движущему-
ся вместе с жидкостью, не меняется со вре
менем, если среда баротропна и массо-
вые силы имеют потенциал [теорема У Том
сона (Кельвина), 1869] В частности, отсю
да следует, что если в иек-рыи момент вре-
мени течение является безвихревым тече
наем (Г=0 по любому контуру), то оно и в
последующем в этом объеме будет оста
ваться безвихревым Вихревые линии (пов
сти) обладают свойством сохраняемости,
т е в любой момент времени они состоят
из одних и тех же частиц жидкости, ин
теис'ивноегь вихревой трубки постоянна по
ее длине и не меняется в<> времени (Г Гельм
гольц, 1858)
Поле завихренности по известному по
лю скоростей определяется путем дифферен-
цирования (u>=rotV) Можно решить и
обратную задачу по известному полю завих-
ренности рассчитать поле скоростей Если
жидкость на бесконечности покоится, а век-
тор завихренности о> равен нулю вне нек
рого огранич объема т, по границе к рого
нормальная составляющая са непрерывна,
то решение этой задачи имеет вид
1 Г (О	If бт
V —гоП —с1т = -—\ |<вг]——,
4л JTr 4л Jt гз
где г — радиус-вектор, проведенный из точ-
ки (*', у', г') поля завихренности в точку
(х, у, z), где вычисляется вектор скорости
В частном случае вихревой нити из этой
ф-лы получается Био — Савара формула
В общем случае, Когда завихренность неп
рсрывно распределена по всему объему, за-
нятому движущейся Жидкостью, для иссле-
дования В т используются Эйлера уравне-
ния И1 к-рых получаются ур-ния, описы
вающие изменение ш для фиксир частицы
жидкости Для несжимаемой жидкости при
наличии потенциала массовых сил получа
ется ур ние (Гельмгольц, 1858) dcu/d/ —
= (coV)V, т е скорость изменения ш опре-
деляется быстротой изменения вектора V
по направлению <о и связана с деформа-
цией вихревых линий Отсюда следует, что
в плоскопараллельном течении вектор ы,
Перпендикулярный плоскости течения, сохра
няется постоянным для каждой частицы
жидкосы! В огличие от бещихреаого тече-
ния функция тока ф описывается при этом
нелинейным ур нием Х72ф = —<*>(ф), где
ф-ция ш(ф) находится из граничных условий
Упомянутые выше свойства сохранения
справедливы и для В т идеального ежи
маемого iaia, если он баротропен (плот
ность зависит только от давления) Из тео-
ремы Томсона следует, что в рассматрива-
емых течениях идеальной жидкости (газа)
завихреииоегь возникать не может, а толь-
ко переносится вместе с жидкостью Обра
зование зааихренности обычно связано с Дей
ствием сил треиия на границе обтекаемо
го тела, к к-рой жидкость прилипает В
сверхзвуковых течениях газа Криволиней
ные скачки уплотнения также приводят к
образованию завихренности
Лит Коч ин Н Е, Кибель И А Розе Н В
Теоретическая гидромеханика 6 изд , ч 1 М . 1963,
Лойдяиский .1 Г Механика жидкости и
газа, 6 изд, М 1987, Truesdell С The kine
matics oi voriicriv Bloomington, 1954
В H Голубкин
ВИХРЕЙ ГЕНЕРАТОРЫ — устройства из
обтекаемой пов сти ЛА для затягивания или
предотвращения отрыва турбулентного пог-
раничного слоя (ПС) без затрат энергии
(см Отрыв пограничного слоя) В г ин
геисифицируют обмен кол-вом движения
между внеш и внугр областями ПС. вслед
ствие чего профиль скорости вблизи стен-
ки становится более наполненным и ПС
оказывается способным преодолеть более
сильный положит градиент давления
Известны разл конфигурации В г. (см
рис ) ряды плоских пластинок, устанав-
ливаемых перпендикулярно к пов-сти под
нек рым углом к направлению потока (а, б),
ряды клиньев (е). куполов (г), «плугов»
(d) и др В. г обычно располагаются в пре
дотрывной области ПС, их высота несколько
превышает толщину ПС, иногда исподьзу
ются 2 ряда В г Продольные вихри, схо
Генераторы вихрей
дящие с В г , при распространении вниз
по потоку способствуют передаче кииетич
энергии замедл потоку у пов сти В ряде
случаев наиболее эффективны В г , созда
ющие систему продольных вихрей проти
воположного вращения
Установка В i на крыльях приводит к
увеличению макс значения коэф подъем
ной силы, расширению диапазона линей-
ной зависимости коэф подъемной силы от
угла атаки, уменьшению сопротивления аэро-
динамического при больших значениях коэф
подъемной силы, хотя на крейсерском режи
ме сопротивление несколько возрастает Ус-
тановка В I в диффузорообразных кана
лах с от рывным течением приводит к умеиь
шеиию потерь полного давления и степени
неравномерности потока в выходном сечении
Использование оптим системы В г позволя
ет существенно уменьшить длину диффузо
ра по сравнению с обычным диффузором
(см также Ст Турбулизатор}
Лит ГадецкийВ М.СеребрийскийЯ М,
Фомин В М, Исследование влияния генерато
ров вихрей на отрыв турбулентного пограничного
слоя. «Ученые записки ЦАГИ», 1972, т 3 Лё 4
Чжен П, Управление отрывом потока пер с
аны М, 1979	А С Гиневский
ВИХРЬ ПРИСОЕДИНЕННЫЙ - вихрь, по-
ложение к-рого фиксировано относительно
обтекаемого тела При теоретич расчетах
подъемной силы и аэродинамич сопротив-
ления крыла, тяги возд винта и сопротив-
ления его вращению крыло (лопасть винта)
заменяется одним В и (схема несущей ни
ти, ем Крыла теория} либо непрерывным
присосд вихревым слоем или совокупностью
дискретных В п (схема несущей поверх-
ности}
Для случая стационарного обтекания тел
посредством В н моделируется разрыв
скоростей, возникающий на пов-сти тела
между внеш и внутр областями, а у тон
кой несущей пов-сти — между верх и ниж
сторонами В в вызывают местные аэро-
динамич нагрузки на пов сти тела, при-
чем как при установившемся, так и при не-
установившемся обтекании перепад давле-
ний пропорционален интенсивности слоя
В п и определяется по теореме Н Е Жу-
ковского «в малом» Чтобы выполнялись
все ур ния гидродинамики и поле скорос-
тей было потенциальным, В п вместе с
вихрями свободными должны образовывать
замкнутые системы
Понятие «В п » было введено Жуков-
ским в 1904 При разработке теории греб
кого винта оно позволило ему вскрыть ме
ханизм образования тяги винта, вращаю-
щегося в идеальной Среде, и использовать
для расчётов его хар-к математич аппа-
рат, хорошо развитый для анализа течений
идеальной жидкости
ВИХРЬ СВОБОДНЫЙ — вихрь, положение
к-рого в потоке жидкости или газа опре-
деляется полем скоростей Различают В с
стационарной природы, оси к рых совпада-
ют в каждой точке с направлением пото-
ка (продольные В с) и В с нестаци-
онарной природы, оси к-рых не совпадают с
направлением потока в данной точке (по-
перечные В с) Последние перемещают
ся с местной скоростью частиц Среды (см
Вихревое течение) В отличие от вихрей
присоединенных на В с Не действуют аэ-
родинамич силы
Появление В с за несущими поверхнос-
тями связано е возникновением и измене-
нием во времени аэродинамич нагрузок на
эти пов-сти Вблизи, напр , крыла В с.
представляют собой пов-сти разрыва ско-
ростей, к рые во шикают при подходе час-
тиц среды к кромкам или стыкам пов стей
с разных частей крыла При отрывном об-
текании (см Отрывное течение) они Пред
ставляют собой границы областей, занятых
срывом потока Затем зти пов-сти теряют
устойчивость, распадаются и превращаются
в объемные вихревые структуры В теоре
тич схемах интенсивности и положения
В с за крылом увязываются с присоеди-
ненными вихрями, моделирующими несущую
пов сть В силу теорем гидродинамики
интенсивность вихревых нитей в идеальной
Среде должна сохраняться Поэтому в ста-
ционарном случае присоединённые вихри
крыла замыкаются свободными, сходящими
с задних и боковых кромок При отрыв-
ном обтекании В с сходят не только с зад-
Рис 1 Визуализация носовых свободных вихрей
тонкого треугольного крыла в гидроканале
Рнс, 2, Развитие нестационарного свободного Вихря
(начального вихря Прандтля), образующегося за
Пл а е тиной в начале движения l',i— скорость иа
бегающего потока Расчет на ЭВМ
140 ВИХРЕЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 3. Нестационарные свободные вихри при
отрывном обтекании пластины, |/в—скорость набе
тающего потока Расчет на ЭВМ
Рнс 4. Нестационарные свободные вихри при
обтекании профиля с отрывом пограничного слоя,
Г'п—скорость набегающего потока Расче! на ЭВМ
ней и боковых кромок крыла, но и в тех
местах, 1де начинается отрыв потока Об-
текание острых передних кромок и изломов
пов-сти потоком несжимаемой жидкости
сопровождается сходом вихревых пелен,
иначе здесь при повороте потока его ско-
рость становилась бы бесконечной На рис
1 приведены полученные при визуализации
течений В с , сходящие с носовой части
треугольного крыла (эксперимент в гидро-
каиале, см также рис 3, б к ст Крыла
теория) Оси всех В с на указанных рис
направлены вдоль местных скоростей пото-
ка
При неустаиовнвшемся движении (разгон,
колебания крыла и т д) изменение цирку
линии присоединенных вихрей сопровожда
ется Сходом и уносом свободных, парал-
лельных первым, что является следствием
теоремы гидродинамики о сохранении цир-
куляции скорости по замкнутому контуру в
жидкости в любой момент времени На рис
2 показана схема образования системы В с
при разгоне пластины — сворачивание целе-
ны в вихревую спираль (нач вихрь) за
профилем Нестационарные В с образуют-
ся, напр, при поперечном обтекании плас
тины (рис 3), когда места их схода фик
сированы (верх и ниж кромки) В с схо
дят по касательной к пластине, движутся
вместе со средой и на нач участке об-
разуют гладкую вихревую пелену, к-рая
далее теряет устойчивость, распадается и
вновь концентрируется в вихревые ком-
ки, напоминающие протуберанцы, рас-полож
в шахматном порядке (см ст Вихревая до
рожка и рис к ней)
Нестационарные В с возникают и при
отрыве пограничного слоя от гладкой пов
сти тела, что проявляется в следе аэроди-
намическом. за круговыми или эллиптич ци-
линдрами, за шаром, а также за крылом
При больших углах атаки На рис 4 изоб-
ражен вихревой след за профилем црн бо
льшом угле атаки Он состоит из В с , схо
дящих с профиля как с его задней кром-
ки. так и в точке R отрыва погранич
ного слоя
Лит см при ст Крыла теория
С М Белоцерковский
ВИХРЯ РАЗРУШЕНИЕ — наблюдается в
вихревых течениях, обусловленных срывом
потока с передней кромки тонких крыльев
при больших углах атаки (см рис ), а так
же в закрученных потоках в соплах, диф
фузорах и камерах Сгорания В р про-
исходит внезапно при иек-рых значениях
определяющих параметров — градиента
давления вдоль оси вихря и интенсивности
закрутки иа внеш границе вихря При об-
текании крыльев В р приводит к резко-
му уменьшению подъемной силы с ростом
Табл ] — Поршневые двигатели конструкции В Я Климова
Марка днш ателя	Мощность, кВт	Начало серийного Производства год	Применение (летательные аппараты)
М 100	551	1935	СБ 2. «Сталь-7»
М-100А	625	1936	СБ 2
М 103	706	1937	СБ 2бнс, МБР 7, «Сталь-7»
М ЮЗА	735	1937	СБ-2бис
ВК-Ю5, ВК-ЮБР	809	1940	Як 1, Як 4, Як 7, ЛаГГ-3. Пе-2, Ер-2,
			Ар 2
ВК 105ПФ	890	1942	Як 3 Як 7, Як 9, Пе-2
ВК-Ю7А	1210	1943	Як-3, Як-9 Пе-2
ВК 108	1360	—	Як 3
Разрушение вихрей в воне (две по тоски краски
располагаются вдоль осей интенсивных вихрен
сходящих с кромок треугольного Крыла) 1 — крыло.
2 — подкрученная жидкость в набегающем потоке.
3 — вихрь. 4 — точка разрушения вихри, 5 — об
засть возвратното течения
угла атаки, что связано с прекращением
подсасывающего действия вихрей, созда-
ющих разрежение на верх стороне пов-сти
крыла Теоретич исследования ведутся в
рамках моделей идеальной жидкости и на
основании числ решения полных Навье—-
Стокса уравнений Явление В р чрезвычай
но чувствительно к внеш возмущениям, по-
этому проведение измерении с помощью
датчиков вблизи места разрушения может
полностью изменить характер течения В эк-
спериментах по изучению В р используют
лазерно доплеровские измерители скорости,
что позволяет обойти эти трудности
ВК — марка авиац двигателей, созданных
под рук. В Я Климова Двигатели, соз-
Табл 2 — Газотурбинные двигатели Леиинградското НПО им В Я Климова
Основные данные	РД 45	ВК 1	ГТД 350	ТВ2 117	ТВЗ-117	РД 33	ТВ7 117
Начало серийното производства, год	1947	1949	1964	1965	1972	1981	199]
Тип двигателя	ТРД	ТРД	Турбовальный	Турбовальный	Турбовальный	ТРДДФ	ТВД
Тяга кН	22,3	26.5	—	—		8] 4	—
Мощность, кВт Удельный расход топлива на взлётном режиме,	—	—	294	1100	1640		1840
кг/ (Н ч)	0.108	0,(09	—	—		0,209	—
г/(кВт-ч) на крейсерском режиме,	—	—	503	360	299	-	<283
кг/(Н-ч)	—	—	—	—	—	0,098*	
г/(кВт -ч)	—	—	—	—	—	—	245**
Масса кг Габариты, м	808	872	135	338	285	1050	520
длина	2,46	2,64	1,35	2,842	2,055	4,3	2,14
Ширина	—	—	0,522	0 .55	0.65	2	0,94
высота	—	—	0,68	0.748	0,728	1,1	0,886
диаметр	1,255	1,273	—	—	—	—	—
Расход воздуха, кг/с	40	48 2	2,2	8 4	9	75 5	7,95
Степень повышения давления	4	4.2	6	6.2	9	6.9	16
Степень двухконтурности	—	—	—	—	—	0,49	—
Температура газа перед турбиной. К	(140	1170	1200	1090	1190	1680	1515
Применение (летательные аппараты)	МиГ-15УТИ МиГ-15	Ми Г-15 МиГ 17, Ил-28, Ту-14	Ми 2	Ми-8	Кв-32, Ми-1 7	МиГ 29	Ил 114
* Высота полёта Н= 11 000 м, Маха число полёта Моо=0,8 ” #=6000 м, скорость полёта К=500 км/ч
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамиВК 141
данные под рук его преемников (С П Изо
това и др ) в Ленинградском научно-про-
изводственном объединении и м В Я К Л и
м о в а, имеют др марки Осн данные нек-
рых двигателей приведены в табл ) и 2
ОК.Б под рук Климова было организо
вано в авг 1935 в Рыбинске на авиамо-
торном з-де № 26 Образованию ОКБ пред
шествовала поездка комиссий в к-рую вхо-
дил Климов, во Францию осенью 1933 с
целью приобретения лицензии на произ-во
ПД фирмы «Испано Сюиза» модели 12 Вы
сотный четырехтактный (2 цилиндровый
V образный двигатель жидкостного охлаж
дения предназначался Для нового скорост-
ного бомбардировщика СБ и в кон 1935
был запущен в серийное произ во под обоз
начеиием М-ЮО За 4 мес его мощность бы
ла доведена до уровня, соответствующего
франц аналогу Эта модификация получи
(с турбокомпрессором ГК 3) имел мощность
1840 кВт, серийно не строился
В 1940 создан новый ПД М 105 к-рый
значительно отличался от М.-ЮЗ имел боль
ший рабочий объем, у Велич степень сжа-
тия двухскоростиой центробежный нагне-
татель два выпускных клапана на цилиндр
Двигатель выпускался в модификациях
М 105Р, М-Ю5РА, М-105П, М-105ПА У
двух последних двщателей, к рые предназ
начались для истребителей, в развале ци
линдров устанавливалась пушка, стреляю
щая через полый выходной ва i редуктора
ПД с жидкостным охлаждением имеют
меньшие [абариты по сравнению с ПД возд
охлаждения, что позволяет получить луч-
шие летные хар ки самолета Поэтому, не-
смотря на меньшую живучесть, они ши-
роко применялись на боевых самолетах
Двига1ель М. 105 и его модификации ус
танавливались на истребителях Як-1, Як-7,
ЛаГГ-А, бомбардировщиках Ер-2 Ар 2, Пе 2,
Як-4 и нек рых др самолетах
В нач Вел Отечеств войны ОКБ и з-д
были эвакуированы в Уфу Быстро был
налажен выпуск двигателей для фрон-
та и начата разработка новых модифика
ции Были созданы форсиров ПД М 105РФ
и М-105ПФ, к рые устанавливались на ист-
ребителях Як 7 Як 9, Як-3, бомбардиров-
щике Пе 2 и др В 1942 двигатели, разра
батываемые под рук Климова, получили
обозначение «ВК* В 1943 создан ВК 107,
к-рый имел очень высокую по тому време
ни теплонапряженность что вызвало мно-
го проблем по его доводке 21 дек 1944 на
самолете Як 3 с ВК 108 мощностью 1360
кВт была достигнута скорость 745 км/ч на
выс 6000 м — наибольшая для сов само
летев с ПД Доводка этого двигателя бы-
ла закончена в конце войны, поэтому в се-
рию он не пошел Всего за время Вел Оте
честв войны построено более 55 тыс само-
летов с двигателями В К Дальнейшая ра
бота коллектива связана с созданием реак-
тивных двигателей Однако еще в 1943 для
силовой установки самолетов И-250 (см
МиГ} и Су-5 был создан двигатель ВК Ю7Р,
к рый представлял собой ВК-Ю7А с отбором
мощности с помощью дополнит приводно-
го вала на компрессорный воздушно ре
активный двигатель (ВРДк), установл в
хвостовой части самолета ВРДК был раз
работай под рук КВ Холщевникова Си-
ловая установка имела воздухозаборник в
носовой части фюзеляжа, возд туннель под
полом кабины лётчика, за кабиной уста-
новлен ВРДК с осевым компрессором, ка-
мерой сгорания и регулируемым реактив
ным соплом Взлет и полет самолёта осу-
ществлялись при неработающем ВРДК, он
мог кратковременно (до 3 мин) включаться
для увеличения скорости полета (прирост
скорости составлял 90—100 км/ч)
В нач 1946 был запущен в серийное про-
из во ТРД РД-10 (взлетная тяга 8,83 кН),
созданный на основе трофейного герм дви-
Рис 3 Сиювая установка вер
толета Ми 2 с двигателями
ГТД 350 и главным редукто
ром ВР2
Рис 2 Двигатель ГТД 350
Его летные испытания
Мясищева М I20TK
След модифи
еще
ла обозначение М-100А Двигатели М.-100
и М 100А устанавливались также на ско-
ростном самолете «.Сталь 7», тяжелом бом-
бардировщике АНТ 42 (в качестве пятого
двигателя для наддува двигателей ЛЛ1-34),
на иек рых др самолетах
кация — М 103 Двигатель отличался
большей мощностью, имел трехлопастный
возд винт изменяемого шага ВИШ 22, а
также туннельный радиатор (на М-100 и
М-100А было лобовое расположение ради
аторов, что увеличивало габариты и аэро
динамич сопротивление мотогондолы)
В 1938 на базе М 103 началось созда
ние V образного двигателя М 120 с третьим
дополнит блоком цилиндров для дальних
бомбардировщиков
состоялись в 1942 на самолете ДВБ 102
конструкции В М
142 ВК
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 4 Двигатель ГВ2 117А
двигателями
ред\кто-
Рис 5 Силовая установка вер-
толета Ми 8
TB2-I17A и главным
ром ВР-8А
гателя ЮМО 004В1 Двигатель устанавли
вален на одном из первых сов реактив-
ных истребителей Як 15, а также на Як-17,
Як 19, Ла 150, Ла 152, Ла-154, Ла 156,
Ла-160, Су-9
В 1946 Климов возглавил ОКБ-117 в Ле-
нинграде (позже Ленингр НПО им В Я-
Климова), а в 1947 — 56 одновременно руко-
водил ОКБ-45 в Москве (ныне Машиностро-
ительное конструкторское бюро «Гранит»).
С кон 1946 началось освоение произ ва
двигателей «Дервент» и «Нин» фирмы
«Ролле Ройс», к рые через короткое время
пошли в серию под обозначениями РД-500
(тяга 15,6 кН, устанавливался на самоле-
тах Як-19, Ла 168, выпускался в Москве)
и РД-45 соответственно Одновременно ве-
лись работы по созданию на базе РД-45
более мощного двигателя ВК-1 (рис 1)
В 1949 двигатель прошел гос испыта-
ния ВК 1 стал первым в СССР крупносе-
рийным турбореактивным двигателем
По конструкции РД-45 и ВК 1 — одно-
вальные ТРД с одноступенчатым центро-
бежным двухсторонним компрессором, де-
вятью индивидуальными трубчатыми камера-
ми сгорания и одноступенчатой турбиной.
РД-45 устанавливались на серийных само-
летах Ми Г-15, МиГ-]5УТИ, на опытных са-
молетах Ла 168, Ту 12, Ла-176 и др , ВК-1 —
на серийных самолетах МиГ-15бис, МиГ ] 7,
Ил-28, Ту-14, на опытных самолетах Ла 176,
Як 50, Ла-200, Ла-200Б, Ту-82 В 1951 впер
вые в стране была разработана и запущена
в серийное произ-во модификация двигате-
ля (ВК-1Ф) с дожиганием топлива в форсаж
ной камере (тяга на форсажном режиме
33,1 кН) ВК 1Ф устанавливался на само-
лете МиГ 17ПФ Двигатель ВК-1 серийно
выпускался до 1958 в СССР, Польше. Че
хословакии, КНР. всего было изготовлено
ок 20 тыс двигателей
В 1947 началась разработка первого оте
честв ТВД В К-2 для самолетов С В Иль-
юшина и А Н Туполева В 1950 Двига-
тель прошел гос испытания, но в серии не
строился Для ОКБ ВК-2 был первым ГТД с
осевым компрессором Он имел девять ин-
дивидуальных трубчатых камер сгорания,
двухступенчатую турбину
взлетном режиме 3550 кВт, уд расход топ-
лива 435 г/(кВт-ч), масса 1400 кг
Мощность на
В 1952 ОКБ начинает разрабатывать
первый отечеств ТРДДФ ВК 3 для истре-
бителя-перехватчика А И Микояна Дви-
гатель испытывался на стенде и в полете
на опытном истребителе В ходе летных
испытаний в 1956 были достигнуты скорость
1960 км/ч и потолок 18 000 м По конструк-
ции ВК 3 — одновальный ТРДДФ с 10-сту-
пенчатым осевым компрессором (перепуск
воздуха за турбину осуществлялся из-за
второй ступени компрессора по 12 трубам),
кольцевой камерон сгорания, трехступенча-
той турбиной, ршулируемым створчатым
смесителем, форсажной камерой и регулиру
емым сверхзвук соплом Компрессор двига-
теля имел двухпозиционный регулируемый
входной направляющий аппарат, Две пер-
вые сверхзвук ступени из титанового спла
ва. регулируемый направляющий аппарат
восьмой ступени Тяга двигателя на макс
форсир режиме 82,8 кН,
, уД расход топ
лива на крейсерском режиме 0,0754 кг/(Н- ч),
масса 1850 кг Серийно двигатель не стро-
ился
В 1959 начинается проектирование мало-
размерного ГТД со свободной ту рбиной ГТД
350 (рис 2) для вертолета Ми-2, в силовую
установку к-рого входят два двигателя
ГТД-350 и г л редуктор В Р-2 (рис 3) Дви
гатель состоит из осецентробежного комп
рессора (семь ступеней осевых, одна центро-
бежная), одноступенчатой турбины компрес
сора, двухступенчатой свободной турбины,
промежуточного редуктора При создании
ГТД 350 применены методы поузловой до-
водки с использованием эксперим установок,
разработаны методики расчета и проектн
рования малоразмерных лопаточных аппа-
ратов. а также конструктивные меропри
ятия по демпфированию гибких высокообо
ГТД-350
передай
ротных роторов В 1963 двигатель
прошел гос испытания и в 1964
вместе с редуктором ВР 2 в серийное произ-
во
В 1959—64 в ОКБ велись работы по соз-
данию ГТД со свободной турбиной ТВ2-Н7
(рис 4) и редуктора ВР-8 (рис 5) для си-
ловой установки вертолета Ми 8 ТВ2 117
имеет девятистуленчатый осевой компрес-
сор с регулируемыми входным направляю-
щим аппаратом и направляющими аппа
ратами трех ступеней, кольцевую камеру сго-
рания, двухступенчатую турбину компрес-
сора и двухступенчатую свободную турбину,
В двигателе впервые в отечеств практике
применены опущенные замки турбинных ло-
паток для улучшения охлаждения и сни-
жения напряжении в дисках, полки тур-
бинных лопаток с лабиринтами для уве
личения кпд и снижения переменных напря-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками??^
женин в лопатках (демпфирование) В кон
струкции ТВ2-117 применен жесткий цель-
ноточенный ротор компрессора из титано
вого сплава На двигателях ТВ2 117,
ГТД 350 и всех последующих турбовальных
двигателях ОКБ применена система защиты
свободной турбины от раскрутки В 1964
ТВ2 117 прошел юс испытания С 1976 вы-
пускается модификация ТВ2-117А
В 1965 ОКБ начинает разрабатывать дви-
гатель ТВЗ 117 и гл редукторы к силовым
установкам для вертолетов Ми 17, Ка 32
и др Двигатель ТВЗ 117 (рис 6) имеет осе-
вой двенадцатиступенчатый компрессор с ре-
гулируемыми входным направляющим аппа
ратом и направляющими аппаратами четы-
рех ступеней, кольцевую камеру сгорания,
двухступенчатую турбину компрессора и
двухступенчатую свободную турбину Впер
вые в отечеств практике применены тита-
новый ротор компрессора, сваренный из
отд дисков электронно лучевой сваркой,
рабочие и направляющие лопатки компрес
сора из титанового сплава, полученные
методом холодной вальцовки, малогабарит-
ные контактные графитовые уплотнения мае
ляных полостей, установлено пылезащитное
устройство В системе регулирования дви
гателя использованы электронные блоки
В 1972 двигатель прошел гос испытания
ТВЗ-117 является одним из лучших в мире
по экономичности в своем классе, что дос-
тигнуто благодаря высоким кпд агрегатов
(кпд компрессора 86%, турбины компрес-
сора 91%, свободной турбины 94%) Дви
гатель выпускается большими сериями во
мн модификациях (ТВЗ-117М, ТВЗ-117КМ,
ТВЗ-117МТ, TB3H7B, ТВЗ-117ВМ, ТВЗ-
117ВМА, ТВЗ 117ВК)
С нач 70 х гг велась разработка двух-
вального ТРДДФ РД-33 для двухдвигатель-
ной силовой установки истребителя МиГ 29
с общей выносной коробкой самолетных аг
регатов, с индивидуальным для каждою
двигателя сверхзвук регулируемым возду-
хозаборником В 1984 двигатель предъяв
лен на гос испытания, затем поступил в
серийное произ во РД-33 состоит из четы-
рехступенчатого осевого компрессора низ
кого давления — вентилятора девятисту-
пеичатого осевого компрессора высокого
давления с поворотными входным и первыми
двумя направляющими аппаратами, коль-
цевой прямоточной камеры сгорания двух
одноступенчатых охлаждаемых турбин —
высокого и низкого давления, общей для
обоих контуров форсажной камеры со ста
билизацией пламени на кольцевом и ради-
альном стабилизаторах В сверхзвук реак-
тивном сопле регулируются критич н выход-
ное сечения Обеспечивается управление
гидромеханич агрегатами на режимах огра-
ничения параметров двигателя, при розжи-
ге форсажа и при помпаже Программа
регулирования с температурной раскруткой
по темп ре воздуха на входе позволяет
на дозвук скоростях полета обеспечивать
требуемые тяги при умеренных темп-pax га-
за перед турбиной, что повышает надеж
ность работы двигателя По мере повыше-
ния темп-ры воздуха иа входе происходит
интенсивный рост тяги благодаря раскрутке
роторов, что важно при маневрах самоле-
та Время приемистости двигателя цри пере
ходе с малого газа на макс режим 3 —4 с,
с максимального на полный форсиров режим
2—3 с, с малого газа на полный форси
ров режим 4—5 с
РД 33 оборудован системами защиты и
раннего обнаружения неисправностей, в т ч
следующими ограничения макс частоты вра
щения роторов компрессоров и макс темп ры
газа за турбиной низкого давления, проти-
вообледенительной, предупреждения и лик-
видации помпажа, контроля и диагностиро
144 ВЛАДЕЛЕЦ
вания работы двигателя Предусмотрена
возможность осмотра эндоскопом и про
верки токовихревым методом состояния ря-
да деталей газовозд тракта в процессе эк-
сплуатации Двигатель отличают высокие
параметры термодинамич цикла, газолина
мич устойчивость, плавное, бесступенчатое
изменение тяги, высокие эксплуатац надеж-
ность и контролепригодность Модульная
конструкция РД-33 позволяет обеспечить
восстановление двигателей в условиях экс-
плуатации путем крупноблочной переборки
(замена поврежденных лопаток вентилятора,
компрессора, турбины, др деталей и мо-
дулей в целом), что сокращает оборотный
фонд двигателей, уменьшает затраты при ре-
монте, а также дозволяет проводить тща
тельное диагностирование практически всех
узлов, локальный ремонт и устранение пов-
реждений По важнейшим показателям, ха
рактеризуюгцим эффективность исподьзова
ния двигателя на истребителе (темп на
растания тяги по числу М полета, уд масса
и т Д ), РД-33 стоит в ряду лучших в сво-
ем классе
С 1985 ОКБ разрабатывает ТВД нового
поколения ТВ7-117 для пасс самолета мест-
ных возд линий Ил-114 ТВ7 117 имеет встро
енный в него редуктор возд винта, шести-
ступенчатый осецентробежный компрессор
(пять осевых ступеней и одна центробеж-
ная), противоточную кольцевую камеру сго-
рания, охлаждаемую двухступенчатую тур-
бину компрессора с монокристаллич лопат-
ками рабочих колес, двухступенчатую сило-
вую турбину Все осн узлы двигателя име-
ют достаточно высокие значения кпд На
ТВ7-117 применена двухканальная электрон-
ная система регулирования с полной ответ-
ственностью (питание от автономного гене
ратора) Завершение полета может обес
печиваться также гидромеханич ручным уп-
равлением
Взлетная мощность двигателя поддержи-
вается до темп ры окружающею воздуха
30°С и давления 730 мм рт ст Двигатель
отличают низкий уд расход топлива на крей-
серском режиме и высокая надежность Ре-
сурс до первого капитального ремонта 6 тыс
ч, назначенный —20 тыс ч Развитая систе
ма контроля работы и раннего обнаружения
дефектов дает возможность эксплуатиро-
вать двигатель по состоянию
Лит развитие авиационном на\ки и техники в
СССР, М 1980 Б П Тучин А С Чернявский
ВЛАДЕЛЕЦ ВОЗДУШНОГО СУДНА — см
Эксплуатант воздушного судна
ВЛАЖНОСТЬ ВОЗДУХА — содержание в
воздухе водяного пара В в — одна из наи-
более существ хар к погоды и климата
Характеризуется рядом величин абсолют-
ной В в — отношением массы водяного
пара к объему воздуха (г/м3), упругостью,
или парциальным давлением водяного пара
(гПа), относительной В в — отношени-
ем фактич плотности водяного пара, содер
жащегося в воздухе, к максимально возмож
ной при данной темп ре (%), точкой ро-
сы— темп-рой, до к-рой необходимо охла-
дить воздух при данных В в и давлении, что
бы наступило состояние насыщения его во-
дяным паром, дефицитом точки ро-
сы — разностью между темп рой воздуха и
точкой росы В в учитывается, напр, ори
прогнозировании состояния ВПП при около-
нулевых темп-pax воздуха, обледенения,
облачности, гроз
ВНЕСТАПЕЛЬНАЯ СБОРКА — сборка ЛА
или его агрегатов, отсеков, секций и узлов
без применения стационарной сборочной ос-
настки В с является продолжением стапель-
ной сборки Для установки деталей и подсбо
рок на В с используются базовые пов сти
деталей В с широко применяется для
установки подвижных частей (створки, две
www.vokb-la.spb,
ри, крышки люков, рули, шасси и др ) на аг-
регаты ЛА, а также для стыковки крыла,
киля и стабилизатора с фюзеляжем На В с
для выполнения соединений применяют
стационарное и переносное оборудование —
сверлильные машины, клепальные прес
сы, сверлнльно клепальные автоматы, сва-
рочные машины и автоматы, установки для
склеивания и др, переносную оснастку —
струбцины, ручные тиски, пружинные фик
саторы и Др для закрепления Деталей, шаб-
лоны для разметки и сверления отверстий,
кондукторы для разделки отверстий, вспо-
могат оснастку — поддерживающие приспо
собления, помосты, стремянки и др В с
позволяет уменьшить кол во стационарной
сборочной оснастки на стапелях и создать
иаилучшие условия для доступа в рабочую
зону сборки и монтажа бортового оборудо-
вания	М Е Уланов
ВНЕШНЕТРАЕКТОРНЫЕ ИЗМЕРЕНИЯ —
предназначаются для определения парамет-
ров траекторий ЛА— координат, вектора
скорости, углового положения в пространст-
ве и др Для В и используются радиотехн
(радиолокаторы, фазовые пеленгаторы, ра-
диодальномеры) и оптические (кинотеодо
литы, кинотелескопы, лазерные дальноме
ры) средства Оптич средства В и облада-
ют высокой точностью, но применение их ог-
раничено метеоусловиями, радиотехн сред
ства, мало уступая оптическим в точности, не
зависимы от метеоусловий, имеют множество
модификаций и широко используются
Для повышения надежности, точности и
дальности В и объекты измерений обору-
дуются спец бортовыми средствами трассе-
рами или импульсными лампами, функцио-
нирование к-рых фиксируется оптич сред-
ствами, спец отражателями для лазерных
дальномеров, приемоответчиками для радио
локаторов, передатчиками непрерывного из-
лучения, взаимодействующими с фазовыми
пеленгаторами, и т п
Совр средства В и характеризуются мно-
гопараметричностью (измеряются не только
координаты, но и составляющие вектора ско-
рости, разностш координат и Др), миого-
каиальностью (обеспечиваются одним сред-
ством измерения параметров одновременно
несколько ЛА), большой дальностью дейст-
вия, высокими точностью, надёжностью, а
также степенью автоматизации, позволяю-
щей обрабатывать данные на ЭВМ и полу
чать параметры траектории ЛА в реаль-
ном масштабе времени Размещение средств
В и не на земле, а на спец самолете —
самолетном командном пункте — обеслечи
вает существ расширение зоны их дейст-
вия, проведение летных испытаний ЛА с из-
мерением траектории в любых регионах
страны (без создания наземной измерит
трассы)
Ви — косвенные, измерит средствами оп-
ределяются первичные параметры —
составляющие векторов положения и скорос-
ти ЛА (углы визирования, дальность, нап-
равляющие косинусы углов визирования,
производные этих величин)—и по ним в
зависимости от метода измерения траекто-
рии рассчитываются параметры траектории
ЛА Метод измерения (пеленгационный,
даль но мер но-у гл омер ный, дальномерный,
разностно-дальномерный) выбирается в за-
висимости от требуемой точности получения
параметров траектории и зоны испытаний
Пеленгац метод В и основан на изме-
рении направления линии визирования ЛА
двумя средствами, удалёнными Друг от Друга
на расстояние, наз базой, реализуется
кинотеодолитами или фазовыми пеленгато-
рами Дальномерно угломерный метод сос-
тоит в определении с одного измерит пунк
та составляющих вектора положения ЛА в
полярной системе координат, реализуется
,ru - Самолёт своими руками?!
радиолокатором или дальномером и элект-
ронно оптич средствами измерении углового
положения Дальномерный метод (или его
модификация — разностно дальномерный
метод) реализуется тремя или более даль-
номерами, удаленными друг от друга Если
в состав первичных параметров не входят
их производные, то скорость ЛА рассчиты-
вается путем дифференцирования координат
Точность определения параметров траек
тории ЛА средствами В и зависит от инст-
румент погрешности измерения первичных
параметров, методов измерения траектории
и от положения ЛА относительно измерит
средств Hoi решность измерений координат
составляет от одного до неск mf a noiреш-
ность измерений скорости—от долей до
неск м/с
Лит Be зи конский В Ш,Р)бикчикИ И
Радиотехническая аппаратура Для измерения траек-
тории раксс и космических аппаратов, М, 1964,
Космические траекториые измерения М 1969
Знаменская А М , Л и м а р И С Шве
до в В П , Информационно измерительные системы
для летных испытаний самолетов и вертолетов,
М 1984	А М Знаменская
ВНУТРЕННЯЯ КОМПЕНСАЦИЯ — см в ст
А продинаинчес кая компенсация
ВОГНУТОСТЬ ПРОФИЛЯ — то же, что кри-
визна профи чя
ВОДОПЬЯНОВ Михаил Васильевич (1899—
1980) — сов летчик, ген майор авиации
(1943), один из первых Героев Сов Союза
(1934) В Сов Армии с 1918 Участник
Гражд и Вел Оте
честв войн Окончил
летную школу «Доб-
ролет» (1928), Моск
летно техн школу
(1929) Летал на са-
молетах по трассам
Москва - Иркутск,
Москва—Ленинград,
первым открыл возд
линию на о Саха
чин В 1934 участ-
вовал в спасении
экспедиции парохода
«Челюскин», в 1937—
в возд экспедиции
на Сев полюс (возглавлял летный отряд
и флагманский самолет) Во время Веч
Отечеств войны ком авиац дивизии
Деп ВС СССР в 1937—46 Награждён
4 орденами Ленина, 4 орденами Красно-
го Знамени, орденом Отечеств войны
1-й стел , медалями
Соч Друзья в Небе, 2 изд, М, 1971, Небо
начинается с земли, М, 1976, Повесть о первых
кроях 2 изд М , 1980
Лиг Герои огненных лет М 1984
ВОДОРОД, Н2— газ без цвета запаха и
вкуса Мод м 2,0157 кг/кмодь, темп-ра
плавления 13,95 К, темп ра кипения 20,38 К,
плотность при тейп ре кипения 71,07 кг/м‘,
низшая теплота сгорания 114 480 кДж/кг’
теплота испарения 455 кДж/ki, газовая по-
стоянная 4,124 Дж/(кг-К), стехиометрия
коэф 34,25 кг воздуха/кг водорода, темп-ра
самовоспламенения 510 аС, концентрац пре
делы распространения пламени в воздухе 4—
75% В по объему, способен к детонац горе
нию со скоростью 1800—1900 м/с При
1000 °C В проникает через любые металлы,
хорошо растворяется в титане, никеле, пла
тине и др металлах, плохо растворяется в
воде Для пром получения В используются
в (,сн природный газ, коксовый газ, газы
нефтепереработки, отходы нефтехим про
из-ва В рассматривается как перспектив-
ный энергоноситель, способный заменить
топлива, получаемые из нефти, угля, слан-
цев н т д, в эперЮтнке, на транспорте, а
также в авиации
Широкое внедрение В в качестве топли
ва возможно при развитии атом но водород
ной энергетики н требует решения ряда слож
ных техн проблем (безопасность, конструкц
материалы, теплоизоляция и т д ) В 1988 в
СССР начались летные испытания экспе
рим самолета Ту-155, способного исполь-
зовать жидкий водород и др криогенные
топлива	И Ф Ду баек ин
ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ АКАДЕМИЯ им
Ю А Гагарина — высшее военно-уч за
ведение, осуществляющее подготовку ко
маидных кадров для Военно-воздушных сил,
науч центр по разработке проблем оператнв
ного искусства и тактики ВВС, тактики родов
авиации Находится в пос Монино Моск
обл Создана 29 марта 1940 на базе ко
мандного, оперативного и штурманского
ф тов и курсов усовершенствования начать
ствующею состава Воен возд академии
РККА (см Во&нно-воздушная инженерная
академия им проф Н Е Жуковского)
До 1946 называлась Воен академией ко-
мандного и штурманскою состава ВВС Крас-
ной Армии В 1968 академии присвоено
имя Ю А Гагарина Мн выпускники ака
демин за боевые отличия в годы Вел Оте-
честв войны удостоены звания Героя Сов
Союза Среди выпускников академии трижды
Герой Сов Союза И Н Кожедуб, видные
военачальники В А Алексенко, A F Бо
ровых, Л И Беда, И Д Гайдаенко,
А Н Ефимов А Л Кадомцев, А Н Кат-
рич, космонавты, засл воен летчики СССР,
засл воен штурманы СССР н др В составе
академии (1990)	2 осн факультета по
трем командно-штабным одной штабной и
одной штурманской специальностям, ф-т за-
очного обучения, ф т переподготовки и новы
шения квалификации офицерского состава,
адъюнктура, 26 кафедр, уч лаборатории и
кабинеты При академии имеется музей,
где экспонируется авиац техника — от би
планов ] й мировой войны до совр сверх
звук ЛА, разл авиац двигатели, образцы
авиац вооружения и оборудования Акаде-
мия награждена орденами Красного Знамени
(1945), Кутузова 1-й степ (1968), иностр
орденами	Б Ф Корргьков
ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ ИНЖЕНЕРНАЯ
АКАДЕМИЯ им пр о (ре с сор а Н Е Жу-
ковского— высшее ио< нно уч заведение,
осуществляющее подготовку и переподготов
ку инженеров для Военно-воздушных сил,
науч центр по разработке проблем йвиац
техники, ее эксплуатации н боевого при
менения Находится в Москве Базой
академии послужил Моск авиатехникум,
организов в Сент 1919 по инициативе
Н Е Чуковского в системе Наркомпроса
В июле 1920 авиатехннкум подчинен воен
ведомству, а в сентябре преобразован в Ин т
••
Юбилейная медаль к 60 чстию Военно во (душной
инженерной академии
инженеров Красною Возд Флота Первым
ректором ин та был избран Жуковский
В 1922 ин т реорганизован в Академию Возд
Фтота им проф Н Е Жуковского, в апр
1925 академия переименована в Воен -возд
академию РККА им проф [1 Е Жуков-
скою, с авг 1946— совр название До нач
30-х гг академия—первое и единственное
высш авиац уч заведение СССР, готовив
шее командиров и инженеров щя ВВС, ин
женеров для авиац пром сти, и и учреж-
дений гражд авиации В академии работали
такие ученые, как Б Ц Юрьев, Б С Стеч-
кин, В П Ветчинкин, И И Артоболевский,
Н Г Бруевич, Н Н Бухгольц, Ь М. Вул,
В В Голубев, Н Т Гудцов, А Н Журав-
ченко, Д М Карбышев, В С Кулебакин,
А Н Лапчинскии, И И Минц, Г С Пос-
пелов, В С Пугачев, А И Путилов,
В С Пышнов, В А Семенов, Ф А Цандер,
В марте 1940 на базе неск ф-тов и курсов
усовершенствования начальствующего сос-
тава академии образована Воен академия
командного и штурманского состава ВВС
РККА (ныне Военно -воздушная академия
им Ю А Гагарина) В годы Вел Отечеств
войны выпускники академии командовали
ВВС, возд армиями, авиац соединениями,
руководили инж -авиац службой Средн вы-
пускников авиац военачальники К А Вер-
шинин, П Ф Жигарев Г А Ворожейкин,
С Ф Жаворонков, С А Красовский, С И
Руденко, В А Судец, Ф Я Фалалеев,
С А Худяков, организаторы авиац пром-
сти и науки П В Дементьев, И Т Клей-
менов, А И Кузнецов, М Н Мишук,
А Н Пономарев, А П Реутов, А И Филин,
Н М Харламов Ген и гл конструкторами
авиац, ракетной и космич техники стали
воспитанники и преподаватели академии
С В Ильюшин, А И Микоян, А С Яков
лев, В Я Климов, Н Д Кузнецов, А А Ми-
кулин, С К Туманский, В Ф Болховитинов,
А Д Чаромский, В П Глушко, М К Тихо-
нравов В академии получили инж образо-
вание 15 первых космонавтов СССР, среди
к рых Ю А Гагарин и В В Терешкова Ака-
демия располагает совр уч-лабораторной
базой, тренажерными комплексами, вычис-
лит центром, уч опытным з дом, типо! ра-
фией, испытат полигоном, парком новейших
ЛА Обучение ведется на пню ф тах и
курсах повышения квалификации инже
не ров и преподавателей В 1990/91 уч го-
ду на кафедрах академии работали более
80 д ров и ок 500 канд наук В акаде-
мии подюювлено 186 д-ров и св 2000 канд
наук Среди воспитанников академии 8 дваж-
ды Героев Сов Союза, 31 Герой Сов Сою-
за, 15 Героев Соц Труда (из них один
трижды и 6 дважды удостоены этого зва
ния), 1]4 чауреатов Ленинской и Гос
премий СССР, 12 действие членов и 8 чл
корр Ан СССР Академия насаждена ор-
денами Ленина (1933), Октябрьской Рево-
люции (1970), Красною Знамени (1945),
пятью иностр орденами	В Я Кремлев
ВОЕННО-ВОЗДУШНЫЕ СИЛЫ (ВВС) —
высокоманевренный вид вооруж сил гос-ва,
предназначенный Для Поражения самостоя-
тельно и во взаимодействии с объединениями
др видов вооруж сил авиац , сухопутных
и мор зрупцировок противника, подрыва его
воен экон потенциала, дезорганизации гос
и воен управления, нарушения работы тыла
и транспорта, авиац поддержки сухопутных
войск и сил флота, прикрытия (руппнровок
войск (сил) и объектов от ударов возд
противника, обеспечения вооруж сил данны-
ми возд разведки, осуществления возд пе
ревозок
ВВС большинства стран состоят из Стра
тегической (дальней), тактич (фронтовой,
армейской), воен-трансп авиации и вклю
чают бомбардировочную, истребит бомбар-
дировочную штурмовую истребит , разведи
ваг и транспортную являющиеся родами
авиации В ряде юс-в в состав ВВС вхо-
дит н авиация ПВО а армейская авна
ция является родом сухопутных воис-к В
США, кроме того, н ВВС входят соеди-
нения межконтинентальных балЛнстич
ракет и воен космич средства Организа
цнонно ВВС обычно состоят из опера-
тивных авиац объединений, соединений
10 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

145
и частей (крыльев — в США), частей тыла,
связи и радиотехн обеспечения, спец войск
История ВВС связана с развитием авиац
техники (см Авиация) Появление первых
воен самолетов в крупных гос-вах относит-
ся к 1909 —10 В России самолеты в воен
целях впервые были использованы на ма
неврах Петерб , Варшавского и Киевскою
воен округов в 1911 На каждой сторо-
не действовало по одному авиаотряду, к рые
выполняли задачи по ведению возд развед-
ки Первый боевой опыт рус летчики пол)
чили в 19(2 — 13 в 1-й Балканской войне,
когда рус добровольч авиаотряд действо
вал на стороне Болгарии Опыт боевого
применения авиации и ее действия на мансв
рах послужили основой для дальнейшего
развития воен авиации в рус армии В Ус
тавс полевой службы, изд в 1912, нашли
отражение положения по использованию са-
молетов как средства разведки и связи
К нач 1-й мировой войны Россия имела
263 воен самолета (преим франц произ-
ва), Франция—156, Великобритания —30,
США—30, Германия —232, Австро Венг
рия —65, Италия —30 Эт,н самолеты еше не
имели бортового вооружения, скорость их
составляла 100 — 120 км/ч, а потолок
2000—3000 м Они применялись 1Л обр
для ведения возд разведки и корректиро
вания арт оюя Стремление к нанесению
ударов по наземным целям с воздуха обус
ловило создание спец самолета — бомбар
дировщика Эффективная возд разведка и
успешные бомбардировки вынудили воюю-
щие стороны вести борьбу с самолетами раз
ведчиками и бомбардировщиками и создать
для этих целей самолет-истребитель В 1914
в России был принят на вооружение четырех
моторный бомбардировщик «Илья Муромец»
и сформирована первая эскадра из 10 таких
самолетов К лету 1916 ее состав увели-
чился до 20 самолетов В 19(5 — 16 на воору
же’ние поступили одноместные самолеты-ист
ребитени, в т ч во Франции «Ньюпор» и
«СПАД», в Германии «Фоккер», в Велико
британии «Скаут-Д», в России франц само-
леты «Ньюпор» Одновременно с бурным
развитием возд средств воорхж оорьбы
возникла проблема борьбы за господство в
воздухе, к-рая сводилась гл обр к возд
боям Начало активной борьбе с самоле-
тами противника положили рус летчики
П Н Нестеров, Е Н Крутень, К К Арцеу-
лов и др Ими были разработаны фигуры
высш пилотажа и принципы ведения возд
боя К концу 1 й мировой войны ВВС
как самостоят род войск состоял из родов
авиации бомбардировочной, истребительной
и разведывательной Численность авиации
воюющих юс в резко возросла Если в начале
войны во всех воюющих странах имелось
всего 806 боевых самолетов, то к концу
войны Германия имела 2730 самолетов,
Австро Венгрия —622. Франция —3321, Ве
ликобритания —1758, США —740, Италия —
842, Россия —590 самолетов, всего было
св 10 тыс самолетов, втч развед
чиков 44,9%, истребителей 40,4%, бомбар
дировщиков 14,7% К концу войны ско-
рость лучших типов самолетов-истребителей
достигла 220 км/ч, разведчиков —180, бом-
бардировщиков — до 170 км/ч потолок увс
дичился до 7000 м
Сов ВВС создавались вместе с Крас-
ной Армией Руководство их стр-вом осущест-
влялось Наркоматом по воен и мор делам
В его составе 2 янв 1918 (20 дек 1917)
была учреждена Всероссийская коллегия ио
управлению Возд флотом Республики (пред
К В Акашев), на к-рую возлагались
руководство формированием авиац частей,
центральных и местных управлений Возд
флота Республики, сохранение и сбережение
авиац имущества, подготовка авиап кадров.
орг-ция материально техн обеспечения Пе
реход к стр-ву регулярною Рабоче-Кресть
янского Красного Воен -Возд Флота был
начат в соответствии с приказом № 84
Наркомата по воен и мор делам от 25 янв
1918, к-рым предписывалось «сохранить пол
костью для трудового народа все авиацион-
ные части и школы» Создаются новые ор-
таны управления в центре и на местах
24 мая 19(8 Всероссийская коллегия была
упразднена, и образовано Гл управление
Рабоче Крестьянского Красного Воен Возд
Флота (Главвоздухофлот), к-рос возглавлял
Совет в составе иач Главвоздухофлота и
двух комиссаров Для руководства боевой
деятельностью авиац частей на фронтах
Гражд воины в сен! 1918 при штабе Рев
военсовета (РВС) Республики было создано
Полевое управление авиации и воздухо-
плавания действующей армии (Авиадарм)
За Главвоздухофлотом остались вопросы
формирования и снабжения авиачастей В
кон 1921 в связи с ликвидацией фронтов
Авиадарм был упразднен Единым органом
руководства авиацией стало Гл управление
Возд Фтота, к-рое в 1924 реорганизова-
но в Управление ВВС РККА с подчине
нием ею РВС СССР Нач управления
ВВС являлся одновременно ч теном РВС
К нояб 1918 в составе ВВС было 38, к вес-
не 1919 — 61, а к дек 1920—83 авиаотряда
(втч 18 морских) Всего в годы Гражд
войны на фронтах одновременно действовало
до 350 сов самолетов Летные кадры гото-
вились в 1-й Московской, Еюрьевской и За
райской авиац школах, Воен мор школе
авиации (г Самара), Петрогр воен школе
летчиков-наблюдателей Подготовка возду
хоппавателей велась на Петрогр сов воз-
духоплават курсах В (919 организован
Моск авиац техникум, преобразованный в
1920 в Ин т инженеров Красного Возд
Флота В 1922 на базе этого ин-та соз
дана Академия Возд Флота РККА им проф
Н Е Жуковскою (ныне ВВИА}
В период Гражд войны еов воен авиация
вела активные боевые действия по защите
молодой Сов Республики Ее осн задачи
возд разведка, поражение живой силы и
объектов противника, борьба с его авиацией,
корректирование арт огня, связь, разбра-
сывание лисговок и агитац литературы Уже
в годы Гражд войны быти решены нек рые
вопросы оперативною искусства ВВС, раз-
работаны осн принципы их боевого приме-
нения массирование авиации на гл направ-
лениях, взаимодействие с сухопутными войс-
ками, централизов управление На гл нап-
равлениях действий сухопутных войск авиа
отряды объединились в авиагруппы, что по-
вышало их эффективность Осн усилия ВВС
сосредоточивались на тех фронтах, откуда
Республике Советов грозила наибольшая
опасность Всего за годы Гражд войны сов
летчики произвели около 20 тыс самоле-
то-вылетов, сбросили св 94 000 кг бомб
и большое кол во агитац литературы, про-
вечи 144 возд боя За мужество и"героизм,
проявленные в боях иа разл фронтах,
219 летчиков и летчиков-наблюдателей были
награждены орденами Красного Знамени, 16
из них удостоены этой награды дважды, а
С А Монастырей, И У Павлов, П X Ме
жерауп, Я Н Моисеев, Е М Ухин —
трижды
После окончания Гражд войны начался
быстрый количеств и качеств рост ВВС
В 1924 — 33 на вооружение поступили истре-
бители И-2, И 3, И-4, И 5, разведчики Р 3,
тяжелые бомбардировщики ГБ-l и ГБ 3 В
30 е гг на вооружение были приняты ист-
ребители И-15, И-16, И-153, бомбардиров-
щики СБ, ДБ-3 (ДБ-Зф) За 1930—40
произ-во воен самолётов возросло в 6,5 раза
В 1940—41 начаты серийный выпуск истре-
бителей Як 1. МиГ 3, ЛаГГ-3 бомбардиров-
щиков Пе-2, Пе 8, штурмовиков Ил-2 (см
Авиационная промышленность) и перевоору-
жение ими авиаполков Одновременно совер
шенствовалась организаЦ структура ВВС
В 1924 осн организац структурной еди-
ницей стала эскадрилья В 1927 начато
формирование авиабригад В 1933 создают
ся авиакорпуса тяжелобомбардировочной
авиации, к рые предназначались для выпол-
нения самостоят оперативных задач, а в
1936— первое оперативное объединение тя-
желобомбардировочной авиации — армия
особого назначения До 1939 в составе
сов ВВС было сформировано 3 таких ар
мин В 1940 управления авиац армий
расформированы Из входивших в их состав
частей и соединений была образована даль-
небомбардировочная авиация Гл командо
вания Красной Армии В 1939—40 ВВС
переведены с бригадной орг-ции на пол-
ковую и дивизионную К июню 1941 ВВС
имели в своем составе 53,4% самолётов-
истребителей, 41,4% бомбардировщиков и
штурмовиков, 3,2% разведчиков, 2% трансп
самолетов Организационно ВВС делились на
авиацию Гл командования (дальнебомбар-
дировочная авиация), фронтовую (ВВС во
ен округов), армейскую (ВВС общевойско-
вых армий) и войсковую (корпусные эскад-
рильи) Накануне Вел. Отечеств войны под-
готовка авиац кадров осуществлялась в 3
авиац академиях Леиингр воен -возд ака-
демии. Воен возд инж академии им проф
Н Е Жуковского, Воен возд академии ко
мандного и штурманского состава (ныне Во-
ен -возд академия им Ю А Гагарина),
78 летных и 18 техн школах и уч-щах
В 1921—41 руководство сов ВВС осуще-
ствляли А В Сергеев (1921—22), А А Зна-
менский (1922—23), А П Розенгольц
(1923—24), П И Баранов (1924 — 31),
Я И Алкснис (1931—37), А Д Локтионов
(1937—39), Я В Смушкевич (1939—40),
П В Рычагов (1940—41)
ВВС мн зарубежных гос-в в 1918—39 по-
лучили значит развитие и к началу 2-й
мировой войны имели в строю боевых само-
лётов Германия —4093, США—1576, Япо-
ния — ок 3750, Великобритания —389(,
Франция—3335, Италия —2802 Уд вес бом-
бардировочной авиации в составе ВВС всех
стран увеличился но сравнению с 1918 в
2,5 раза, а истребит и разведыват авиации
уменьшился ВВС Германии делились на 5
флотов (оперативных объединений), каждый
из к-рых включал 800—1200 самолетов
ВВС Великобритании были самостоят видом
вооруж сил, подчинялись министру авиации
и делились на истребит и бомбардировоч-
ные командования, мор авиация подчиня-
лась воен мор министру ВВС США во
2-й мировой войне не имели единого коман
дования Авиачасти и соединения, предназ-
наченные для поддержки войск, объединя-
лись в возд корпуса, к-рые подчинялись
командованию войск, мор. авиация находи-
лась в составе ВМС
Решением Ставки Гл Командования 29
июня 1941 был создан Воен Совет ВВС
и учреждена должность командующего
ВВС—зам наркома обороны Эту должность
занимали П Ф Жигарев (до апр 1942),
А А Новиков (1942—46) Руководство
Страны приняло все возможные меры по
ускоренному вводу в строй авиац з-дов,
стр-во к-рых в соответствии с планом 3-й
пятилетки началось еще до войны Это сыг-
рало решающую роль не только в воспол
неиии значит потерь сов авиации в начале
Всл Отечеств войны, но и позволило уве
личить ее мощь На вооружение ВВС все
больше поступало самолетов-истребителей
Як-7, Як-9, Як-3, Ла 5, Ла 7, двухместных
штурмовиков Ил-2 (а с лета 1944 Ил Ю),
146 ВОЕННО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
бомбардировщиков Пе 2, Ту 2, пушек, бомб,
РЛС, радиосвязного и аэронавигац обор\
доваиия, аэрофотоаппаратов и др техники
и вооружения Продолжала совершенство-
ваться организац структура ВВС В марте
1942 соединения дальней авиации объеди
йены в Авиацию дальнего действии с непос-
редств подчинением Ставке Верховного
Главнокомандования (ВТК), учреждена
должность командующего Авиацией даль-
него действия, на к-рую был назначен
А Е Голованов С мая 1942 во фронтовой
авиации стали создаваться авиац опера-
тивные объединения — возд армии (к концу
года их насчитывалось 17) Осенью 1942 на
чалось формирование отд авиац корпусов
и дивизий резерва ВГК, что позволяло быст
ро сосредоточивать крупные силы авиации
на важнейших направлениях Высокие бое-
вые качества сов ВВС особенно ярко цроя
вились в битвах под Москвой, Сталннгра
дом, Курском, в возд сражениях иа Кубани,
в операциях на Правобережной Украине, в
Белоруссии, Ясско-Кишиневской, Висло
Одерской и Берлинской операциях Если в
операциях 1941 участвовало 200—500 само-
летов, то в 1943—45— до неск тысяч, а в
Берлинской операции 1945— до 7500 само^е
тов
За годы Вел Отечеств войны фронтовая
и дальняя авиация совершили 3124 тыс
боевых самолето вылетов и нанесли против
нику большой урон в живой силе и тех-
нике Из 77 тыс самолетов, потерянных
фашистской Германией на сов -герм фронте,
57 тыс были уничтожены сов летчиками в
возд боях и на аэродромах ВВС оказали
большую помощь партизанам Авиацией
дальнего действия и ГВФ было совершено
ок 110 тыс самолето вылетов, перевезено св
83 тыс партизан, доставлено им 17 тыс т
вооружения, боеприпасов, продовольствия и
др грузов За успешное выполнение боевых
заданий командования, проявленные мужест-
во и отвагу св 200 тыс воинов авиаторов
награждены орденами и медалями, 2420
авиаторам присвоено звание Героя Сов
Союза, 65 летчиков удостоены этого звания
дважды и двое - трижды (А И Покрышкин
и И Н Кожедуб) Сов воеи летчики за
годы войны совершили более 600 возд,
таранов, при этом 34 лётчику. Дважды та
ранили вражеские самолеты, А С Хлобыс-
тов — трижды, а Б И Ковлан — четырежды
Св 500 летчиков повторили бессмертный
подвиг Н Ф Гастелло Орденами СССР бы-
ли награждены 897 авиасоединений и частей,
708 получили почетные наименования и 228
удостоены звания гвардейских
За годы 2 й мировой войны значительно
улучшились летно-техн хар ки самолетов
скорость истребителей достигла 650—720
км/ч, дальность полета стратегии бомбар-
дировщиков превысила 6,5 тыс км, а их
макс бомбовая нагрузка достигла 8 -9 т
Произ-во боевых самолетов всех воюющих
гос-в за годы войны составило 450 тыс
В послевоен годы осн направление раз-
вития сов ВВС — переход от порш авиации
к реактивной Фронтовая авиация полу
чила на вооружение реактивные самолёты
МиГ-9, Як 15, МиГ-15, Ла 15, Ил 28 и др
Оснащалась новой авиац техникой и трансп
авиация Созданы вертолетные части На
основе опыта, накопленного в период Вел
Отечеств войны, разработаны и изданы
новые уставные документы Для обеспечения
надёжного самолетовождения, точного бом-
бометания и стрельбы самолеты оснащаются
разл радиоэлектронными системами, иача
лось оборудование аэродромов системой по
садки самолетов по приборам Поступление
на вооружение ядерного оружия обусловило
коренные изменения в формах и способах
боевого применения ВВС и резко повысило
10*
их роль Одновременно продолжалось раз
витие авиац техники Истребит авиация по-
лучила сверхзвук самолеты МиГ-19, воору
жениые ракетами класса «воздух — воздух»
а на смену устаревшим самолетам-штурмо-
викам пришли истребители бомбардировщи-
ки МиГ 15бис, Су 7Б На вооружение даль-
ней авиации поступили новые тяжелые ре-
активные и турбовинтовые самолеты Ту 16,
Ту-95, М 4, ЗМ Увеличилось произ-во вер
толетов Количеств и качеств рост воен -
трансп самолетов позволил расширить за-
дачи воен трансп авиации Рост боевых воз-
можностей ВВС требовал совершенствова
ния системы управления В 1946 была введе-
на должность Главнокомандующего ВВС -
зам Министра Вооруж Сил (затем зам
Министра обороны СССР) Эту должность
занимали К А Вершинин (1946*—49, 1957—
69), Жигарев (1949—57), П С Кутахов
(1969—84), А Н Ефимов (1984—90),
Е И Шапошников (1990—91), П С Дей-
некин (с 1991) Штаб ВВС преобразован
в Гл штаб ВВС
Продолжалось совершенствование орга
низац структуры частей, соединений, объе-
динений В составе ВВС оформились даль-
няя и воен трансп авиация как виды авиа
ции На вооружение истребит авиации пос
тупили новые реактивные самолеты с ракез-
пым и пушечным вооружением Вместо штур-
мовой авиации создана истребительио-бом
бардировочная, способная применять как
обычные средства поражения, так и ндерное
оружие Фронтовая и дальняя авиация так
же стали ракетоносными В воен -трансп
авиации на смену устаревшим порш само
летам пришли турбовинтовые самолеты
большой грузоподъемности
Большое внимание уделяется подготовке
высококвалифицир кадров для ВВС Соз-
даны высшие воен авиац уч ща, начавшие
с 1959 цодюговку летчиков инженеров и
штурманов-инженеров Учреждены почетные
звания «Заслуженный летчик испытатель
СССР» и «Заслуженный штурман-испыта
тель СССР» (1958), «Заслуженный парашю-
тист испытатель СССР» (1984) В 1965 для
лучших мастеров летного дела были уста
иовлеиы почетные звания «Заслуженный
военный летчик СССР» и «Заслуженный во-
енный штурман СССР» Указом Президиума
ВС СССР от 22 авг 1988 почетные звания
«Заслуженный военный летчик СССР», «Зас
Луженный военный штурман СССР» и «За
служенный парашютист испытатель» упра
зднены Для авиац специалистов, как и
представителей др видов Вооруж Сил, ус-
тановлено единое почетное звание «За
служенный специалист Вооруженных Сип»
На вооружение ВВС зарубежных гос в
(США, Великобритании, Франции, ФРГ)
в послевоен период также поступили реак
тивцые самолеты, оснащенные управляемы
ми и неуправляемыми реактивными снаряда-
ми разл классов и назначении Осн вни-
мание уделяется развитию тактич авиации
(США, ФРГ, Франция), к-рая рассматри
вается в качестве осн средства доставки
ядерных боеприпасов на театре воен дейст-
вий и поддержки войск Для поражения
объектов в глубоком тылу в США, Велико-
британии и Франции были разработаны и
приняты на вооружение реактивные стра
тегич бомбардировщики Ведутся интенсив-
ные работы по перевооружению ВВС новы-
ми 1ипами самолетов
Сов ВВС к нач 90 х гг состояли из
дальней, фронтовой, армейской и воен -
трансп авиации Основу их ударной мощи
составляла дальняя авиация, оснащенная
сверхзвук ракетоносцами и бомбардировщи
ками большого радиуса действия, способ-
ными наносить удары по наиболее важным
наземным (морским) объектам противника
на континентальных и океанских (морских)
[еатрах военных действий Фронтовая авиа-
ция, имевшая иа вооружении бомбардиров-
щики, истребители бомбардировщики, штур-
мовики, истребители, разведчики, способна
вести борьбу с ракетно ндерными средства
ми и авиацией противника, его резервами,
осуществлять авиац поддержку сухопутных
войск (сил) путем уничтожения гл обр
подвижных объектов, надежно прикрывать
их от ударов противника с воздуха, вести
возд разведку и радиоэлектронную борь
бу в оперативной и тактич глубине обо-
роны противника Армейская авиация, вклю-
чавшая боевые и трансп вертолеты и бес-
пилотные ЛА, способна успешно вести бое
вые действия по поражению наземных (мор-
ских), гл обр подвижных, объектов на пе-
реднем крае и в тактич глубине, осуществ
лять десантирование и обеспечивать манёвр
войск, а также решать др задачи Военио-
трансп авиация, имея на вооружении
совр большегрузные самолеты, способна
выбрасывать и высаживать десанты со штат-
ным вооружением (включая танки, орудия,
ракеты), перевозить ио воздуху на боль-
шие расстояния войска, вооружение, бое
припасы и материальные средства, обеспе
чивать маневр авиац соединений и частей,
эвакуировать раненых и больных, а также
вести радиоэлектронную борьбу и выполнять
спец задачи
Ежегодно в третье воскресенье августа
отмечается День Воздушного Флота Этот
праздник был установлен Указом Прези-
диума ВС СССР от 28 апр 1933 в честь
выдающихся достижений ученых, авиа-
конструкторов, летного и технич состава
ВВС в деле укрепления обороноспособнос-
ти гос-ва
Лит Ефимов А Н, Над полем боя, 2 изд , М ,
1980 Яковлев А С, Советские самолеты
4 изд М, 1982, Кожевников М Н Коман-
дование и штаб ВВС Советской Армии в Be
ликой Отечественной воине 1941 —1945 М, 1985,
Руденко С И, Крылья Победы 2 изд, М,
1985, Тимохович И В, В небе войны, 1941 —
1945 2 изд, М 1986, Шумихин В С Со-
ветская военная авиация 1917^194] М, 1986,
Вооруженные силы основных капиталистических
юсударств М, 1988	А И Ефимов
воённо-трАнспортный летатель-
ный АППАРАТ — предназначается для
выброски (высадки) возд десантов и осу-
ществления возд перевозок войск, боевой
техники, вооружения, боеприпасов, горю
чего, продовольствия и др материальных
средств, эвакуации раненых и больных
Воен трансп самолеты (ВТС) и вертолеты
(ВТВ) подразделяются на тяжелые, средние
и легкие
В фюзеляже ВТС и ВТВ обычно рас
полагают кабину грузовую для размещения
личного состава перевозимых войск, воен
техники и грузов Для крепления, загруз-
ки, выгрузки и десантирования людей и гру-
зов в этих кабинах устанавливают десант -
но транспортное оборудование На боль
шинстве ВТС и ВТВ в их хвостовой части
имеется грузовой люк с откидывающейся
рампой, через к-рый осуществляют загрузку
и выгрузку ДА на земле На ВТС грузо-
вой люк открывается также и в полете,
и через него производится выброска десант-
ников. боевой техники и грузов десанта на
парашютных системах Нек рые ВТС имеют
откидную носовую часть и грузовой люк в
боковой части фюзеляжа (грузовой кабины),
к рые служат также для загрузки и раз-
грузки самолета, но десантирование через
них в полете невозможно Такие ВТС пред-
назначаются юлько для возд перевозок
ВТС, как правило, строятся по схеме
высокоплана, т е крыло располагается в
верх части фюзеляжа Такая схема позво
ляет иметь макс объем iрузовой кабины,
147
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими

ровный пол по всей ее длине и низкое
шасси, благодаря чему удобно загружать
самолет непосредственно из грузовых авто
мобилей, не прибегая к спец погрузчикам
Большинство ВТС и ВТВ имеют шасси вы
сокон проходимости, обеспечивающее их
эксплуатацию с грунтовых аэродромов, мак-
симально приближенных к расположению
перевозимых или десантируемых войск,
р-нам погрузки и выгрузки В качестве сило
вых \становок на ВТС и ВТВ применяются
ГТД ВТС с ТВД и ТРДД наряду с хоро
шими взлетно посадочными хар ками имеют
большую дальность полета Нек-рые ВТС
оснащены двигателями с устройствами ре-
версирования тяги, что позволяет сущест
венно сократить длину пробега после по
садки
Бортовое оборудование ВТС и ВТВ обес
печивает выполнение ими боевых задач днем
и ночью, в простых и сложных метео рол
условиях Как правило, ВТС оборудуются
автоматизир пилотажно навигац комплек
сами (ПНК), позволяющими с высокой
точностью автономно или с помощью назем-
ных радиотехн средств выходить в р н
десантирования и осуществлять прицельную
выброску десанта или посадку на заданном
аэродроме В состав ПНК обычно входят
бортовые РЛС, доплеровский индикатор
скорости и угла сноса, система возд сиг-
налов, бортовая ЭВМ и др аппаратура
В состав вооружения ряда ВТС входит и
бортовой оборонит комплекс, включающий
средства радиоэлектронною противодейст
вия, средства помех тепловым головкам
самонаведения ракет, на пек рых ВТС уста
навлнваются также Огневые средства обо
роны	В В Филиппов
Историческая справка Первый са-
молет, предназначенный специально для
воен транец и десантных операций, создан
в Германии фирмой «Юнкере»—Ju52/3m
(первый полет в 1932, боевая нагрузка
1.5 т) Во 2 й мировой воине широко
использовались разработанные в США в кон
30-х ir легкие ВТС С 47 «Скаитреин»
фирмы «Дуглас» (на основе цасс самоле-
та DC 3) и С 46 «Коммандо» фирмы «Кер-
тисс»
После войны осн работы за рубежом в
области воен трансп авиации проводятся в
США В кон 40 х — нач 50 х г г здесь
создано неск типов легких и средних ВТС,
среди них на фирме «Дуглас»— С 124
«Глоубмастер» 11 и С-133 «Каргомастер»,
к-рые до 2 й пол 50 х гг были основ-
ными в ВВС США В дальнейшем осн раз-
работчиком ВТС стала фирма «Локхид»
Ею выпущены средние тактич самолеты
С-130 «Геркулес» (1954}, тяжелые стратеги
ческие С-141 «Старлифтер» (1963), С-5А
(1968) и С 5В «Галакси» (1985)
В числе ВТС др стран разработанные в
Великобритании — Армстронг Уитуорт «Ар
госи» (1959) и Шорт «Белфаст» (1964),
в Италии — Аэриталия G 222 (1970), в Ка-
наде — DHC-5 «Баффало» (1964, фирма «Де
Хэвилленд эркрафт оф Канада»}, в ФРГ и
Франции — С-160 «Трансаль»
В СССР в качестве ВТС применялись
тяжелые трансп самолеты Ан 22 «Ан-
тей» (1965), Ан-124 «Руслан» (1982) и
Ан 225 «Мрия» (1988), средние Ан 12
(1957) и Ил-76 (1971) и легкие Ан 26 (1969)
и Ан-32 (1976)
В нач 50 х гг для воен трансп опера
ций Стали применять многоцелевые верто
леты, в дальнейшем были разработаны спе-
циалнзир ВТВ Ведущее место в этой
области заняли фирмы «Сикорский» и «Боинг
вертол» (США) Наиболее известные ВТВ,
созданные на фирме «Сикорский» легкие
Н-34 «Чокто» (1954), UH 60А «Блэк хоук»
(1974), средний СН 54 (1962), тяжелый
СН-53Е (1974, самый тяжелый зарубежный
вертолет) и др На фирме «Боинг вертол»
разработаны легкий ВТВ СН-46 «Си найт»
(1958) и средний СН 47 «Чинук» (1961)
Во Франции используется вертолет фир-
мы «Аэроспасьяль» AS 332 «Супер пума»
(1978)
В СССР в классе ВТВ были созданы
тяжелые Ми 6 (1957), Ми ЮК (1965),
Ми 26 (1978), средний Ми 8 (1962), легкие
Ми-4 (1952). Ми-2 (1961) и др
ВОЗДЕЙСТВИЕ НА ОКРУЖАЮЩУЮ СРЕ-
ДУ летательных аппаратов — прояв
ляется в виде шума ЛА и эмиссии вредных
веществ с выпускными газами двигателей
Наибольший шум на местности ЛА произ-
водят вблизи аэропортов при выполнении
взлетно посадочных операций (см Шума ис
точники, Шум двигателя, Нормы шума) Зна
чит шум на местности может создавать
вспомогательная силовая установка ЛА при
ее работе в наземных условиях Доля авиа
ции в общем загрязнении атмосферы мала,
однако, напр в зоне аэропорта, она может
быть значительной Загрязняющими в-вами
являются отработавшие газы двигателей, со-
держащие в небольших концентрациях окси
ды у i лерода, серы и азота, несгоревшие
углеводороды, сажу н др Снижение эмиссии
вредных в в достигается совершенствова-
нием камеры сгорания и др узлов Двига
теля Уменьшение загрязнения воздуха обес
печивается также улучшением методов экс
плуатации ЛА Нормирование воздействия
авиации на окружающую среду в рамках
междунар орг-ции гражд авиации (ИКАО)
осуществляется в соответствии с Приложи
ином 16 «Охрана окружающей среды» (1981)
к Чикагской конвенции 1944 о междунар
ГА В СССР аналогичные требования к уров
ням воздействия авиации на окружающую
среду были сформулированы в Гос и отрасле-
вых стандартах, а также в Нормах лётной год-
ности авиац техники
ВОЗДУХ — естественная смесь газов, сос-
тавляющих атмосферу Земли Осн (по объе-
му) компоненты В (%) азот 78,08, кис-
лород 20,95, аргон 0,93, углекислый газ 0,03
Содержание в В азота, кислорода и инерт
ных газов практически постоянно, причем
пост концентрация кислорода поддержи-
вается растительным миром Земли Газо
вый состав атмосферы до выс 100—110 км
мало меняется Кислород поглощает УФ
радиацию и диссоциирует на атомы, к-рые,
соединяясь с кислородом, образуют озон
У земной пов стн озон содержится в незна
чит кол-ве Его содержание увеличивается
в стратосфере Содержание воды в В у
земной пов сти непостоянно и может ме
няться от 2-10—4% по объему (в полярных
р-нах) до 3% (у экватора) В В присутст
вуют примеси антропогенного и космич про
исхождения, а также атм аэрозоль — твер-
дые и жидкие частицы, взвешенные в ат-
мосфере, размеры к-рых превышают разме-
ры молекул К твёрдой составной части аэро
золя относятся продукты выветривания поч-
вы, дробления минералов, индустриальной
пыл и и Др Взаимодействуя с частицами
жидкости и растворяясь в их скоплениях,
комплексы твердого и жидкого аэрозоля
служат основой образования капельных и
ледяных облаков, осадков, а также формиро
вания смога Искусств В (точнее—ис
кусств атмосфера, смеси газов, пригодные
для дыхания) применяется в высотной авиа-
ции
От физ свойств В зависят аэродинамич
и аэростатич силы, дейезвующие на ЛА в
атмосфере, хар-ки ВРД В расчетах значе
ния физ параметров В берут из данных по
международной стандартной атмосфере, где
в качестве исходных для ср уровня моря
приняты значения теми ры 288,15 К (15 °C),
давления 10) 325 Па, плотности 1,225 кг/м3,
молярной массы 28,96 кг/кмоль, пока-
зателя адиабаты 1,4, уд газовой постоян-
ной 287 Дж-кг"1-К-1, УД теплоемкости
при пост давлении 10-103 ДЖ'КГ_1-К“*,
скорости звука 340 м/с, стандартизованы и
нек-рые Др физ параметры воздуха
С С Гайгеров
ВОЗДУХОЗАБОРНИК (ВЗ)—элемент ЛА,
предназначенный для подвода из атмосферы
к двигателю воздуха с параметрами, обес-
печивающими высокую эффективность сило-
вой установки по тяге и расходу топлива
при ее минимальном сопротивлении аэроди
намическом и надежной (без помпажей
двигателей и ВЗ) работе ВЗ подразделяют
в зависимости от диапазона скоростей полета
ЛА на дозвуковые и сверхзвуковые, а в за-
висимости от конфигурации — на осесиммет
ричные, плоские (с прямоугольным попереч
ним сечением) и др
Дозвуковой ВЗ (рис 1) включает кол-
лектор и диффузор Коллектор I (/—/), иног-
да с автоматически открывающимися окнами
2 для впуска воздуха, предназначен для
обеспечения безотрывного втекания воздуха
в канал прн взлете и маневрировании ЛА
Диффузор 3 с малым углом раствора поз-
воляет улучшить сопряжение коллектора с
гондолой 4 двигателя для уменьшения аэро
динамич сопротивления За диффузором ВЗ
до ВРД может быть канал почти пост
поперечного сечения по длине и нередко
Рис, 1. Дозвуковые воздухозаборники а — само
лета, б — вертолета, штриховые линии—линии
тока при взлете, сплошные — в полете
криволинейный ВЗ вертолетов выполняются
часто с пылезащитным устройством 5 Очист
ка воздуха осуществляется на криволиней-
ном участке канала 6 за счет центробежного
эффекта Концентрат пыли удаляется из ВЗ
по трубопроводу 7
С в е р х з в у к о в о й ВЗ (рис 2) включает
сверхзвук диффузор — участок для тормо-
жения и сжатия сверхзвук потока и дозвук
Диффузор 6, расположенный за «горлом»
(наиболее узкое сечение Ег канала) Обечай
ка 2 выполняется тонкой для уменьшения
волнового сопротивления гондолы Сжатие
потока в сверхзвук диффузоре осуществляет-
ся в системе скачков уплотнения, образо-
ванной специально профилир обечайкой и
клиновидным телом 1 у плоских ВЗ или
конусообразным центральным телом у осе-
симметричных ВЗ Идеальный принцип сжа-
тия (при изоэнтропическом течении) исполь-
зуется редко и только для отд участков
сверхзвук диффузора с тем, чтобы не уве
личивать длину и массу ВЗ (В СССР первые
работы по теории сверхзвук ВЗ выполнены
Г И Петровым н Ю Н Васильевым )
Клиновидное и конусообраэное тела имеют в
зоне перехода сверхзвук течения в дозву
ковое отверстия 7 для отсоса пограничного
слоя с целью предотвращения срыва пото
ка Сверхзвук Диффузоры бывают двух ти
пов с внеш (до обечайки) сжатием потока
(рис 2,а) и со смешанным сжатием, когда
сверхзвук поток простирается до горла (рис
2, б) ВЗ второго типа могут быть с при-
нудит «запуском», тес кратковрем уве-
личением площади Fr при восстановлении
нарушенного расчетного течения, или автоза
пускаемые — со сливом из канала избыточ
кого при «запуске» воздуха через отверстия
148 ВОЗДЕЙСТВИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
7 ВЗ смешанного сжатия при Маха чис-
лах полёта Мт>2 эффективнее ВЗ внеш
сжатия, но они предпочтительны для ЛА с
огранич манёвренностью Число скачков уп-
лотнения в диффузоре выбирается в зависи-
мости от значения при внеш сжатии —
до 3—4 косых и замыкающий (близкий к
прямому), при смешанном сжатии —- более 4
косых и замыкающий (рис 2)
Сжатие воздуха в ВЗ с увеличением ско
рости полета возрастает и, наряду со сжа-
тием воздуха компрессором ГТД, является
фактором, определяющим термин кпд сило
вой установки ЛА При Мж>3 степень по
вышения давления в ВЗ высокая (22—
28) что позволяет создавать ВРД без комп
рессора (ПВРД)
Трение и возможные срывы потока в трак
те ВЗ, а также сжатие воздуха в скач-
ках уплотнения приводят к снижению коэф-
фициента восстановления полного давления
г], возрастанию степени турбулентности е и
неравномерности о доля полного давления
перед ВРД Снижение т] приводит к умень-
шению тяги и увеличению уд расхода топ
Рис 3 Дроссельная ха
рзктеристика сверхзву
кового воздухозаборни
кг Gmin
мальное и максимальное
значении приведённого
расхода воздуха
лива двигателя Увеличение е и о снижает
запасы газодинамич устойчивости двигателя
(см Устойчивость гидродинамическая) Хар
ки в и а улучшаются, если за диффузором
расположен канал 5 Для обеспечения высо-
кой эффективности на всех режимах полета
ВЗ выполняется с элементами, автоматически
регулируемыми в зависимости от значения
Мм, т н приведенного расхода воздуха
G через ГТД, углов атаки и скольжения
ЛА Ре[улируется площадь горла Ег у осе-
симметричных ВЗ — продольным перемеще-
нием центр тела, у плоских ВЗ — поворо
том пов стей диффузоров (изменением углов
Фа ^з) На старте и до скоростей, соот-
ветствующих числу Мм=1—1,4, Fr макси
мальна, при Дальнейшем увеличении скорости
полёта она уменьшается Регулирование FT
нередко дополняется регулированием площа
ди Fc для слива части воздуха из канала
в атмосферу через окна 4 С целью улучше
ния хар к на режимах взлета ВЗ выпол
няется с автоматически открывающимися ок
нами 3 или с отклоняемой обечайкой 2
Иногда для упрощения конструкции ВЗ вы
полняется нерегулируемым с заведомо худ
шими хар ками
При рассогласовании положения регули-
руемых элементов ВЗ с режимом работы
ГТД система скачков уплотнения в диффузо
ре нарушается При этом возможные поло
жения замыкающего скачка уплотнения ог
раннчены при его смещении по потоку
(увеличение G или Гс)— возрастанием воз
мущений в и о в канале до неприемлемого
для заданного ГТД уровня а при смещении
против потока (уменьшение F или G) —
появлением признаков помпажа ВЗ, недопус
тимого для эксплуатации ЛА [низкочастот
ных (3—15 Гц) автоколебаний потока в ка-
нале]
Приемлемые для эксплуатации режимы ВЗ
зависят от особенностей т н дроссельной
хар-ки ВЗ v=4r(f) (f=F/Fo—коэф рас
хода воздуха через ГТД, Го— геом площадь
входного сечения ВЗ, F — площадь струи
воздуха, попадающей в ВЗ), определяемой
совм с хар ками t и о при испытании моде
ли ВЗ в азродинамич трубе (рис 3) Рабо
чие значения -vp выбираются с учётом завн
сящего от коэф f азродинамич сопротив-
ления ВЗ при обеспечении необходимых
противопомпажных запасов ВЗ и ГТД
Для этого используется совокупность дрос
сельиых характеристик ВЗ с разл положе
нием органов механизации (разл зиачени
ями Fr, Fc)
Места расположения ВЗ на ЛА различны
Важно, чтобы в ВЗ не попадали следы аэро
динамические с пониженным полным давле-
нием от впереди располож элементов ЛА а
значение и направление местной скорости бы
ли благоприятны Типичные места располо
жения ВЗ на дозвук ЛА — в лобовой части
гондол, укрепленных на пилонах под крылом
и на хвостовой части фюзеляжа, а на сверх
звук ЛА — под крылом или по бокам фюзе
ляжа на расстоянии h (рис 2) от нов сти
ЛА необходимом для предотвращения попа
Дания пограничного слоя в ВЗ При компо-
новке ВЗ на ЛА прорабатываются воппосы
снижения вероятности повреждения ГТД по
падающими в канал с грунта случайными
предметами
Лит Абрамович Г Н Газовая динамика
воздушно реактивных двигателей, М, 1947, Неча
ев Ю Н Федоров р М Теория авиацион
ных газотурбинных Двигателей, ч 1 —2 М
1977—78	А В Николаев
ВОЗДУХОПЛАВАНИЕ—I) перемещение в
воздухе воздухоплават аппаратов (ВА), ис-
пользующих либо только аэростатич подъ-
емную силу (свободные аэростаты радио
зонды ит п ), либо совместно аэростатич и
азродинамич подъемные силы (привязные
аэростаты, дирижабли гибридные летатель-
ные аппараты), 2) организация (служба),
применяющая для полетов ВА До нач 20 х
гг 20 в термин «В » обозначал передвиже
ние по воздуху вообще
Свободные аэростаты служат для выполне
ния науч исследований, регулярных метео-
рол зондирований, разведыват, воен , спор-
тивных, развлекат и Др целей Привязные
аэростаты используются для проведения
науч исследований, подъема антенн, лока-
торов, ретрансляторов, наблюдения и раз-
ведки, заграждения от налетов авиации,
подготовки парашютистов, обзора и др це
лей Дирижабли могут применяться для
трансп перевозок, ведения дальней и блнж
ней разведок, экспедиц полетов, поисков
подводных лодок затонувших судов, мнн,
косяков рыб, спасат работ туристич полетов
и Др
В зависимости от назначения, высотности
и системы управления каждый из осн типов
ВА включает аппараты с разл конструк
тивнымн особенностями и летно техн хар ка-
мн ВА могут быть как с экипажем, так
и без экипажа (пилотируемые или беспи
лотные) В качестве подъемного газа, обес-
печивающего аэростатич подьемную силу,
обычно используются водород, гелий, све-
тильный газ или нагретый воздух
Применяющееся иногда определение ВА
как «летательного аппарата легче воздуха»
неточно, т к любой ВА может быть и легче,
и тяжелее воздуха в его обьеме и иметь
вес, равный весу этого воздуха, что зависит
от аэростатич сбалансированности ВА
Р В Пятышев
ВОЗДУШНАЯ ЛИНИЯ — то же, что авиа-
линия
ВОЗДУШНАЯ ОБСТАНОВКА — одновре-
менное взаимное расположение по вертика
ли и горизонтали ЛА в о предел р не воз-
душного пространства Разд р-ны возд
пространства имеют неодинаковую слож-
ность В о характеризующуюся числом ЛА,
находящихся одновременно в данном р-не,
числом пересекающихся воздушных трасс,
участков возд трасс с переменным профи-
лем полета, размерами возд пространства и
его структурой Поэтому возд движение
должно быть хорошо организовано н контро-
лироваться службой управления воздушным
движением
ВОЗДУШНАЯ СКОРОСТЬ —см в ст Ско
росте
ВОЗДУШНАЯ ТРАССА — участок в возд
пространстве, предназначенный для полетов
ЛА, обеспеченный трассовыми аэродромами
и оборудованный средствами радионавига-
ции, контроля и УВД В т, пролегающие
внутри территория гос ва, относятся к внут-
ренним, а вне территории — к международ
ным Для каждой В т указываются эшело-
ны (см Эшелонирование), выделенные для
полетов, и ширина (см Воздушный коридор)
ВОЗДУШНОЕ ПРАВО — совокупность пра
вцвых норм, регулирующих отношения, воз-
никающие в связи с использованием воз
душного пространства В п включает нор
мы цац (внутригосударств ) и междунар
права его исходным положением является
признание полною и исключит суверените-
та гос ва в отношении своего возд прост
ранства
Совр В п имеет комплексный характер
содержит нормы гос права (суверенитет
над возд пространством), гражд права (пе
ревозки пассажиров, грузов, ответственность
перевозчика и владельца возд судна, вы
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св
ЙШЩННРЕ
149
полнение авиац. работ в нар. х-ве и т. п.),
адм. права (порядок регистрации возд.
судов и аэродромов, стр-во объектов в р-иах
аэродромов, их маркировка, адм. ответствен-
ность за правонарушения на возд. транс-
порте), уголовного права (ответственность
за особо тяжкие правонарушения, напр, угон
возд. судна и т- п.). Специфика В. п. пре-
допределила объединение этих норм (за иск-
лючением норм уголовного права) в единые
законодат. акты.
В России вопросы В. п. регламентируют-
ся Воздушным кодексом СССР, отд. по-
ложения содержатся в др. законодат. ак-
тах и постановлениях. Согласно законода-
тельству, возд. суда подлежат обнзат.
регистрации в Гос. реестре. Полёт, при
к-ром возд. судно пересекает гос. грани-
цы и границы др. гос-в, считается между-
народным. Полёты иностр, возд. судов мо-
гут производиться только по установлен-
ным воздушным трассам в соответствии с
заключёнными междунар. соглашениями о
возд. сообщении или по спец, разрешениям
на разовые полёты. Нормами В. п. регла-
ментированы также правовое положение
возд. судов, порядок деятельности аэродро-
мов и аэропортов, правила осуществления
возд. (в т. ч. междунар.) перевозок
пассажиров, багажа и грузов, ответствен-
ность перевозчика и др. лиц при возд. пере-
движении и др. вопросы.
Осн. источники междунар, В. п,— меж-
дунар. договоры и конвенции (многосторон-
ние и двусторонние), прежде всего Чикаг-
ская конвенция 1944, учредившая Междуна-
родную организацию гражданской авиации
(ИКАО). Многосторонние конвенции ре-
шают вопросы ответственности перевозчика
при междунар. авиаперевозках (напр.. Вар-
шавская конвенция 1929), ответственности
эксплуатанта воздушного судна перед тре-
тьими лицами (Римская конвенция 1952),
борьбы с актами незаконного вмешательства
в деятельность гражд. авиации (Токийская
конвенция 1963), в частности с незаконным
захватом возд. судов (Гаагская конвенция
1970), незаконными актами, направленными
против безопасности гражд. авиации (Мон-
реальская конвенция 1971), и др.
Лит.: Международное воздушное право, кн. I.
М., 1980.	’ В. С. Грязнов.
ВОЗДУШНОЕ ПРОСТРАНСТВО — прост-
ранство, простирающееся вверх над пов-стью
Земли. В возд. праве различают гос. (нац.)
В. п. и В- п. над открытым морем. Гос. В- и.
расположено над сухопутной и водной тер-
риториями гос-ва, включая его терр. воды.
Оно входит в состав гос. территории и на-
ходится под полным и исключит, суверени-
тетом данного гос-ва. Принцип суверени-
тета гос-ва над В. ц' получил юридич. зак-
репление в Парижской конвенции [919 о
возд. передвижениях и в Чикагской кон-
венции 1944. В. п. над открытым морем
расположено над морями и океанами за
пределами терр. вод гос-в и открыто для
полётов ЛА всех стран. Принцип свободы
полётов над открытым морем предполагает,
что каждое гос-во должно разумно учиты-
вать заинтересованность др. гос-в в свободе
полётов, соблюдать общепризнанные прин-
ципы и нормы междунар. права.
Для орг-цни полётов, обслуживания возд.
движения, а также обеспечения др. видов
деятельности, связанной с использованием
В. п. (пуски ракет, стрельбы и др.), в
нём определяются След, структурные элемен-
ты: р-ны полётной информации (напр., р-ны,
где имеется управление воздушным движе-
нием), р-ны аэродромов, возд. трассы, ко-
ридоры входа и выхода ЛА, зоны ожида-
ния и т. д. Над объектами, имеющими важ-
ное гос. значение, устанавливаются запрет-
ные зоны, зоны ограничения полетов. В ин-
тересах орг-ции полётов и обслуживания
возд. движения В. п. делится, кроме того,
на верхнее и нижнее, граница между к-рыми
обычно проходит на уровне 6000 м. Р-ны и
зоны, в к-рых обеспечивается диспетчерское
обслуживание возд. движения, в документах
ИКАО признаются контролируемым В. п.
В неконтролируемом В. п. организуются
только полётно-информац. обслуживание и
аварийное оповещение.	А. И. Котов.
ВОЗДУШНОЕ СООБЩЕНИЕ - в широком
смысле любые установл. полёты возд. судов
между пунктами земной пов-сти. В узком,
нормативном значении — перевозка пасса-
жиров, багажа, грузов и почты по установл.
возд. линиям в соответствии с объявлен-
ным расписанием. Междунар. В- с. осущест-
вляется на основании междунар. договоров
или спец, разрешений на выполнение разо-
вых полётов. Наиболее распространённой
формой регулирования междунар. В- с. яв-
ляются межправительств, соглашения о В. с.
В этих соглашениях содержатся перечни
авиалиний, предоставляемых коммерч,
прав —^свобод воздуха», нац. авиапред-
приятий, назначенных для выполнения полё-
тов, и т. д. Тарифы, частота движения, а иног-
да объёмы перевозок по. таким возд. линиям
подлежат утверждению ведомствами гражд.
авиации договаривающихся сторон. См. Сог-
лашения о воздушном сообщении. Коммер-
ческие соглашения.
ВОЗДУШНОЕ СУДНО. Понятие «В- с.» оп-
ределяется внутр- законодательством стра-
ны, а в междунар. праве — Чикагской кон-
венцией 1944. В соответствии с Воздушным
кодексом СССР В- с.— летательный аппарат,
поддерживаемый в атмосфере за счёт его
взаимодействия с воздухом, отличным от
взаимодействия с воздухом, отражённым от
земной поверхности. Аналогичное определе-
ние В. с. дано в Приложении 7 к Чикаг-
ской конвенции. ЛА, способные перемещать-
ся в возд. пространстве и за его пределами
исключительно с помощью реактивной тяги
или по инерции (ракеты, средства космич.
техники), а также суда на зозд. подушке,
как правило, не считаются В- с. К В. с. нс
относятся также метеорол. шары и беспи-
лотные неуправляемые аэростаты без полез-
ного груза (маленькие шары типа детских).
С точки зрения техн, классификации В. с.
могут быть как легче воздуха (свободные
и привязные аэростаты, дирижабли и др.),
так и тяжелее воздуха (самолёты, вертолёты,
планёры, винтокрылы и др ).
Единой юридич. классификации В. с. не
имеется. Чикагская конвенция предусмат-
ривает деление В. с. на гражд. и государ-
ственные. Напр., В, с., используемые на во-
ен., таможенной и полицейской службе,
конвенция относит к гос. В. с., а другие —
к гражд. В. с. Положения Чикагской конвен-
ции к гос. В- с. не применяются.
В- с. может быть допущено к эксплуа-
тации, если оно должным образом зарегист-
рировано, Согласно Чикагской конвенции,
В. с. имеет национальность того гос-ва, в
к-ром оно зарегистрировано. В подтвержде-
ние регистрации В. с. выдаётся свидетельст-
во. С этого момента гос-во регистрации
Табл.— Международная таблица сигналов
Средства связи	Подаваемые сигналы		
	стерплю бедствие*	сигнал срочности	сигнал предупреждения об опасности
Радиотелеграф	Сигналом «СОС*	Буквами «БББ*	Буквами «ТТТ»
Радиотелефон	Открытым текстом; при междунар. полётах словом «МЭИДЭЙ*	Словом «ПАН»	Словом «СИКЬЮРИТИ»
приобретает права и обязанности в отноше-
нии надлежащего использования В. с. Кон-
венция предусматривает, что регистрация В-
с. считается действительной только в одном
гос-ве. Если В. с. передаётся др. гос-ву,
регистрация В. с. может переходить от од-
ного гос-ва к другому. В. с. должно отвечать
установленным требованиям безопасности
аэронавигации, оно должно быть годным к
полёту, т. е. технически исправно, что под-
тверждается удостоверенйем о годности В. с.
к полёту (см. Документация на воздушном
судне), а также наличием на В. с. государ-
ственного регистрационного опознаватель-
ного знака.
Сов. законодательство допускало возмож-
ность продажи или передачи В- с. иностр.
п>с-ву, иностр, юридич. лицам или иностр,
гражданам в порядке внешнеторговой сдел-
ки. В. с. снимается с эксплуатации при исклю-
чении его из реестра. Основанием для исклю-
чения служит списание В. с_, а также прода-
жа или передача его в установл. порядке
другому гос-ву, иностр, юридич. или физ.
лицу. В междунар. праве вопросы пе-
рехода права собственности на В. с. час-
тично урегулированы Женевской конвенци-
ей 1948 о междунар. признании права иа
возд. суда; СССР ие участвовал в этой кон-
венции.	И. 11. Смыслова. В. М Сенчило.
ВОЗДУШНОЕ СУДНО, ТЕРПЯЩЕЕ БЕД-
СТВИЕ. Возд. судно признаётся терпящим
бедствие, если ему самому или людям, на-
ходящимся на его борту, угрожает непос-
редств. опасность, к-рая не может быть
устранена самим экипажем. По регламентам
международным авиационным аварийная
стадия подразделяется на стадию неопре-
делённости (характеризуется наличием неу-
веренности в безопасности возд. судна и
находящихся на его борту лиц); стадию
тревоги (означает, что существуют опасения
в отношении указанной безопасности); ста-
дию бедствия (характеризуется наличием
обоснованной уверенности в том, что возд.
судну и находящимся на его борту лицам
грозит серьёзная и непосредств. опасность
или им требуется оказать немедленную
помощь).
В нашей стране действия командира В. с.,
т- б., его экипажа и др. лиц регулируются
Воздушным кодексом СССР. Прежде всего
В- с_, т. б., должно подавать сигналы бедст-
вия. Для всей авиации установлены сиг-
нал «СОС», а также сигналы срочности
и предупреждения об опасности. Сигналы
бедствия передаются и принимаются на
действующих каналах УВД, общих каналах
связи и пеленгации, а также на частоте меж-
дунар. спасат. службы. При полётах над мо-
рем экипаж передаёт эти сигналы и на
междунар. частоте для мор. судов. Сигналы
срочности передаются только на частотах
связи с органами УВД (см. табл.).
Экипаж В. с., т. б_, одновременно с сиг-
налом «СОС» включает сигнал бедствия,
аппаратуру опознавания, а затем сообщает
своё местонахождение (координаты) и пере-
даёт сигналы для радиопеленгования, после
чего сообщает о характере происшествия и
необходимости помощи. В случае невозмож-
150 ВОЗДУШНОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
иости продолжения полета В с , т б , ко
мандир должен принять решение о вынужден
ной посадке, при этом средства автоматич
передачи сигналов пеленгирования, если они
имеются, должны быть постоянно включены
Командир возд судна, принявший сигнал
бедствия от др возд, судна либо обна-
руживший В с , т б или потерпевшее
бедствие, обязан оказать ему помощь (если
он может это сделать без опасности для
вверенного ему судна, пассажиров и экипа
жа), отметить на карте место бедствия и
сообщить о бедствии органу УВД Экипаж
любого возд судна должен, кроме того,
продолжать следить за передачей информа
ции о бедствии на установл частоте
Передачи сообщений с др возд судов иа
этой же частоте, не вызываемые крайней
необходимостью, запрещаются до особого
указания диспетчера
Органы УВД обязаны принимать все воз-
можные меры к оказанию помощи В с , т б
или потерпевшему бедствие, втч иностр
В, С	НН Васильев
ВОЗДУШНОЕ СУД НО-ИАРУ ШЙ ТЕЛ Ь —
возд судно, пересекающее гос границу без
разрешения компетентных органов соот
ветствующего гос ва или совершающее иные
нарушения правил полетов через гос гра-
ницу и порядка использования возд прост-
ранства
Разрешение компетентных органов на пе-
ресечение гос границы (т н техническое
разрешение) обычно выдается для каждо
го рейса, независимо от права ца полет,
предусмотренного актами нац законодатель-
ства, междунар договорами или разреше-
ниями на совершение разовых полетов При
нарушении, совершенном в пределах гос
территории, Вен принуждается к посад
ке, если оно не подчиняется требованиям ор-
ганов, контролирующих полеты
В с -н получившее распоряжение о по
садке, должно произвести посадку в ука-
занном ему месте После посадки и выясне-
ния причин нарушения разрешение на даль
нейший полет даегся компетентными орга
нами (ведомством авиации, пограничными
войсками, мин-вом иностр дел, органами
управления возд движением)
Нарушение использования возд прост-
ранства может выражаться в полете возд
судна на не установл высоте (эшелоне),
в несаикционир изменении курса, во входе
в запретную зону и т ц Органы, конт-
ролирующие полеты, должны по каналам
связи потребовать от возд судна прекратить
нарушение Невыполнение возд судном ука-
зания о посадке после тою, как использо-
ваны все установл меры предупреждения и
требования о посадке, порождает юридич
факт, дающий основание для принуждения
к посадке и пресечения нарушения (см Пе
рехват воздушного судна-нарушителя)
Ю Н Малеев
ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИЙ САМОЛЕТ
(ВКС) — летательный аппарат для полета
в атмосфере (на основе аэродинамич прин-
ципов) и в космич пространстве Концеп
ция ВКС была впервые сформулирована
Ф А Цандером (1924) ВКС объединяет
ряд компонентов и систем самолета, ракеты-
носителя и космич аппарата и рассчиты-
вается на достижение орбитальных высот и
скоростей, полет в космич пространстве,
маневрирование на орбите или с погру-
жением в атмосферу, сцуск в атмосфере с
маневрированием для горизонтальной («са
молетной») посадки в заданном р не ВКС
могут классифицироваться по след призиа
кам особенности аэродинамич схемы (наир ,
с крылом или несущим корпусом), наличие
или отсутствие компонентов одноразового
использования (внеш топливные баки, уско
рители), тип старта (горизонтальный на
собств шасси или с помощью аэродина
мической тележки, вертикальный с исполь
зованием разгонных блоков ракет-носителей
или ускорителен с РДТТ, воздушный с са-
молета носителя), тип силовой установки,
вид горючего и окислителя тип теплоза
щитной системы (активная или пассивная)
и др В состав силовой установки ВКС
могут входить ЖРД, РДГГ и ВРД ВКС с
горизонтальным взлетом и посадкой на обыч
ные ВПП могут обеспечивать но сравнению
с др ЛА повыш оперативную гибкость и
меиьшие эксплуатац расходы Потенциаль
ный спектр заданий для ВКС очень широк
трансп операции по доставке экипажей и
грузов на орбит сгаиции и возвращение
космонавтов и 1рузов иа Земию, инспекция
и ремонт ИСЗ, выполнение комплексных
космич программ, пасс перевозки и т Д
К ВКС можно отнести сов орбит корабль
ъБуран», орбит ступень амер космич ко-
рабля чСпейс KUH ГЛ»	Ю Я Шилов
ВОЗДУШНО РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(ВРД)— реактивный двигатель, в к-ром атм
воздух применяется как осн рабочее тело
в термодинамич цикле, а также при созда-
нии реактивной тяги двигателя При ис
пользовании хим авиац топлив кислород,
содержащийся в воздухе, является осн окис
лителем при горении топлива в ВРД
Если источником энергии в ВРД служит,
иапр , ядерная энергия, то теплота к ра
бочему телу (воздуху) передается с помощью
промежуточных теплоносителей или др спо-^
собом (см Авиационная ядерная силовая
установка} Термодинамич цикл ВРД в об
щем случае включает процессы сжатия
воздуха, забираемою из атмосферы, подво-
да теплоты (одно- или многократного) и рас-
ширения нагретого газа до атм давления
ВРД по способу сжатия воздуха делят
ся на компрессорные и бескомцрессорныс
У компрессорных ВРД сжатие воздуха осу
ществпяется в воздухозаборнике, а далее
механич компрессором, вращаемым газовой
турбиной Такие ВРД принадлежат к классу
газотурбинных двигателей (ГТД) Принци
пиальцо возможен привод компрессора от
порш двигателя внутр сгорания (мотокомп
рессорный ВРД) К бескомцрессорным ВРД
относятся прямоточный воздушно реактив-
ный двигатель (ПВРД) и пульсирующий
воздушно реактивный двигатель В ПВРД
(рис 1) сжатие воздуха осуществляется
только за счет кннетич энергии набегаю-
щего потока воздуха Разновидностью ПВРД
является гиперзвуковой прямоточный eoi
душно реактивный двигатель (ГПВРД) со
сверхзвук, скоростью течения воздуха внут-
ри двигателя
К ГТД прямой реакции относятся одно
и двух контурный турбореактивные двигатели
(ТРД и ТРДД) При использовании фор
сажных камер сгорания (ТРДФ и ТРДДФ)
диапазон применения этих двигателей по
скорости полета расширяется К ВРД по
рабочему процессу и конструкции близ-
ки авиац ГТД непрямой реакции, турбо
винтовые двигатели (ТВД) и их разновид
иости — турбовинтовентиляторные деига-
Рис. I. Схема ПВРД прямой реакции I — набе
гаю щи и поток воздуха, 2 — воздухозаборник, 3 —
подвод топлива, 4 — камера сгорания, 5 — реактив
ное сопло, 6—вытекающие газы, 7 — стабилита
тор пламени, 8 — топливный коццкюр с форсун
ками
Рис, 2. Области применения разл двигателей по
высоте {И) и числу Маха (Мж) полета I —
турбовальиые ГТД 2 — ТВД, ТРДД 3 — ТРД,
ТРДФ, ТРДДФ. 4 - ПВРД, комбинированные
гвн1атели,5 — ГПВРД, 6 — ЖРД а -шраничение
ИО подъёмной силе ЛА б ограничение по аэро-
динамическому нагреванию н прочности ЛА
тели и турбовальные двигатели Эти двига
тели предназначены только для дозвук ско
ростей полета
Особый класс образуют комбинированные
двигатели, сочетающие элементы ГТД, ра
кетного двигателя и ПВРД Области приме-
нения ВРД по скорости и высоте полёта
показаны на рис 2
Идеи создания ВРД разл схем высказы-
вались во 2-и пол 19— иач 20 вв В ЗО-е гг
начали создаваться эксперим образцы ТРД,
ПВРД, мотокомпрессорных ВРД Первые
боевые самолеты с ТРД появились в Вели-
кобритании и Германии в 1944 Начиная с
50 х ir ВРД становится осн типом дви
гателей самолётов На нек рых беспилот-
ных ЛА нашли применение ПВРД и ра-
кетно-прямоточные двигатели
Лит Теория воздупю-реактнвных цннгателей
под ред С М Шсяхтеико М, 1975
В А Сосунов
ВОЗДУШНЫЙ БОЙ — вооруженное проти
воборство в воздухе одиночных самолетов
(вертолетов) или групп ЛА (подразделений,
частей), сочетающих огонь бортового оружия
и маневр для уничтожения противника или
отражения его атак В б — один из осн
способов боевых действий истребит авиа
ции в борьбе за господство в воздухе В
совр условиях выполнение боевых задач все-
ми родами авиации, как правило, связано с
ведением В б В зависимости от условий
проведения В б различаются по составу
участвующих сил (одиночные и групповые),
по высотам, на к-рых они ведутся (на ма-
лых, средних и больших высотах, в страто
сфере), по времени суток (дневные и ноч-
ные), по условиям погоды (в простых или
сложных метеоусловиях), по типам целей
В б начинается после обнаружения против-
ника и заканчивается его уничтожением или
прекращением В б по команде командира
(цапр , при огранич запасе топлива, при
повреждении самолета или ранении члена
экипажа) В б истребителей включает ре
жимы обнаружения цели, распознавания це-
лл, сближения, атаки цели и выхода из атаки
В процессе обнаружения и распознавания
гос принадлежности возд цели летчик ис
пользует прицельно-навигационную систему
истребителя либо получает необходимую ин-
формацию о цели по каналам связи от ко
мандного пункта наведения Самолеты др рп
дов авиации (бомбардировщики, разведчики
и др ) ведут В б вынужденно, применяя
оборонит маневрирование в сочетании с ог-
нем бортового оборонит оружия и поста-
новкой помех информац средствам атакую-
щего самолета	В С Левин
ВОЗДУШНЫЙ ВИ НТ — лопастной дви-
житель для преобразования крутящего мо-
мента двигателя в тягу винта Устаиав-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св
ВШДШМЫЙ
151
лнвается на самолётах, винтокрылах, аэроса-
нях, аппаратах на возд. подушке, экрано-
цланах и т. д.
В. в. подразделяются: по способу уста-
новки лопастей — на винты неизменяемого,
фиксированного и изменяемого шага (могут
быть флюгерными Или флюгерно-реверсивны-
ми); по механизму изменения шага — с ме-
ханич.. электрич. или гиДравлич- приводом;
по схеме работы — прямой иди обратной
схемы; по конструкции —- на одиночные, со-
осные, двухрядные, В. в. в кольце (рис. I).
В. в. (рис. 2) состоит из лопастей (см.
Лопасть винта}, втулки и может также вклю-
чать механизм изменения шага винта, В. в.
различаются диаметром D (0,5—6,2 м) и
числом лопастей k (2—12). Втулка служит
для крепления лопастей и передачи крутя-
щего момента от вала Двигателя. Меха-
низм изменения шага обеспечивает измене-
ние угла установки лопастей в полёте.
Рис. 2. Воздушный винт: 1 — втулка; 2 — обте-
катель; 3 — механизм изменения шага; 4 —- лопасть;
5 — нагревательный элемент Противообледенитель-
ной системы.
У В. в. неизменяемого шага лопасти
не поворачиваются вокруг своих осей. Ло-
пасти В. в. фиксированного шага
могут быть установлены под необходимым уг-
лом перед полётом, но во время работы
они не поворачиваются. У В. в. изменяе-
мого шага можно изменять угол установ-
ки лопастей с помощью системы ручного
управления или автоматически с помощью
регулятора частоты вращения. Регулятор
поддерживает заданную частоту вращения
двигателя, управляя шагом посредством по-
дачи масла через систему каналов в соот-
ветствующие полости механизма управления
В. в. с гндравлич. приводом. У флюгерно-
го В. в. лопасти могут устанавливаться
по потоку Для уменьшения азродинамич.
сопротивления При вынужденной остановке
двигателя в полёте (см. Флюгирование вин-
та) . Лопасти флюгерно-реверсивного
В. в. могут также устанавливаться в такое
положение, когда при его вращении создаёт-
ся отрицат- тяга, используемая на посадке
для сокращения длины пробега и маневри-
рования на земле (см. Реверсирование вин-
та).
Механич- и электрич. механизмы изменения
шага обладают большой инерционностью и
поэтому практически не используются. Наи-
более распространены В. в. с гиДравлич.
приводом. У В в. с гндравлич. приводом
прямой схемы лопасти устанавливаются
из малый шаг с помощью усилий, созда-
ваемых давлением масла, а на большой
шаг - центробежными силами противове-
сов. Такие В. в. применяются при мощностях
двигателя до 2000 кВт. При мощностях
св. 2000 кВт значительно возрастает масса
Противовесов, поэтому используются В- в.
обратной схемы, у к-рых лопасти уста-
навливаются на большой шаг с помощью
усилий, создаваемых давлением масла, а на
малый шаг — центробежными силами самих
лопастей.
Одиночный винт имеет один ряд ло-
пастей, соосный В. в. состоит из двух
одиночных винтов, установленных на соосных
валах и Вращающихся в противоположные
стороны (см. Соосный винт). Двухрядный
В. в. состоит из двух одиночных винтов,
расположенных один за другим и вращаю-
щихся в одном направлении. В. в. в коль-
це имеет профилир. кольцо, благодаря к-ро-
му создаётся дополнит тяга; эффективен на
малых скоростях (до 200 км/ч). Для умень-
шения азродинамич. сопротивления и потерь
мощности на входе в двигатель на В- в. ус-
танавливают обтекатели (эллиптические, ко-
нические и др.), закрывающие втулку и при-
комлевые части лопастей- На В. в. могут
размещаться противообледенительные сис-
темы .
К В. в. нового поколения относится В. в.
уменьш. диаметра с большим числом широких
тонких саблевидных лопастей (рис. 3), к-рые
необоснованно называются винтовенти-
л я т о р а м и.
В нач. период развития авиации В. в.
изготовлялись гл. обр. из древесины, а в
последующие годы нашли применение др.
конструкц. материалы (сталь, титан, алюм.
сплавы, композиционные материалы и Др-)-
Для оценки качества В. в. и сопостав-
ления их между собой используются в осн-
безразмерные тяга винта а и мощность р=
— N/qh3D5 (М—мощность двигателя, р —
плотность воздуха, п — частота вращения
винта) и коэффициент полезного действия
воздушного винта	(A=V’/nD — от-
носит. поступь винта V—скорость полёта).
Хар-ки В. в. определяют в лётных испы-
таниях, из исследований В. в. и их моделей
в азродинамич. трубах, а также теоретич.
путём. При расчётах различают 2 случая:
определение формы, размеров и числа лопас-
тей по заданным значениям а, р и Т| (пря-
мая задача) и определение а. р и т] цо из-
вестной геометрии В. в. (обратная задача).
Впервые рассматривать лопасть В. в как
крыло предложил рус. инженер С. К- Дже-
вецкий в 1892, он же в 1910 выдвинул
гипотезу плоских сечений (каждое сечение
лопасти рассматривается как профиль кры-
ла). Путём разложения (рис. 4) подъёмной
силы профиля d¥ и его сопротивления
аэродинамического dX определяют тягу dP и
силу dQ сопротивления вращению рассмат-
риваемого элемента лопасти, а полные тягу
лопасти и сиду сопротивления её вращению
(отсюда — потребную Для вращения В. в.
мощность двигателя) получают интегриро-
ванием вдоль лопасти. В осн. действую-
щие на элемент лопасти силы определяют-
ся относит, скоростью W набегающего
потока и её геом.. углом атаки «г=<р—
arctg(V/ыг). ф — угол установки элемента
лопасти. В идеальном случае скорость на-
бегающего потока W=wXr + V, где ы —
Рис. 3. Модель винта нового типа (винтовенти.чя-
тора) с лопастями нз композиционных материалов
(ЦАГИ).
152 ВОЗДУШНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 4, Скорости обтекания и силы действующие
на элемент лопасти вращающегося воздушного
винта
Рис. 5 Вихревая схема воздушного винта 1 —
присоединенные вихри, 2 — свободные вихри, игтри
ховая линия и Стрелка у нее — Плоскость и
направление вращения винта, (.трелки у вихрей —
направления циркуляции скорости
угловая скорость лопасти. г — радиус-вектор
рассматриваемого сечения, V — вектор ско-
рости полета При своем движении лопасть
увлекает за собой воздух, придавая ему
дополнит, индуктивную скорость w В ре
зультаге истинная скорость WH обтекания
элемента и истинный угол атаки (аи на
рис 4) отличаются от идеальных Вычис
ление w и аи являются осп задачей теории
винта
В 1910—11 Г X Сабинин и Б Н Юрьев
развили теорию Джевеыкого, включив в нее,
в частности, нек-рые положения теории иде-
ального пропеллера Расчеты В в гю полу-
ченным ими ф лам вполне удовлетворитель
но согласовывались с эксперим результата
ми В 1912 Н Е Жуковский предложил
вихревую теорию, дающую точное физ
представление о работе винта, и практи-
чески все расчеты В в стали проводить
ся на основе этой теории
Согласно теории Жуковского, винт заме-
няется системой присоединенных и свобод-
ных вихрей (рис 5) При этом лопасти за
меняются вихрями присоединенными, к-рые
переходят в вихрь свободный (рис 6). иду
щий вдоль оси винта, а с задней кромки ло-
пасти сходят свободные вихри, образую-
щие в общем случае винтовую вихревую пе
лену При допущении, что	и свобод
ные анхри имеют форму винтовых линии
(малы возмущения), Жуковский получил
простые ф-лы для скорости ш. вызывае
мой цилиндрич слоем винтовых вихрей
(т е для осреднённой по окружности
w), дающие непосредств связь w с цир-
куляцией скорости вокруг сечения лопас-
ти Гипотеза плоских сечений при без
отрывном обтекании лопасти была под
тверждена экспериментально совпадением
распределений давления по сечениям ло-
пасти вращающегося и Неподвижного В в
и крыльев с теми же профилями сечений
Оказалось, однако, что вращение влияет на
распространение срыва потока по пов сти ло
пасти и в особенности на разрежение в
области отрыва Начинающаяся на конце ло-
пасти область отрыва потока подобна вра
щаюгцейся Трубе, разрежение в ней управ-
ляется центробежной силой и на внутр части
лопасти намного больше, чем на крыле
При л<1 истинная индуктивная скорость
близка к средней, и полученные в вихре-
аой теории ф-лы дают хорошие результаты
при расчете и проектировании В в Однако
при Х>1 отличие истинной ш от средней
становится заметным, и расчет В в с истин-
ной становится аналогичным расчету
крыла конечного размаха (см Крыла тео
рия) Прн расчете тяжело нагруж В в
(с большим отношением мощности к сметае-
мой винтом поверхности) необходимо учи
тывать деформацию вихрей
Вследствие того, что к окружной скорости
В в добавляется поступит скорость ЛА.
влияние сжимаемости воздуха сказывается
прежде всею на В в (приводит к умень
шению кцд) При дозвуковых окружной
скорости конца лопасти, поступит скорости
самолетн и дозвук скорости IE влияние
сжимаемости воздуха на w слабое и ска-
зывается лишь на обтекании лопасти В слу
чае же дозвук скорости ЛА и сверхзвук
скорости IV' На конце лопасти (когда
необходим учет сжимаемости среды) теория
В в, осн на схеме присоединенных (несу-
щих) вихрей, становится практически не-
применимой. и нужен переход к схеме несу
щей поверхности Такой переход необходим
и при дозвук скорости конца лопасти, если
ее ширина достаточно велика. Полученные в
СССР эксперим путем аэродинамич хар ки
В в и поправки, обусловленные сжимае-
мостью воздуха, широко применялись при
аыборе диаметров и числа лопастей В в и
вместе с выбором формы лопастей (в осо-
бенности профилей их сечений) дали воз-
можность хлучшить „гегные хар ки отечеств
самолетов, в т ч участвовавших в Вел
Отечеств войне
В течение первого периода освоения боль-
ших дозвук скоростей осн задачей проек
тирования В в считали создание винтов
большого диаметра (до 6 м) с высоким
кпд (~85%) при макс скорости полета
Хар-ки профилей при больших околозвук
Рис 6. Сход свободных вихрем с концов жопастей
воздушного винта (эксперимент)
скоростях полета впервые были получены
экспериментально на винтах с т н дрени-
рованными лопастями, причем один из про
филей имел свойства сверхкритического про
филя (1949) Для второго периода (с 60 х гг )
характерно дополнит требование — увели-
ченная тяга В в при взлете С этой
целью были разработаны лопасти с профиля
ми увелнч кривизны Дальнейшее развитие
В в связывают с разработкой винтов с
большим числом широких тонких саблевид-
ных лопастей (рис 3) С увеличением
числа и Ширины лопастей большое значе-
ние приобретает обтекание их комлевых
частей, где существенен эффект решетки
профилей Средством уменьшения волнового
сопротивления может быть выбор формы ко-
ка Расчеты и эксперименты показывают,
что на скоростях полета, соответствующих
Маха числу полета Мм^0,9, эти В в обес-
печат значит экономию топлива по срав-
нению с ТРД и ТРДД (до 20—30%),
будут менее шумными. что особенно сущест
венцо в связи с постоянным ужесточением
Норм шума
В СССР большой вклад в разработку
теории, методоа расчета и проектирование
В в внесли С Ш Бас Дубов, Б П Блях
ман, В П Ветчинкин, К И Жданов.
Г М Заелааскнй, В В Келдыш. А Н Ки
гцалов. Г И Кузьмин, А М Лепил-
кин, Г И Майка пар, И В Остославский,
Н Н Полякоа. Д В Халезов
Лит Жуковский Н L, Вихревая теория
гребною винта Поли собр соч т b, М , 1937,
Юрьев Б Н, Воздушные винты М, 1933,
Александров В Л. Воздушные винты, М
1961, Франкль ф И, Избр трхды по газовой
динамике, М, 1973, Теория несущего винта, М,
1973, ЦАГИ - Основные зтл|ы научной деятель
ности 1918 1968 (г М 1976
I И Майкапар Ю Л Сухоросов
ВОЗДУШНЫЙ КОДЕКС СССР ~ единый
законодат акт, содержащий нормы права,
регулировавшие деятельность авиации и по-
рядок использования воздушного простран-
ства СССР Для полетов воздушных судов.
Введен в действие с 1 янв 1984
Возд кодекс закрепляет полный и исклю-
чит суверенитет гос ва над возд простран-
ством Его действие распространяется на
всю гражд авиацию в пределах страны и на
все ее гражд возд суда во время их на-
хождения за ее пределами, если законы
страны пребывания возд судна не требуют
иного
Возд кодекс определяет цели использова-
ния гражд авиации перевозка пассажиров,
багажа, грузов и почты, выполнение авиац
работ в отд отраслях нар х-ва. оказание
мед помощи населению и проведение сани-
тарных мероприятий, проведение эксперим
и и -и работ, учебных, культурно просветит
и спортивных мероприятий, проведение поис-
ково спасат и аварийно спасат работ и ока-
зание помощи в случае стихийных бедствий
Возд кодекс определяет понятие гражд
возд судна и его правоаое положение, ре-
гулирует вопросы, связанные с экипажем
гражд судна, уделяя особое внимание пра-
вам командира возд судна, регламентирует
порядок создания гражд аэродромов и
аэропортов (их рщистрация, допуск к эксп-
луатации и др )
Нормы Возд кодекса о полетах возд.
судоа содержат правила подготовки и до-
пуска возд судна к полету, организации
возд движения, оборудования возд трасс
и местных воздушных линий и допуска
их к эксплуатации и др . а также регу-
лируют вопросы, связанные с видами дея-
тельности. представляющей угрозу безопас-
ности полетоа (о возд судах-нарушителях,
о поиске и оказании помощи возд судам
и Др ), о расследовании авиац происшест-
вий, об ответственности за вред, причинен-
ный третьим лицам на пов сти н при столк-
новении в воздухе
Возд кодеке определяет осн услоаия
возд перевозки авиапассажиров, бага
жа, грузов и почты, ответственность
перевозчика за вред, причиненный жнз
ни или здоровью пассажира, а также за ут-
рату, недостачу или повреждение багажа
и груза или за просрочку их доставки,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сеВФЭДУШНЫЙ 153
порядок и сроки предъявления претензий и
исков и др , предусматривает особые правила
междунар возд перевозок Спец глава
Возд кодекса посвящена договору чартера
воздушного
Возд кодекс регулирует вопросы адми
нистративной ответственности за нарушение
правил безопасности полетов возд судов,
поведения на возд судне, определяет пра-
вила, направленные на обеспечение сохран
ности грузов и др , виды правонарушений и
санкции за них (в осн в виде штрафоа),
порядок рассмотрения дел об адм правона-
рушениях	В С Грязное
ВОЗДУШНЫЙ коридор — ограниченная
по ширине (иногда и по высоте) по юса
воздушного пространства для полета ЛА
В к устанавливается в р-нах с особым
режимом полетов (для пересечения гос
границы, обеспечения безопасности полетов
в зонах аэродромов, аэроузлов с высокой
интенсивностью полетов и т и ) В к может
быть с односторонним или двусторонним
движением различают В к входные, вы-
ходные и обходные В к оборудуется ра-
диотехн и др средствами навигации, конт
роля и УВД Ширина В к зависит от мест
ных условий, высоты полета и типа ЛА и
обычно составляет 5—20 км (а обе стороны
от оси В к )
ВОЗДУШНЫЙ ПОРЫВ—см в ст Атмо-
сферное возмущение
ВОЗДУШНЫЙ ПУТЬ — расстояние, прой
денное ЛА относительно воздуха В п мо-
жет определяться бортовыми вычислителями
интегрированием по времени воздушной
скорости
ВОЗДУШНЫЙ ТРАНСПОРТ один из ви-
дов транспорта, осуществляет перевозки
пассажиров, багажа, грузов и почты с по
мощью авиац техники В т представляет
собой относительно самостоят часть трансп
системы мира, включающей также ж -д , ав
томобильный, мор , речной и трубопроводный
транспорт Важное место В т занимает в пе-
ревозке пассажиров на дальние расстояния
и в труднодоступные р-иы В т состоит
из сети авиапредприятий транспортных (с
парком возд судов), аэропортов (с систе-
мой аэропортовых сооружений и средства-
ми механизации, навигации, связи и УВД),
а также учреждений, орг ций и пр-тий,
осуществляющих подготовку и цереподготов
ку кадров, техн обслуживание и ремонт
авиац техники
К кон 1990 В т СССР обслуживал ок 4000
городов и населенных пунктов Возд магист
рали шли от Москвы и др центров стра-
ны (столиц союзных республик, Ленин
града, Новосибирска, Свердловска, Крис
ноярска, Иркутска, Омска, Хабаровска и др )
во всех направ-гениях, образуя сеть свя-
занных между собой союзных авиалиний
Кроме того, в СССР действовало более 2 тыс
местных авиалиний См 1 ражданская авиа-
ция СССР В 1989 в СССР В т было пе-
ревезено 132 млн пасс , 3,3 млн т грузов
В зарубежных странах В т представ-
лен гос , смешанными гос частными, а также
частными трансп авиапредприятиями (авиа-
компаниями) В 1989 трансп авиапред
приятия 162 стран — участниц ИдАО пе
ревезли 1099 млн пасс , 18 млн т грузов
Обьем пасс перевозок составил 1778 млрд
пасс км, грузовых —57,41 млрд 1 км, цочто
вых —5,07 млрд т км, всех перевозок —
223 48 млрд т-км
«ВОЗДУШНЫЙ ТРАНСПОРТ». Издается
с 1 янв 1978, выходила три раза в неделю
(с 1990 - раз в неделю) Газета ос веща
ет проблемы гражданской авиации, связан-
ные с возд перевозками пассажиров и гру-
зов, освоения новой техники, подготовки
летных кадров, стр-ва аэропортов Газета
помогает в решении социальных и правовых
задач, ведет разделы, посвященные истории
воздухоплавания, опыту зарубежных авиа
компаний
ВОЗМУЩЕНИЙ ТЕОРИЯ — приближ тео-
рия к л явления, построенная в предпо-
ложении малости нек рого параметра (набо
рз параметров), характеризующе! о отклоне
ние рассматриваемого явления от известною
исходного состояния В задачах аэро и гид-
родинамики роль малого параметра может
играть относит толщина т обтекаемого
тела, величина, обратная Рейнольдса числу.
Маха число М или величина, обратная
этому числу, разность |М—1| и т п
Различают две разновидности В т — тео-
рию регулярных возмущении и теорию сингу-
лярных возмущений В случае ре гул я р
ных возмущений предположение о ма
лости того или иного параметра справедли-
во во всей области, где наблюдается иссле-
дуемое явление Наиболее известной в гидро-
динамике теорией такого типа является ли
неаризов теория невязкого обтекания тон
кого заостренного тела сверхзвук потоком
газа Если предположить, что толщина тела,
а вместе с ней и угол атаки уменьшаются до
нуля, то обтекаемое тело переходит в плас
тицку и перестает возмущать набегающий
поток На этом основании заключают, что
значение скорости среды в любой точке про-
странства в гл (т н нулевом) прибли
жении совпадает со скоростью набегающего
потока, а все влияние обтекаемого тела на
поток сводится к малому возмущению этого
потока, пропорциональному т С матем точ
ки зрения возмущения потока выражаются
разложениями искомых ф-ций течения по ма
лому параметру г (правильное описание ис
комой ф->Ции может быть получено с помощью
одного — двух членов разложения, если па-
раметр т достаточно мал)
Процедура определения гл членов разло
жений состоит в том, что эти разложения
подставляют в Эйлера уравнения и в них
отбрасывают малые члены (напр , пропор-
циональные т2}
В случае сингулярных возмущений
исходные предположения В т нарушаются
в нек рых областях, где наблюдается иссле
дуемое явление Примером теории таких
возмущений является теория пограничного
слоя Здесь для описания всего поля те-
чения одновременно требуется построить
две системы разложений одну для внеш
поля течения, другую для тонкого погра
яичного слоя
В. т является важным инструментом ис-
следования аэродинамич проблем, связан
ных с движением ЛА при всех скоростях
полета С ее помощью были разработаны
осн методы анализа прикладных задач
Лит Ван Дайк VI Методы возмущений в
механике жидкости пер с англ, М, 1967,
Коул Дж Методы возмущений в прикладной
математике, пер с англ М 1972 А И Рубан
ВОЗМУЩЁННОЕ ДВИЖЕНИЕ лета-
тельного аппарата Пусть система
уравнений движения ЛА имеет Вид
dx.
где Х[,	, хп— переменные (параметры дви-
жения), определяющие движение ЛА, напр
скорость полета, у[Ловые скорости, угол ата
ки, угол скольжения, угол наклона траекто-
рии, высота и т Д, / — время Предполага-
ется, что известно «невозмущенное» движе
ние — частный случай решения выписанных
ур-ний при определ нач условиях- х/01 ((), ,
х^°' (0 (обычно невозмущ движению отвеча-
ют пост значения параметров движения)
Пусть начальные
условия, заданные в
момент времени /о
для системы диф
ур-ний, отличаются
от значений х/0* (Zo),
,x„t0) (f0), и пусть
в правых частях ур-
ний появляются до
полнит слагаемые
£i(0, , gn(f). об-
условленные влняни
ем возмущений (нап-
О, ветровых)
во мн случа-
ях решение системы
И П Волк
ур-ний можн<^0рскать
в виде- х,=х, 3~Дх/ (i=l,	, и), где при-
ращения Дх,(/) определяют возмущенное
движение (в частности, характер изменения
этих приращений во времени При gt(t)=O,
Sx,(t=0)—0 определяет устойчивость дви-
жения)
Ур-ния В д имеют вид-
бДх.
—fi(^0) +	- 40) + д*п) -
dAx
= f+	. Ч0) + Д^п)“
-fn(^0). . 4°’)+еп(0
Если приращения параметров траектории
достаточно малы, то правые части этой
системы ур ний можно упростить, разлагая
разности ;,(j601+Axi,	, х5,(1)3-Дхп)—f((x<i0J,
, х$,0)) в ряд Тейлора, и, отбрасывая малые
высшего порядка, выписать линеаризов
систему ур ний В д
dlx,	dft	dfn
at	dx{	dxn	1
dAx	dC	df.
Sfl	. A0)(O]
где ——  ----------------------.
dx,	dxf
Если невозмущённому движению отвечают
пост значения xIt. , хп, то система диф
ур ний В д является линейной системой с
пост коэффициентами Лннеаризов система
ур-ний В д часто применяется для анали-
за устойчивости и управляемости ЛА
При автоматич управлении в ур-ния В д
вводятся новые переменные хп+1, хп+2 и т д и
добавляется соответствующее число алгеб
раич И диф ур-ний	В А Ярошевский
ВОЛК Игорь Петрович (р 1937) — сов
летчик-испытатель, засл летчик-испытатель
СССР (1983), летчик-космонавт СССР
(1984), Герой Сов Союза (1984) Окон-
чил Кировоградское воеи авиац уч ще лет
чиков (1956), Школу летчиков-испытателей
(1965), МАИ (1969) С 1965 иа испытат
работе в ЛИИ Проводил гос испытания
самолетов марок Ил, Як, МиГ, Ту, Су Ис-
следовал эл ектродиста нц ионные’ систе-
мы управления ЛА Не прекращая лётнбй
работы, прошел курс подготовки к космич
полётам и 17—29 июля 1984 совм с В А
Джанибековым и С Е Савицкой совершил
полет на космич корабле «Союз Т 12»
и орбит станции «Салют 7» Выполнил пер-
вый полет на самолете-аналоге орбит
корабля «Буран» и Проводил испытания
154 ВОЗДУШНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
А. А. Волков.
A. H. Волков.
этого ЛА. Награждён Орденами Ленина,
Трудового Красного Знамени, медалями.
ВОЛКОВ Александр Александрович (1905—
1965) — сов. конструктор авиац. автоматич.
оружия. После окончания фабрично-завод-
ского уч-ща (1927) работал в КБ (с пере-
рывом). В нач. 40-х гг. совм. с С- А. Яр-
цевым разработал авиац. пушку ВЯ Гос.
пр. СССР (1942). Награждён орденами
Ленина, Кутузова 2-й степ., Отечеств, вой-
ны 2-н степ., медалями.
ВОЛКОВ Александр Никитович (р. 1929) —
сов. гос. деятель, маршал авиации (1989),
засл. воен, лётчик СССР (1974). Окончил
спецшколу ВВС (1948), Воен.-авиац. уч-ще
лётчиков (1951), Воен-возд. академию (1961,
ныне им. Ю. А. Гагарина), Воен, академию
Генштаба Вооружённых Сил СССР (1973).
В Сов. Армии с 1948. В 1951—78 прошёл
путь от лётчика до- ком. авиакорпуса. В
1979—86—команд. Воен.-трансп. авиацией
ВВС — чл. Воен, совета ВВС. с 1986—зам.
главнокоманд. ВВС- В 1987—90 министр
гражд. авиации СССР. пред. Комиссии СССР
по делам ИКАО. Награждён орденами Лени-
на, Красного Знамени, Красной Звезды,
«За службу Родине в Вооружённых Силах
СССР» 3-й степ., медалями.
ВОЛНА РАЗРЕЖЕНИЯ — распространение
бесконечно малого или конечного возмуще-
ния давления Др<0 в покоящейся или дви-
жущейся среде. В идеальном газе бесконечно
малое возмущение распространяется со ско-
ростью звука. Если имеется непрерывная
последовательность бесконечно малых воз-
мущений, то каждое последующее возмуще-
ние распространяется в среде с меньшей
скоростью из-за понижения темп-ры и посте-
пенно отстаёт от предыдущего. Поэтому
первоначально крутой фронт В. р. с тече-
нием времени становится более пологим;
это указывает на невозможность существо-
вания скачка разрежения.
ВОЛНА СЖАТИЯ — распространение бес-
конечно малого или конечного возмущения
давления	в покоящейся или движу-
щейся среде. В идеальном газе малое возму-
щение распространяется со скоростью звука.
Для непрерывной последовательности бес-
конечно малых возмущений каждое после-
дующее возмущение распространяется в сре-
де с большей скоростью из-за повышения
темп-ры. постепенно догоняет предыдущее
и сливается с ним. В результате этого про-
цесса слияния образуется ударная волна.
ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ в аэро-
динамике — часть сопротивления аэроди-
намического, возникающая при достаточно
большой скорости полёта, когда Мпхи число
полёта превышает критич- М*. Его появ-
ление обусловлено тем, что при переходе от
докритич. обтекания (МГО<М,) ксверхкрити-
ческому (М»<МЖ<1) вблизи доа-сти ЛА
(как правило, на крыле) формируются мест-
ные сверхзвук, зоны (области со сверхзвук,
скоростями газа), замыкающиеся скачками
уплотнения, а при сверхзвук, обтекании
(Мо,>1) образуется головной скачок уплот-
нения и. возможно, ряд внутр, скачков.
Переход части кинетич. энергии в тепловую
энергию газа в таких скачках (ударных вол-
нах) приводит к дополнит, силе, действую-
щей противоположно направлению движе-
ния ЛА. Это и есть сила В. с. Неносредств.
связь В. с. со сверхкритич. (или сверх-
звук.) обтеканием и скачками уплотнения
выражается также в том, что оно опре-
деляется суммарным приращением энтропии
газа при переходе через скачок или систему
скачков уплотнения.
Резкий рост сопротивления на сверхкри-
тич. режиме и необходимое для перехода
через скорость звука увеличение тяги дви
гателей ЛА связаны с тем, что В. с. возрас-
тает пропорционально (Мя—Mt)J. С целью
уменьшения сопротивления и увеличения
аэродинамического качества используются
профили с возможно большим значением
критич- числа Маха (сверхкритические про-
фили). Широкое распространение получили
стреловидные и треугольные крылья, для
к-рых вследствие скольжения принципа зна-
чение М* может быть существенно выше,
чем дЛя прямого крыла, а скачки уплотнения
при сверхзвук, обтекании значительно слабее.
Лит.: X р и сти а по ви ч С. А., Механика сплош-
ной среды. М._ 1981; Лойцянский Л. Г.,
Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987;
Oswatilsch К., Gas dynamics, N. Y., 1956.
В. H. Голубкин.
ВОЛНОВОЕ УРАВНЕНИЕ — линейное в
частных производных второго порядка ур-ние
с пост, коэффициентами, описывающее рас-
пространение в среде возмущений с пост,
скоростью. При выводе В. у. из ур-ний
газовой динамики пренебрегают вязкостью
и объёмными силами, Значения и градиен-
ты средних и пульсационных скоростей счи-
таются малыми, а ср. значения давления
и плотности принимаются не зависящими
от времени t. Тогда условия малости воз-
мущений и отсутствия теплообмена позволя-
ют считать движение безвихревым и ввести
потенциал скорости ф, и В. у. принимает
вид: diff/dti—а~А<$=0, где А — оператор
Лапласа (в декартовой системе координат
А—д2/дх2\-д'/ду~-[-дг/дг2), а — скорость
распространения возмущения (скорость зву-
ка). Дааление р и скорость v распростра-
нения возмущений определяются через <р: р =
—Qodcp/dt, v=— graa<p. где q0— плотность
невозмущённой среды. В сферич- системе
координат В. у. имеет вид:
_!_2_p±q+_J-----------
r2 dr V дг Г Aine 56 \	/
1	d2w	1 d2u)
----------X	— =0,
/2sin2e <9ti2	a2 di2
в цилиндрической —
I d / otf x 1	д\>	1 d2y (
В случаи если распространение волны проис-
ходит в однородном возд. потоке, движу-
щемся со скоростью «о, В. у. принимает
вид конвективного В- у.
где
£> _ д ( д д д \
Dt dt + дх + ду + dz )
С учётом источников, создающих звук. В. у.
переходит в неоднородное В. у.
д2<р
dt2
2Аф = Е(х. у, г, /),
где F — ф-ция источника, характеризующая
его Производительность. Правая часть этого
ур-ния описывает источники, под действием
к-рых происходит распространение звука.
В силу линейности В. у. решение его на-
ходится в виде суперпозиции простых гармо-
нии. волн, напр. в виде плоской волны
<р=Аоехр [i(<of±^x) | или в виде расходя-
щейся сферич. волны <р=ф(/—г/а) /г, где
ф — произвольная функция.
Для неоднородного В. у. решение сущест-
венно сложнее:
Г F(x, у, г t~r/a)
q. = \	v '---------dlz,
J v	r
где V - объём, занимаемый истопником.
В этом случае необходимо иметь детальную
информацию об источнике звука, что являет-
ся весьма Сложной задачей для непростых
источников (таких, как турбулентные струи,
вентилятор, винт). Напр., для решения за-
дачи о шуме струи необходимо знать ее
турбулентные хар-ки: пульсации скорости,
пространственно-временные масштабы тур-
булентности и т. и.	А. Г. Мунин.
ВОЛНОВОЙ КРИЗИС - возникновение
скачков уплотнения (ударных волн) при
трансзвук, обтекании тела, когда Маха чис-
ло набегающего потока превышает
критич. число Маха. Начало В. к. связано
с образованием местной зоны сверхзвук,
течения, замыкающейся скачками уплотне-
ния. Напр., при обтекании крыла с ростом
значения Мго скачки уплотнения, к-рые пер-
воначально возникают на верх, пов-сти про-
филя, вместе с границей сверхзвук, зоны
перемещаются к задней кромке. Затем сверх-
звук. зона появляется и на ниж. пов-сти
профиля. Развитие её протекает здесь
интенсивнее, чем на верх, пов-сти, и, начи-
ная с нек-рого числа Мж<1, замыкающий
скачок уплотнения на ниж. пов-сти обго-
няет скачок на верх, пов-сти. С прибли-
жением числа Мж к единице сверхзвук,
зоны захватывают большую часть пов-сти
Профиля.
В. к. сопровождается значит, увеличением
лобового сопротивления за счёт появления
волнового сопротивления, обусловленного
потерями энергии в скачках уплотнения.
Отмеченное различие в динамике роста
сверхзвук, зон приводит к резкому изме-
нению продольного момента (смещению фо-
куса аэродинамического). В условиях В. к.
увеличение сопротивления связано также со
срывом потока из-под скачков уплотнения.
Вследствие разных причин срыв может воз-
никать неодновременно на левой и правой
консолях крыла самолёта, что приводит к
появлению момента крена.
С целью затягивания начала В. к. Приме-
няются сверхкритические профили с повы-
шенным значением критич. числа Маха. Ши-
роко используются для преодоления В. к.
стреловидные крылья, на к-рых реализуется
Скольжения принцип.	В Н Голубкин.
ВОЛНОЛЁТ— трёхмерное тело, наветрен-
ная сторона к-рого образована «отвердев-
шей» поверхностью тока течения за дву-
мерной (плоской — IP на рис. 1, а; ци-
линдрической или осесимметричной) ударной
волной, проходящей через нек-рую линию
АВС, расположенную на этой ударной волне.
Линия АВС образует острую переднюю кром-
ку В- Возмущённое течение у подветр.
стороны В. заключено между нею и ударной
волной, при больших сверхзвук- скоростях
полёта гл. обр. этому течению обязано воз-
никновение подъёмной силы, чем и объясня-
ется назв. «волнолёт»- Подветр. сторона В.
может быть образована пов-стью тока к.-л.
Другого двумерного течения, проходящей че-
рез ту же линию АВС, благодаря чему
образуется объём В. К числу наиболее
простых относятся несущие тела (имеющие
подъёмную силу), навгтр. стороны к-рых
ярдаядЕт
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои
155
с
Рнс. 1. Простеишие волнотсты образованные
пюскими (о) и коническими (б) поверхностями,
сплошные и штриховые черные линии выделяют
объем волиолета голубые — ударные волны (скач
КИ уплотнения) — набегающий поток
Рис 2 Поперечные сечении зверообразных вот ио
летов (обозначения те же что на рис 1)
Рис 3 Волнолет сложной формы
образованы нов стами тока за плоским скач
ком уплотнения (плоскостями) и за осесим-
метричным конич скачком уплотнения
(плоскостями и сегментами кон\са, рис 1,6),
подветр стороны этих тел образованы плос
костями тока невозмущенною потока, дно
плоское С помощью плоских скачков уп-
лотнения и пересекающихся скачков могут
быть построены также ненесущие тела с звез
дообразным поперечным сечением (рис 2),
интересные Тем, что их волновое сопро-
тивление меньше, чем сопротивление конусов
тех же длины и объема Изменяя форму
линии АВС, можно получать В разл фор
мы в плане (рис 3), а складывая прос
тые В ,— разл формы поперечного сечения
Для изменения формы продольного контура
можно воспользоваться прямой и косыми вол-
нами разрежения Прандтля—Майера (см
Прандтля - Майера течение) Несмотря на
то, что есть проекты ЛА, по форме близ
кие к В , последние скорее следует рассмат
ривать как схемы, дающие возможность
элементарного расчета аэродинамич хар-к и
решения задач выбора оптим форм и пара
метров ЛА
Лит Кюхеман Д Аэродинамическое ироек
тирование самолетов пер с анг i ХУ 1983
Ьлшкиц В А Треугольник крылья н гипер
звуковом потоку Ч 1484	Г И Майкапар
ВОЛОКНИСТЫЕ МАТЕРИАЛЫ в авиа
строении В авиац технике широко при-
меняются разл материалы на основе хими
ческих (искусств , синтетич углеродных, кс
рамич , стеклянных, кварцевых, базальтовых,
металлич } и натуральных (хлопка, льна,
шерсти, шелка, асбеста) волокон В м из-
готовляются в виде штапельных волокон
комплексных нитей холстов, лент, шнуров
трикотажа тканей, войлоков нетканых ма
териалов Применяются как в чистом (исход-
ном) состоянии так и в композиции с
пропиточными составами и Др связующими
(напр, волокниты текстолиты) В м, при-
меняемые в авиац пром сти, включают
материалы для теплп и звукоизоляции (см
Теплоизоляционные материалы, Звукопогло
щающие материалы), декоративно отделоч
ные материалы Для пасс салонов, фильт-
рующие материалы, ткани для парашютов
и др Предельные рабочие темп-ры для
В м из хлопка льна шерсти, шелка не
должны превышать 80—100 JC, Для В м из
хим волокон капрона 120 °C, лавсана
150 °C, фенилона 250 °C, герлона и аримида
350 °C Для теплонзоляц В м допускаются
более высокие предельные рабочие темп-ры,
чем для конструкц материалов из тех же ви
дов воюкон для В м на основе стекла
450 °C, асбеста 600 "С, кварца 1000 °C
ВООРУЖЕНИЕ АВИАЦИОННОЕ — со во
куппость разметаемых на ЛА средств по-
ражения противника, устройств Для их
транспортировки и использования, а также
систем обеспечивающих боевое применение
средств поражения (рис 1) Иногда кВа
относят также боевые средства, не обеспе-
чивающие нелосредств поражения против-
ника, но служащие в конечном счете по
вышению эффективности и средств пораже
ния (устройства помехового или маскирую-
щего действия, средства защиты разл ти
пов) КВа относят также системы и
средства его контроля
Первым видом В а был пулемет, уста-
новленный в опытном порядке на самоле
те в 1911 (почти одновременно в России
и во Франции) Авиац бомбы были впервые
применены итал авиацией во время итало
турецкой войны 1911 —12 Участвовавшие в
l-и балканской воине 1912—13 рус летчи-
ки бомбардировали в 1912 турецкую кре-
пость Адрианополь (Эдирне), сбрасывая
вручную 10-килограммовые бомбы Для ата
ки наземных войск — пехоты и кавалерии —
с самолета сбрасывали стрелки-дротики раз
мерой чуть больше карандаша Стрелка мае
сой 30 г пробивала деревянный брусок тол-
щиной св 15 см В 1913 в России на самоле-
те был установлен прибор штабе капитана
В И Толмачева для прицеливания при
бомбометании В том же году нем инж
Ф Шнейдер запатентовал конструкцию син-
хронного пулеметного привода (синхрони-
затора), позволяющею стрелять из пулемета
через плоскость, омегаемую возд винтом
Значит развитие В а связано с созда-
нием И И Сикорским в 1913 первого
тяжелого бомбардировщика «Ялья Муро-
чец» Пулеметно-пушечное оборонит воору
жение самолета имело круговую зону обст-
рела и насчитывало до 8 пулеметов, в т ч
подвижных Самолет был оборудован Держа
телем для внутрифюзеляжной подвески воо
Ружения, механич системой сбрасывания
авиабомб нз кабины самолета и бомбарди-
ровочным прицелом Для вооружения само
лета В В Орановским были разработаны
первая в мире Система (ряд) фугасных и
осколочных бомб и авиац взрыватель СиС
тема фугасных авиабомб состояла из 8
бомб, а осколочных — из 4 бомб Оско-
лочные бомбы имели ютовые элементы и
упредит Шток Для подрыва над поверх
ностью земли Зажигат бомбы представляли
собой емкости, заполненные паклей и опил-
ками, пропитанными мазутом и бензином
В 1916 франц летчик Г Гинемер исполь
зовал в возд боях 37-м м пушку, стре-
лявшую через пустотелую втулку винта
В России 37 мм пушка устанавливалась на
I ндросамолете М. 9 (см Григоровича самоле
ты), на бомбардировщике пробовали приме
нять 76 мм пушку Первый сов серийный
истребитель И 2 в 1926 был вооружен двумя
синхронными пулеметами ПВ 1 В 1928 сов
воен авиация получила турельный пулемет
ДА В 1932 на вооружение был принят
7 62-мм авиац пулемет U1K.AC со скоро-
стрельностью 1800 выстрелов в 1 мин, не
имевший равных в мире К 1933 создает
ся новая система авнац бомб М32 В
1936—38 успешно прошел испытания авиац
пулемет Ультра ШКАС с темпом стрельбы
3000 выстрелов в 1 мин В 1936 иа воору-
жение принята 20-мм авиаи пушка ШВАК.
В кон 1938 начались испытания 12,7-мм
пулемёта БС конструкции М Е Березина
В 1937—39 на вооружение истребителей по
ступили неуправляемые реактивные снаря
ды PC 82 PC-132 В ходе 2-й мировой вой
ны сов авиация имела также 23-мм пушки
ВД, 12,7 мм пулеметы УБ и 20-мм пушки
Б-20, пушки НС 23 и НС 37 Появились
радиолокац прицелы и системы наведения,
позволяющие осуществлять бомбометание
по невидимым целям (ночью, из-за обла
ков) Бомбардировочные установки произво-
ди пи автоматич сбросы бомб как одиночно,
так и залпом или серией С заданным чис
лом бомб и установл интервалами Калибр
бомб колебался в широких пределах—от
0 5 кг до 12 т На вооружение сов ВВС еще
во время войны поступили противотанковые
бомбы кумулятивного действия
Авиац средства поражения представляют
собой управляемое, корректируемое и неуп
равляемое оружие Управляемое оружие —
это авиац ракеты классов «воздух — воз-
дух» (для поражения возд целей при пуске
с ЛА) «воздух — поверхность» (для пора
жения наземных и надводных целей), «виз
Дух — космос» (частный случай ракет класса
«воздух — воздух» для поражения объектов в
космосе) а также противоракеты (для пора
жения ракет противника гл обр в целях
обороны и церехвата) Корректируемое ору
жие — промежуточное между управляемым и
неуправляемым оружием, охватывающее гл
обр средства поражения, основанные на об
156 ВОЛОКНИСТЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Авиационное Оружие
Управляемые ракеты		Неуправляе- мые ракеты		Пулемётно- пушечное		Бомбардиро- вочное
Специальное
Автономно управляемые		Пушки		Кассеты и связки
Самонаво- дяшився		Пулеметы		Зажигатель- ные баки
С коман- дным наведением		Боеприпасы		Управляемые бомбы
С комбини- рованными системами управления		Неуправ- ляемые бомбы	J
Корректи- руемые		Контейнеры мелких бомб	
		Мины и торпеды	
Рис. 2. Возможная схема размещения вооружения
в корпусе или на внешней подвеске современного
истребителя-бомбардировщика 1 — пушки. 2 —
бомбы, 3 — неуправляемые ракеты, 4 — ракеты
«воздух — поверхность», 5— ракеты «воздух —воз-
дух»; 6 — бакн (зажигательные, топливные), кон-
тейнеры с разведывательной аппаратурой, 7 — раз-
брасыватели
разцах неуправляемого оружия, оснащённых
системами разовой и многоразовой коррек-
ции для уменьшения вероятности промаха.
Корректируемыми бывают бомбы, арт. снаря-
ды, ракеты. К неуправляемому оружию от-
носятся: бомбардировочное Оружие, вклю-
чающее разнообразные авиационные бомбы.
кассеты с мелкими поражающими субснаря-
дами, зажигат. баки, мины и торпеды (см.
Противолодочное оружие], ракетное ору-
жие, не имеющее средств наведения на цель,
пулемётно-пушечное оружие, включающее
пушки, пулемёты, гранатомёты и боеприпа-
сы к ним (см. Пулемётно-пушечное воору-
жение], а также выливные системы, раз-
АВИАЦИОННОЕ
ВООРУЖЕНИЕ
Установки
Пушечные
Системы управления
авиационным Оружием
I 1
Системы наземного
контроля,подготовки и
ввода данных
Ядерные
бомбы
и ракеты
Химические
бомбы и
приборы
Разбрасыва-
тели ложных
целей.
Отражателей
Подвесные
зажигатель-
ные баки
Блоки
авиационных
неуправляв-
- мых и проти-
вотанковых
управляемых
ракет
Датчики от-
носительного
положения
самолета
и цели
Вычислители
Системы
Отображения
и передачи
команд
т
Навигацион-
ные
Первичной
обработки
информации
нижнего
Уровня
Пилоны и
контейнеры
Оптические
визиры
Пусковые
установки
ракет
Катапульт-
ные
— Держатели
Бомбозамки
Рис. 1. Классификация
Теплоттеле-
визионные
визиры
Лазерные
локаторы и
дальномеры
Радио-
локаторы и
дальномеры
Акустические
станции и
магнитомет-
ры _________
IЛинии
связи с ору-
жием в
полете
Индикация
и пульты
управления
Проводная
и свето-
проводная
Выработки
прицельной
информации
ореднето
уровня
Мультиплек
сные линии
связи и
силовыезлек-
трические
линии
Радио
Управляю-
щие и
диспетчеры
высшего
уровня
Декодеры
и датчики
оконечных
устройств
Системы
передачи
команд
управления
ракетами
авиационного вооружении.
Устройства
выставки
навигацион-
ных систем
ракет
брасыватели (дипольные отражатели, лож-
ные тепловые пели), огнемёты и пр. С 8О-х гг.
в США ведутся работы над новым видом
средств поражения — лазерно-лучевым ору-
жием.
Под устройствами, служащими для транс-
портировки и реализации средств пораже-
ния, принято понимать подвижные и не-
подвижные установки пулемётно-пушечного
вооружения, авиац. пусковые установки, ка-
тапультные установки, блоки неуправляемых
ракет, держатели бомбардировочного воору-
жения, бомбозамки, контейнеры, пилоны, а
также обслуживающие их электрич , гндрав-
лнч., пневматич и пиротехн, системы. Сю-
да относят также вытяжные системы, пара-
шютные системы стабилизации и торможения
и т. д. Совр. комплекс В. а.— это сово-
купность взаимосвязанных устройств, к-рые
функционируют как при применении пуле-
мётно-пушечного, так и бомбардировочного
или ракетного вооружения (рис. 2) Напр ,
на балочные держатели, входящие в установ-
ку бомбардировочного вооружения, могут
подвешиваться контейнеры с пушками или
ракетные пусковые устройства.
Системы, обеспечивающие боевое примене-
ние средств поражения, разнообразны по ви-
ду и по характеру действия. Системы для об-
наружения и опознавания целей составляют
самостоят. класс обзорно-прицельных сис-
тем. Осн видом обеспечивающих систем,
входящих в В. а , являются системы управ-
ления оружием (вооружением); схема одной
из них показана на рис. 3. С 80-х гг-
основу этих систем, помимо силовых ли-
ний и агрегатов энергопитания, составляют
цифровые вычислители разных уровней,
объединенные цифровой мультиплексной ли-
Телевизи-
онная
*— Лазерная
нией связи и передачи информации, до-
полняемые иногда аналоювымн линиями пе-
редачи информации (напр., телевиз. изобра-
жения цели с юловки самонаведения ра-
кеты), устройства отображения информации
экипажу и др. Вычислители нижнего уровня
в системе управления оружием получают ин-
формацию о типе подвешиваемого оружия,
готовности его к работе, осуществляют пе-
риодич. контроль исправности, по командам
центр, вычислителя или вычислителя более
высокого уровня рассчитывают и вводят в
оружие программу работы (время включе-
ния и выключения двигателя ракеты, мо-
менты изменения конфигурации и раскры-
тия крыльев, выпуска тормозного парашюта),
а также рассчитывают параметры (напр.,
момент срабатывания) взрывателя. При не-
обходимости они же обеспечивают перевод
цифровых команд управления в аналоговые
сигналы. Вычислители более высокого уровня
решают баллистич. задачу, определяют зону
пуска или точку сброса, выбирают вид ору-
жия и порядок его применения, обеспечивают
экипажу наглядную индикацию обстановки и
оптимизацию в этой обстановке решения.
В ряде случаев эти вычислители решают
и более сложные задачи, выходящие за рам-
ки управления только вооружением, напр.
оптим. маневрирование ЛА в зоне цели,
одноврем. управление ЛА и двигателем для
обеспечения макс эффективности примене-
ния оружия и т. д.
Непрерывное развитие средств ПВО, рост
требований к эффективности В. а приводят
к пост, усложнению В. а., его постепен-
ному слиянию с подсистемами ЛА-носителя
и в конечном счёте к превращению боевого
ЛА в единый боевой авиац. комплекс Ус-
WWW. vokb-la.spb.ru - Самолёт

157
вооружением
команд
вооружением
Рис, 3. Схема системы управления вооружением.
Рис. 4. Типовая схема автоматизированной системы контроля управляемых авиационных
ракет.
ложнение систем В. а. вызывает необхо-
димость надёжного контрола работоспособ-
ности В. а. при наземной эксплуатации и
применении. В результате совершенствова-
ния В. а, большинство систем неуправляемого
и нек-рые виды управляемого В. а. ввиду
их высокой надёжности не подвергаются
контролю (т. и. беспроверочные системы),
роль контроля В. а. постоянно возрастает.
До 60-х гг- для проверки авиац, воору-
жения использовались в осн, неавтоматизир.
средства, выполненные в виде контрольно-
поверочной аппаратуры с приборами инди-
кации сигналов. С 70-х гг. получили широ-
кое развитие автоматизир. системы кон-
троля на базе цифровых ЭВМ (рис. 4).
Они осуществляют параметрич. контроль по
задаваемым программам, производят поиск
неисправного блока или узла, прогнозируют
техн, состояние, а также фиксируют резуль-
таты контроля с помощью печатающих уст-
ройств или дисплеев.
Лит.: Боевая авиационная техника. Авиацион-
ное вооружение, под ред. Д И. Гладкова. №..
1987.	В. С. Егер, И. А. Родионов.
ВОРОБЬЕВ Иван Алексеевич (р. 1921) —
сов. лётчик, полковник, дважды Герой Сов.
Союза (1944, 1945). В Сов. Армии с 1940.
Окончил Тамбовскую воен, авиац. школу пи-
лотов (1941), Воен.-возд. академию (1952;
ныне им. Ю. А. Гагарина). Участник Вел.
Отечеств, войны. В ходе войны был лётчи-
ком-штурмовиком, ком. звена, ком, эскадри-
льи штурмового авиаполка. Совершил ок.
400 боевых вылетов. После войны в ВВС.
с 1958 на преподават. работе. Награждён
орденом Ленина. 2 орденами Красного Зна-
мени, орденами Богдана Хмельницкого 3-й
степ., Александра Невского, 2 орденами
Отечеств, войны [-й степ., орденом Отечеств,
войны 2-й степ., 2 орденами Красной Звезды,
медалями. Бронзовый бюст в дер. Горбачё-
ве Тульской обл.
Лит.: Ребров М„ Штурмовик-гвардеец, в ки..
Люди бессмертното подвига, 4 изд., кн. I, №..
1975.
ВОРОГУШИН Николай Иванович (1889-
1938)— сов. учёный в области теплотехники,
ученик Н. Е. Жуковского. Чл. студенч. воз-
духоллават. кружка (1910-14) Император-
ского техн, уч-ща (ныне МГТУ), к-рое окон-
чил в 1921. Руководитель науч, подразде-
лений ЦАГИ (1918-30, (935—38). В 1923-
1929 зам, пред. (С. А. Чаплыгина) строит,
комиссии ЦАГИ, одновременно работал в
винтомоторном отделе ин-та. В 1935—37
возглавил бюро техн, проектирования нового
ЦАГИ. В 1931-35 работал в ЦИАМ. Пре-
подавал в Воен.-возд. академии РККА им.
проф. Н. Е. Жуковского (1923—38; ныне
ВВИА). Моск, механнко-электротехн. ин-те
им. М. В. Ломоносова (1921—30), МАИ
(1930—37). Осн. работы в области теории
авиадвигателей, методики эксперимента и
испытаний двигателей новых типов, проек-
тирования моторных лабораторий.
ВОРОЖЕЙКИ Н Арсений Васильевич
(1912 - 87) — сов. лётчик, ген.-майор авиа-
ции (1954), дважды Герой Сов. Союза
(1944). В Сов. Армии с 1931. Окончил воен,
авиац. школу лётчиков (1937), Воен, акаде-
мию командно-штурманского состава ВВС
Кр- Армии (1942; ныне Воен.-возд. академия
им. IO. А. Гагарина), Высш. воен, акаде-
мию (1952; позже Воен, академия Генштаба
Вооруж. Сил СССР). Участник боёв в р-не
р. Халхин-Гол, сов.-финл. и Вел. Отечеств,
войн. Был ком. эскадрильи, зам. ком. истре-
бит. авиаполка, старшим инструктором-лёт-
чиком. Совершил св. 240 боевых вылетов,
сбил 52 самолёта противника. Награждён
орденом Ленина, 4 орденами Красного Зна-
мени, орденами Суворова 3-й степ., Алек-
сандра Невского, Отечеств, войны l-й степ,,
2 орденами Красной Звезды, медалями и
иностр, орденами. Бронзовый бюст в г. Го-
родец Нижегородской обл.
ВОРОЖЁЙКИН Григории Алексеевич
(1895— 1974) — сов, военачальник, маршал
авиации (1944). В Сов. Армии с 1918.
Окончил школу прапорщиков (1915), Воен,-
возд. академию РККА им. проф. Н. Е. Жу-
ковского (1933; ныне ВВИА). Участник 1-й
мировой и Гражд. войн. В ходе Вел. Оте-
честв. войны был команд, авиацией армии,
команд. ВВС фронта, нач. штаба ВВС Кр.
Армии, команд, ударной авиац. группой
(1942), l-м зам. главнокоманд. ВВС (1942 —
46). В 1946 — 47 команд, авиац. объедине-
нием. В 1953—59 нач. ф-та ВВА. Награж-
дён 2 орденами Ленина, 4 орденами Крас-
ного Знамени, 3 орденами Суворова (два —
1-й степ., одни —2-й степ.), орденом Крас-
ной Звезды, медалями.
ВОРОНЕЖСКИЙ МЕХАНИЧЕСКИЙ ЗА-
ВОД — берёг начало от з-да «Триер»,
образованного в Воронеже в 1928 и преоб-
разованного в 1931 в дизельный з-д. С
1940 — филиал Воронежского авиамоторно-
го з-да № 16, передавшего сюда произ-во
ПД Л4-11; с марта [941 —самостоят.
пр-тие (з-д № 154; совр. назв. с [961). В
годы Вел. Отечеств, войны з-д, перебазиров.
в окт. 1941 — янв. 1942 в г. Андижан
Узб. ССР, выпускал ПД М-11Д. В 1946
реэвакуирован в Воронеж на терр. з-да
№ 16 (оставшегося после эвакуации в Каза-
ни) и стал одним из осн. поставщиков ПД
авиац. назначения. В разл. модификациях
выпускались ПД М-ll (М-11Д, К Л, ФР),
AW-14 (АИ-14Р, В, ВФ, РФ, ЧР) АШ-62
(АШ-62ИР, М), М-14 (М-14В26, П. Б), а
также редуктор РВ-15 для вертолётов Аа-15
и Ка-18. Пр-тие награждено орденом Ок-
тябрьской Революции (1976) и Трудового
Красного Знамени (1945).
ВОРОНЕЖСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРО-
ИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ -
берёт начало от Воронежского авиац.
з-да № 18, к-рый был заложен в 1930 и
вступил в строй в 1932. В КВ з-да работали
А. С. Москалёв, К- А. Калинин. В 1933—41
на з-де строились пасс, самолёт САМ-5,
рекордный самолёт АН7~-25, бомбардиров-
щики ТБ-3 (АНТ-6). К-12. К-13, ДБ-3
(Ил-4), Ер-2, штурмовик Ил-2. В нояб.
1941 з-д был эвакуирован и продолжил свою
деятельность в Куйбышеве (с 1989 это
Куйбышевское авиационное производствен-
ное объединение). Воссозданный в 1943 в
Воронеже з-д (№ 64) с 1944 выпускал
штурмовик Ил-10- В дальнейшем строил
реактивные бомбардировщики Ил-28, Ту-16,
трансп. самолёт Ан-12, пасс, самолёты Ил-12,
Ту-144, Ил-86. В кон. 80-х Гг. начал выпус-
кать пасс, самолёт Ил-96-300- В 1980 на
основе з-да образовано ПО. Пр-тие (объе-
динение) награждено орденами Ленина
(1966), Трудового Красного Знамени (1981).
ВОРОНИН Григорий Иванович (1906—
1987) — сов. учёный в области криогенно-
вакуумной техники и кондиционирования
воздуха, д-р техн. наук (1951), засл, деятель
науки и техники РСФСР (1967), Герой
Соц. Труда (1961). После окончания МАИ
(1936) работал в пром-сти; в 1939—85
гл- конструктор. С 1957 преподавал в Моск.
Энергетич. ин-те (с 1958 проф.), с 1962
зав. кафедрой МВТУ. Под рук. В. созданы
системы кондиционирования для поддержа-
ния давления, темп-ры, влажности и чисто-
ты воздуха в кабинах ЛА. Ленинская пр.
(1966), Гос. ир. СССР (1949, 1952). На-
граждён 3 орденами Ленина, орденами Ок-
тябрьской Революции, Отечеств, войны 1-й
степ., 3 орденами Трудового Красного Зна-
мени, .медалями-
158 ВОРОБЬЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ВОРОНИН Павел Андреевич (1903—84) —
один из организаторов авиац пром-стн
СССР, ген -майор инж -авиац службы
(1944), дважды Герой Соц Труда (1941,
1982) Окончил Моск машиностроит нн-т
(1934) С 1920 работал на Гос авиац
з де № 1 (бывший «Дуке») в Москве
(с 1934 директор) В 1940—46 зам наркома
авиац пром-стн В 1946—82 директор з да
Afe 30 («Знамя Труда») в Москве, ген ди-
ректор авиац ПО им П В Дементьева
В годы Вел Отечеств войны внес боль
шой вклад в организацию эвакуации авиац
з-дов и массового произ-ва боевых самолё-
тов Ленинская пр (1976) Награждён 7
орденами Ленина, орденами Октябрьской Ре-
волюции, Суворова 2-й степ , Кутузова
I й степ , Трудового Красного Знамени, ме-
далями
ВОСЬМЕРКА — фигура пилотажа полёт ЛА
по траектории, сходной с цифрой 8 (см рис )
Различают горизонт и вертик В Горизонт
балках- гондолах
позволяет использовать информацию
Горизонтальная восьмерка
2—3-й день полета),
Макс крейсерская ско-
Топливо размещается в
В состоит из двух противоположных по нап-
равлению разворота слитно выполненных
виражей, вертикальная — нз Нестерова пет-
ли и двух полупетель
«ВОУТ» (Chance Voughi Corporatton) —
авиастроит фирма США Осн в 1917 под
назв «Чанс Воут эркрафт», с кон i960 —
«В» В 1961 вошла в состав концерна
«ЛТВ корпорейшен» (см кЛинг-Темко
ВОут»\ Была осн поставщиком самолетов
для ВМС США К наиболее известным
самолетам фирмы относятся палубные истре
бители и их модификации F4U «Корсар»
(первый полёт в 1940, построено более
П тыс, см рис в табл XX), F7U
«Катлас» (1948), F-8 «Крусейдер» (1955),
А-7 «Корсар»!! (1965) Осн данные нек рых
самолетов фирмы приведены в табл
Табл —Палубные самолеты фирм «Воут* н «Линг Темко Воут»
	Истребите 1и		Истребитель	Штхрмовик A 7D
Основные			бомбардировщик	
данные	F4U 5N	F7LJ 3	F 8В	
Первый полет, год	1941	1951	|961	1968
Число и тип двигателей	1 ПД	2 1РДФ	1 ТРДФ	1 ТРДД
Мощность двигателя кВт	1710			
Тяга двигателя, кН	—	27	80	64 5
Длина самолета м	|0 21	13,5	16 61	14 1
Высота самолета, м	3 72	4 45	4 8	4 9
Размах крыла м	12,5	12 |	10 87	11 8
Площадь крыла м2 Взлётная масса т	•29.17	46 1	34 84	34 84 16,98 19 05
нормальная максимальная	6,4	12,4 |4 35	127 15 42	
Масса пустого самолета, т	—	8 26	2 27	8 67
Боевая нагрузка т	0.91	1		6 8
Радиус действия, км Максимальная скорость полета	—	480	96з 1800	1810 1115
км/ч	755	1 135		
Потолок, м Экипаж, чел	1	13700 1	17675 1	7860 1
Вооружение	4 пушки	4 пушки	4 пушки	4 пушки
	(20 мм) НАР	(20 мм) НАР	(20 мм) НАР. 6 УР	(20 мм), НАР УР
				
«ВОЯДЖЕР» (англ voyager, букв — путе
шественник)—самолет, на к ром в 1986
Д Рутан и Д Йигер впервые осущест-
вили беспосадочный кругосветный перелет
без дозаправки топливом в полёте По-
строен в 1981—84 фирмой «Вояджер эр
крафт» (США) под рук Б Ругана (брат
пилота) Самолет (рис в табл XXXV1I1)
изготовлен из лёгких композиц материа-
лов и выполнен по схеме «утка» — с перед
ннм горизонтальным оперением, вертнк
оперение располагается сзади на боковых
балочных гондолах Размах крыла 33,77 м,
удлинение 33,8 м, пл 33,72 м2 Длина фю-
зеляжа 7,74, макс шир 1 м Длина ба
лок-гондол 8,9 м Двухместная кабина в фю-
зеляже включает рабочее место пилота и
место для отдыха др члена экипажа Шас
си убирающееся, трёхопорное (с носовой
опорой) Силовая установка с тянущим н
толкающим возд винтами на концах фюзе
ляжа и двумя ПД фирмы «Теледайн Кон-
тинентал» Мощность переднего ПД 96,9 кВт
(Отключается на
заднего — 82 кВт
рость 240 км/ч
рыле, горизонтальном оперении, фюзеляже.
Бортовое оборудование
от
навнгаи спутников Значения масс в ре
кордном полете планер 426 кг, самолет
без топлива 1217 кг, топливо 3180 кг, взлет-
ная масса 4397 кг
ВОЯЧЕК Владимир Игнатьевич (1876—
1971)— сов учёный медик, акад АМН
СССР (1944), ген-лейтенант мед служ
бы (1943), засл деятель науки РСФСР
(1933), Герой Соц Труда (1961) Окон
чил Воен-мед академию (1899) В 1917—
56 проф (с 1930 зав кафедрой), в 1919-
25 вице президент, в 1925—30 нач этой ака
демии Разработал нормативы отбора лет-
ного состава в авиацию Награждён 5 орде-
нами Ленина, 2 орденами Красного Зна
меии, 2 орденами Трудового Красного Зна-
мени, орденом Отечеств войны 1-й степ,
медалями Имя В в 1935 присвоено Отори-
И А Воробьев
Н И Ворогушин
А В Ворожейки н
Г А Ворожейкин
I И Цщ.о....	|1 А Воронин
воларингологич клинике Военно мед ака
демии Портрет см на 162 стр
ВРАЧЕБНО-ЛЁТНАЯ ЭКСПЕРТИЗА
(ВЛЭ)-~ периодич (в большинстве стран
мира ежегодный) мед контроль за сос-
тоянием здоровья членов летных экипажей
воен и гражд авиации, инж -техн и дис
петчерского состава, а также обследование
кандидатов при нх отборе в авнац учили-
ща Осн задачи ВЛЭ — ранняя диагности
ка, лечение и профилактика заболеваний,
обеспечение безопасности полётов ВЛЭ
проводится врачебно летными комиссиями, в
к-рые входят специалисты авиац -космич
медицины с профильной подготовкой по
хирургии, терапии, оториноларингологии,
офтальмологии, психоневрологии, в нх ра-
боте принимают также участие представи
тели авиац командования Врачебно-лётная
комиссия по данным всестороннего объек-
тивного исследования цодэкспертных лиц
принимает решения об нх годности к лёт
ной или диспетчерской работе на срок до
очередного освидетельствования в соответ
ствин с действующим в каждой стране
медико юридич законодательством Реше-
ния врачебно-летной комиссии могут быть
окончательными (облигатными), напр в
ВВС США, и рекомендательными, напр в
ВВС Франции, где они подлежат утверж
денню авиац командованием Учрежде-
ния авиац мед службы ряда стран, прово-
дящие ВЛЭ наделены правом индивидуа-
лизнр экспертной оценки специалистов
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

159
летного и диспетчерского состава при нали
чии в их состоянии здоровья отклонений
от нормы, потенциально угрожающих без
опасности полетов В гражд авиации
стран — участниц ИКАО предпринимаются
попытки унифицировать методы ВЛЭ, кри-
терии годности и мед дисквалификации
летиого и диспетчерского состава по сос
тоянию здоровья В ряде стран ВЛЭ,
наряду с предполетным контролем и еже-
квартальным углубленным мед осмотром,—
составное звено системы наблюдения за
состоянием здоровья летного состава
И Д Малинин
ВРАЩАТЕЛЬНЫЕ ПРОИЗВОДНЫЕ. При
анализе возмущенного движения ЛА аэро-
динамические коэффициенты обычно раек
ладываются В ряд Тейлора по кинематич па
раметрам движения с учетомлииейных чле-
нов разложения Коэф с, , т, этого
разложения, стоящие при параметрах
шг(/,	t/, а), наз В п Здесь
^//2У• t-iz -	1/qq , /  раз-
мах крыла, bд— САХ, V'— скорость по-
лёта Ых, сог— скорости крена, рыска-
ния и Тангажа "В п характеризуют влия-
ние вращения ЛА на его аэродинамич коэф
(отсюда назв ) Для обозначения В п ис
пользуются символы аэродинамич коэф с
верх индексом, указывающим кинематич
параметр, по к-рому берется производная
c?i(rn?t)=dc,(ml) /ды, Если индексы t, /
совпадают, то В п наз простыми
напр т%\ если же индексы i / различны
то В п наз сложными иди перекрест
4>и
ными, напр тд
Экспериментальные зависимости (Д О) вра
щатечьной и нестационарной производных н их
комплекса от о
Такое представление аэродинамич сил и
моментов является адекватным лишь на ре-
жимах обтекания с устойчивой и упоря-
доченной вихревой структурой или на режи
мах безотрывного обтекания, т е при
углах атаки а<а* где а* — угол атаки, при
к ром начинается интенсивная перестрой
ка Структуры потока (появление срыва по
тока, разрушение вихревою жгута и т о )
На этих режимах В п слабо зави-
сят от Струхала числа Sh и амплитуды
колебаний ЛА При a>ti* В п могут
зависеть от Sh и амплитуды колебаний ЛА,
что не позволяет корректно использовать
возмущений теорию для исследования ди па
мики Л^
Для эксперим определения В п необхо
димы спец Динамич испытания в осн ис-
пользуются методы установившегося враще
ния и искривленного потока В основе пос
леднего метода лежит идея моделировании
стационарного течения около фиксир моде
ли путем такого генерирования потока в аэ
родинамич Трубе что он движется в окрест-
ности модели по траектории, близкой к кру-
говой Широкое распространение получили
также динамич установки к рые использу-
ют методы вынужденных колебаний и на
к рых одновременно в комплексе определи
ются В п и нестационарные произ
водные (НП)—коэф разложений по без
размерным параметрам, характеризующим
изменения углов атаки и скольжения во вре
мени Для выделения составляющих комп
лекса проводятся испытания с одноврем и
поочередным колебаниями и модели, и по
тока в динамич установке В качестве при
мера на рис приведены эксдерим записи
мости В п и НИ гщ = дтг/да(а—
= d«/dZ й^пЬд/V^ I — время) и их
комплекса от угла атаки Для нек рой
модели при дозвук скорости потока
Г И Столяров
ВРЕДНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ — 1) раз
ность между полным сопротивлением аэроди
намическим ЛА и индуктивным сопротивле
наем его несущих поверхностей (крыла,
оперения) Складывается из сопротивле
ния фюзеляжа, профильного сопротивле-
ния несущих пов-стей сопротивлении гондол
силовой установки и т д В с отсутст-
вует в идеальной жидкости
2) Разность между полным сопротив-
лением комбинации неск интерферирующих
элементов и суммой сопротивлений тех же,
но невзаимодействующих элементов (напр ,
крыла, оперения фюзеляжа) если Эта раз-
ность является положительной что свиде
тельствует о наличии неблагоприятной ин-
терференции аэродинамической, то можно
говорить о вредном интерференционном соп
ротивлении, если отрицательна, то интер
ференция нвтяется полезной 3) В приклад-
ной аэродинамике В с иногда называют
сопротивление выступающих в поток элемеи
гов, не моделируемых при испытаниях в аэ-
родинамич трубах К таким элементам от
носятся напр , приемники давления и
темп ры воздуха антенны, вспомогат воз
духозаборники, обтекатели сигнальных ог
ней тяг органов управления К В с отно-
сят также сопротивление от технол изъянов
пов сти ЛА таких как волнистость и ше
роховатость пов-сти, уступы в стыках
Листов обшивки выступающие или загЛуб
ленные головки заклепок и болтов щели меж
ду секциями органов управления и т д
Ввиду неоднозначности термина «В с » не
обходимо в каждом конкретном случае ука
зывать смысл его применения В совр " аэ
родинамич практике термин «В с » обычно
не употребляется	Л Е Васильев
ВСЕМИРНАЯ СИСТЕМА ЗОНАЛЬНЫХ
ПРОГНОЗОВ, ВСЗП (World Area Forecast
System WAFS) —создана для обеспечения
заинтересов потребителей прогнозами ме-
теорологии усювий по маршруту поле
та ЛА (ветер и темп ра иа высотах, тро
попауЗа и атмосферная турбулентность
1розы пт п) в цифровой форме в узлах
регулярной сетки, в наглядной форме или
буквенно-цифровой форме пригодных для
непосредств использования
ВСЗП начала создаваться в 80 х н при
тесном сотрудничестве ИКАО и Всемирной
метеорол орг-ции (ВМО) на базе суще
ствовавшей Системы зональных прогнозов
(СЗП) ИКАО/ВМО обеспечивавшей авиац
метеорологии службы прогнозами по мар
шруту, необходимыми для включения в по
летную документацию и проведения инет
руктажа СЗП объединяла 17 Центров зо
нальных прогнозов (ЦЗП) обеспечивавших
метеорология службы стран, входящих в
закрепл за ними р ны обслуживания, прог
нозами высокого качества и в стандартной
форме В 1982 в Монреале (Канада) спе
циализир совещание по связи и метеоро
лбгии ИКАО совместно с комиссией по ави-
ац Метеорологии ВМО рассмотрело и спе
циально утвердило концепцию построения
ВСЗП Ца базе ЦЗП были учреждены Все
мирные центры зональных прогнозов
(ВЦЗП) в Вашингтоне (США) и Лондоне
(Великобритания), а также Региональные
центры зональных прогнозов (РЦЗП) в го-
родах Бразилия (Бразилия), Буэнос-Айрес
(Аргентина), Дакар (Сенегал) Дели (Ин-
дия), Лас Пальмас (Испания КанаРские
острова), Мельбурн (Австралия), Москва
(СССР). Найроби (Кения), Париж (Фран
ция). Токио (Япония), Веллингтон (Новая
Зечандия), Франкфурт-на-Маине (ФРГ)
Ф ции РЦЗП по определ р нам обслужи
вания были возложены также и на центры
в Вашингтоне и Лондоне
На нач стадии деятельности ВцЗП в
их ф-ции входила подготовка прогнозов
ветра и темп ры в цифровой форме в узлах
регулярной сетки и обеспечение ими РЦЗП
в обязанности РЦЗП входил прием циф
ровых данных из ВЦЗП, хранение и обес
печение ими заиггтересов потребителей
а также подготовка карт ветра, темп-ры
и особых явлений погоды на высотах цо
своим зонам обслуживания
В конечном виде ВСЗП должна вклю-
чать только два ВЦЗП — в Вашингтоне и
Лондоне к рые будут разрабатывать все
виды прогнозов (ветра, темп ры, тропопау-
зы, особых явлений по|оды) в цифровой
форме в узлах регулярной сетки и рассы
лать их, с использованием в первую очередь
спутниковых средств связи, непосредст-
венно всем заинтересов потребителям Пла
нируетсн, что формирование ВСЗП завер-
шится в Сер 90 х гг
Всемирный центр зональных прогнозов
(World Area Forecast Centre, WAFC) осу
ществляет подготовку и распространение
глобальных прогнозов ветра и темп ры
для эшелонов полета (см Эшелонирование)
50 (850 гПа), 100 (700 гПа) 180 (500 гПа),
240 (400 гПа), 300 (300 гПа). 340 (250 гПа).
390 (200 г Па), 450 (150 гПа), 530 (100 гПа)
и 600 (70 гПа) а также данных о высоте тро
попаузы и скорости, направлении и высоте
макс ветра в узлах регулярной сетки в
Цифровой форме и в стандартном фор
мате
Региональный центр зональных прогно
зов (Regional Area Forecast Centre, RAFC)
осуществляет прием цифровых данных из
ВЦЗП хранит, обрабатывает эти данные и
обеспечивает ими заинтересов потребите
лей. готовит на базе этих данных по своей
зоне ответственности необходимые потреби
теням карты ветра и темп-ры, а также с ис-
пользованием всей имеющейся информации,
карты особых явлений погоды и обеспечи
вает ими заинтересов потребителей
РЦЗП Москва (RAFC MOSCOW) создан
в 1982 в Гидрометцентре СССР Госком
гидромета СССР ори Отделе авиац метео
рологии (Лаборатория зональных прогно-
зов) Центр готовит по установл ВМО/
ИКАО району обслуживания карты про
гноза ветра и темп ры длн эшелонов поле-
тов 300 ( 300 гПа) 540 (250 гПа) и 390 ( 200
гПа), а также карты прогноза особых явле
нии погоды для слоя между эшелонами по
лета 250 (450 гПа) и 400 (150 I Па) на сро
160 ВРАЩАТЕЛЬНЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ки 00, Об, 12, 18 часов Единой системы вре
мени Карты оформляются в соответствии со
стандартами ВМО/ИКАО и передаются лот
ребнтелям по факсимильным линиям связи
ВСЕРОССИЙСКИЙ АЭРОКЛУБ - учреж-
ден 16 (29) янв 1908 в Петербурге В дек
1909 вступил в ФАИ и получил право ре
гистрировать в ней мировые авиац и воз
духоплават рекорды, устанавливаемые в
России, а также выдавать пилотские дипло-
мы, действительные во всех странах Объеди
нял и координировал усилия сторонников
развития воздухоплавания и авиации в Рос
сии Руководящие органы — президиум, со-
вет и правление К совету были прикоман-
дированы пост представители воен и мор
министров и нач генштаба При В а ра-
ботали комитеты науч -технический (пред—
проф В Ф Найденов), спортивный и коми-
тет по сбору средств для возд флота,
а также комиссии по приему пилотских эк-
заменов, медицинская, по авиац почте и др
В кон 1910 организована авиац школа по
подготовке пилотов авиаторов
Отделы В а имелись в ряде городов
Проводились Междунар авиац недели (с
целью установления рекордов, показа фигур
ных полётов и т п ) В а участвовал в
созыве и проведении Всероссийских воз
духоплават съездов В числе принимав-
ших участие в работах В а — ученые и кон
структоры К П Боклевскнй, Н Н Митин-
ский, Н А Рынки, И И Сикорский. К 9
Циолковский, летчики Г В Алехнович,
В В Дыбовский, Л В Зверева, А Е Ра-
евский, С А Ульянин В а издавал журнал
«Воздухоплаватель» (с 1904) и ежегодник
«Воздушный справочник» (с 1912) В кон
1917 работа В а прекратилась
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ ЛЕГКИХ
СПЛАВОВ (ВИЛС) — создай в 1961 в Моск-
ве Осуществляет разработку технологии
произ ва полуфабрикатов для авиац пром-
сти, др отраслях техники и новых матери
алов для нар х-вз Ии-т разрабатывает
процессы литья, обработки давлением, а так-
же термич обработки алюминиевых и др
сплавов В состав ВИЛС входят спецн-
алнзир подразделения, занимающиеся нс
следованиями в области создания прогрес
сивных технол процессов изготовления, ис-
следованиями структуры и свойств и мето
дами контроля полуфабрикатов из легких и
др сплавов, повышением эффективности ме
таллургич произ ва, разработкой проектов
и изготовлением нестандартного металлур-
гии оборудования Ин-т располагает экспе-
рим базой, опытным произ-вом и вычислит
центром Издает сборники науч техн тру
дов Награждён орденом Октябрьской Рево-
люция (1983) С 1992 — Всерос ин-т лёгких
сплавов
ВСЕСОЮЗНЫЙ НАУЧНО-ИССЛЕДОВА-
ТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ АВИАЦИОННЫХ
МАТЕРИАЛОВ (ВИАМ)— образован при-
казом наркома тяжёлой промышленности
в 1932 в Москве на базе отдела испытаний
авиационных материалов ЦАГИ Разра-
батывает конструкционные, коррозионно-
стойкие, жаропрочные, износостойкие ста-
ли и сплавы, пластмассы, герметики, уп-
лотнительные, тепло- и звукоизоляционные
и др материалы Ин-т занимается также
теоретич и эксперим разработкой проб-
лем легирования и прочности сплавов,
вопросами защиты металлов от корро-
зии, созданием методов механич испытаний
и неразрушающего контроля качества спла-
вов и неметаллич материалов Издаёт «Тру
ды», тематич сборники Награждён орде-
нами Ленина (1945), Октябрьской Рево-
люции (1982) С 1992 — Всерос, ин т авиац
материалов.
«ВСПЛЫВАНИЕ» ЭЛЕРОНОВ — само-
произвольное отклонение элеронов иа обе-
их половинах крыла иа отрицат углы вслед
ствие деформации проводки управления
под действием аэродинамич нагрузки Как
правило, имеет место на самолетах, у к рых
проводка выполнена недостаточно жест
кой
ВСПЛЫВНАЯ СИЛА — разность между
выталкивающей (архимедовой) силой Р,
действующей на погруженное в жидкость
или газ тело (см Аэростатика), и весом
GT этого тела, т е Ф=Р—GT При Ф>0
тело всплывает, при Ф<0 погружается, а
при Ф==0 находится в равновесии Для слож
ных систем В с обычно вычисляют по уп-
рощённым ф лам Напр, для аэростата
Ф = Ро — (GT-|-Gr), где Ро,—выталкиваю-
щая сила, вычисленная по объёму наполнен-
ной оболочки, Gr—вес наполняющего обо-
лочку газа, GT — вес аэростата, т е вес
конструкции и грузов, находящихся нз аэро-
стате В с , действующую на аэростатич
ЛА, часто наз подъемной силой
ВСПОМОГАТЕЛЬНАЯ СИЛОВАЯ УСТА-
НОВКА (ВСУ) , энергоузел,— силовая
устзноакз на совр самолётах и вертоле
тах для пуска осн двигателей, питания
сжатым воздухом системы кондициониро
ваиня, привода электрогенераторов и др
вспоморат оборудования Применение бор-
товых ВСУ обеспечивает независимость
ЛА от наземных источников питания В по-
лёте ВСУ может использоваться а качест
ве аварийного источника энергии
ВСУ представляет собой ГТД и выпол-
няется по след осн схемам 1) однова
ль ной, в к рой отбор воздуха обычно осу-
ществляется от общего компрессора, при
водимого турбиной, расположенной с ком-
прессором нз общем валу, а генератор то-
ка приводится от турбины через редуктор,
частота вращения у таких ВСУ на рабочем
режиме обычно поддерживается постоян-
ной, что обусловлено необходимостью при-
вода генераторов переменного тока, 2) од-
но- или двухвальной с дополнит ком
прессором, от к-рого отбирается воздух
потребителю, 3) двухкаскадной, в к рой
воздух отбирается за компрессором низко
го давления
У ВСУ, используемых иа пасс само
летвх, оси мощность тратится на выра
ботку сжатого воздуха Отбираемая элек
трич мощность в этом случае не более
90 кВт ВСУ могут выполняться и по
др схемам в зависимости от предъявля
емых к ним требований — по соотношению
между видами энергии (электрич, пнев-
матич и механич ), вырабатываемой ими
ВТОРЫЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА - режимы
полета самолета при скоростях меньше наи
выгоднейшей, соответствующей максимуму
аэродинамического качества На этих режи-
мах при уменьшении скорости прямоли
нейного горизонтального полета за счёт
увеличения угла атаки аэродинамич качест
во самолета уменьшается и равновесие тя-
ги двигательной установки и аэродинамич
сопротивления при фиксир органах управ-
ления неустойчиво в отличие от полета
на первых режимах (при скоростях гори
зонтального полета, превышающих ианвы
годнейшую), где равновесие этих сил ус-
тойчиво
Для реализации полета иа В р п тре
буется особая методика пилотирования са
молета (увеличение угла атаки приводит
к увеличению скорости снижения, для умень-
шения скорости горизонтального полета
требуется увеличение тяги двигателя при
одноврем увеличении угла атаки) Полет на
В р п возможен, но не рекомендован для
массовой эксплуатации Наибольшую опас
ность представляет полет на В р п прн
заходе нз посадку и взлёте с отказавшим
двигателем Безопасность полета самолетов
на В р и обеспечивается выдержива-
нием запаса по скорости от скорости сва-
ливания или применением автоматизации
управления двигателем
На практике иногда к В р п относят
также и режимы полета в др диапазоне
скоростей, где равновесие тяги и аэроди-
намич сопротивления неустойчиво
ВТУЛКА НЕСУЩЕГО ВИНТА — оси агре
гзт несущего винта, предназначается для
крепления лопастей, передачи крутящего
момента от вала гл редуктора к лопастям,
а также для восприятия и передачи на фю-
зеляж аэродинамич сил, возникающих нз
лопастях несущего винта Различают след
типы В н в шарнирные, упругие и жест-
кие
В конструкции шарнирной втулки
(рис I) крепление лопастей к корпусу
втулки осуществляется посредством гори-
зонт , вертик и осевых шарниров Горизонт
шарниры обеспечивают возможность махо-
вого движения лопастей Вертик шарни-
ры позволяют лопастям совершать колеба-
ния в плоскости вращения (эти колеба-
ния возникают под действием переменных
сил лобового сопротивления и сил Кори-
олиса, появляющихся при колебаниях лопас-
ти относительно горизонт шарнира) Благо-
даря шарнирному сочленению лопастей с
корпусом втулки значительно снижаются
переменные напряжения в элементах не-
сущего винта и уменьшаются передающие-
ся от винта на фюзеляж вертолёта мо-
менты аэродинамич сил Осевые шарниры
Вне предназначены для изменения
Рис 4 Шарнирная втулка несущего винта а —
общий вид, б—разрез, 1 —корпус втулки, 2 —
эластомерный демпфер, 3 — горизонтальный шар-
нир, 4 — вертикальный шарнир, 5 — осевой шар-
нир, 6—лопасть, 7 — подшипники горизонталь-
ного шарнира 8 — палец горизонтального шарим
ра, 9 — цапфа осевого шарнира 10 подшипники
осевого шарнира ] ] проволочный торснон, !2 -
корпус осевого шарнира, 13 — рычаг поворота
чопастн
углов установки лопастей В целях умень-
шения свеса (изгиба) лопастей и создания
необходимых зазоров между лопастями и
хвостовой балкой вертолета прн невраща-
ющемся несущем винте и при малой час-
тоте вращения несущего винта в конструк
цию В н в введены центробежные ог-
раничители свеса
Во всех шарнирах, в к-рых используют
ся подшипники качения, предусматриваются
системы смазки и уплотнений В осевых
шарнирах в качестве элементов, воспри-
нимающих центробежные силы лопастей,
применяются пластинчатые и проволочные
1] Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими ДШ1НА 161
В И Воячек	Г Вуазен
4, изготовленные из
ющей стали Имеются
В н в , в шарнирах
я цнлиндрич , конич
-рные подшипники Эти
ны из слоёв стали и
высокопрочной
т н эласто
к рых при
или сферич
подшипники
привулкани-
ированных к ним слоев эластомера Отсут-
твие трущихся металлич деталей умень
jaeT износ узлов Конструкция В н в уп-
ощается, устраняется необходимость прн
генения торсионов, сокращается время на
ехи обслуживание, увеличивается надеж-
ость конструкции В конструкциях шар
ирных В и в с целью предотвращения
влення «земного резонанса» колебания ло
астей относительно вертик шарниров та-
ятся с помощью демпферов, к рые в зави
имости от используемого рабочего элемен-
а подразделяются на фрикционные, гидрав
ич , пружинно-гидравлич и эластомер
1ые Шарнирные В н в в зависимости от
хемы могут быть трёх типов с разнесён
1ымн горизонт шарнирами (оси горизонт
нарннров находятся на нек ром расстоянии
т оси несущего винта), с совмещенными
орнзонт шарнирами (оси горизонт шарни
iob пересекаются иа осн несущего винта),
совмещёнными горизонт и вертик шарни
>ами (оси обоих шарниров пересекаются
। одной точке, отнесенной на нек рое рас
тояине от оси несущего винта)
Упругая втулка (рис 2) может быть
[ыполнена с упругим элементом только в
дном вертик илн горизонт шарнире либо
обоих шарнирах Корпус упру-
з изготовляется, как правило, из
материалов За осевым шарни
разу в (
ой В н в
омпозиц
юм, к рый может быть выполнен по схеме
: подшипниками качения и торсноном или с
ластомерными подшипниками, расположе
Рнс 2 Упругая втулка несущего вннта | —
корпус втулки, 2—упругая часть корпуса, 3—
осевой шарнир, 4 — внешняя упругая часть втул
ки, 5 — лопасть, 6 - демпфер
Рнс 3 Жёсткая втулка несущего вннта | —
корпус йтулкн, 2 — осевой шарнир, 3 — упругая
часть лопасти
на внеш упругая часть втулки, обеспечива-
ющая маховые движения лопастн На несу
щем винте с такой втулкой может быть зна
чительно повышена эффективность управ
ления по сравнению с шарнирной В н в,
что способствует увеличению маневренное
тн вертолета
Жесткая втулка (рис 3) имеет проч
ный центр корпус (обычно из титанового
сплава), прикрепленный к жёсткому при-
водному валу, и осевые шарниры, к кор
пусам к рых через гребенки прикреплены
лопасти из композиц материалов В несу
щем винте с такой втулкой лопасть совер
шает колебат движение в плоскости тяги
и вращения не путём поворота в шарнирах
а благодаря большим деформациям ло
пасти или ее более тонкого комлевого
участка Эти деформации оказываются до-
пустимыми вследствие высокой прочности
композиц материалов Такой винт с
жёсткой втулкой может рассматривать
ся подобным винту с шарнирной втулкой,
имеющей большой разнос горизонт шарни-
ров ЦО—35% от радиуса винта) Верто
лет с жёсткой В н в обладает хорошими
хар-ками управляемости Важным преиму-
ществом жёсткой В н в является ее прос
тота (отсутствие высоконагруж подшипни
ков в шарнирах, демпферов н центробеж-
ных ограничителей свеса лопастей), облёг
чающая и удешевляющая изготовление внй
та и обслуживание его в эксплуатации
В П Нефедов
ВУАЗЕН (Vorsin) Габриель (1880—(973) —
франц авиаконструктор и промышленник,
один нз пионеров авиацнн С 1904 строил
планёры по заказам, испытывал нх бук-
сируя за моторной лодкой В 1905 вместе с
братом Шарлем (1882—1912) основал авиац
мастерские, ставшие позже фирмой «Вуазен
аэроплан» В числе заказчиков В были мн
первые авиаторы (Л Блерио, А Фарман.
Л Делагранж и др ) Свон первые само
леты В создал в 1907 В 1908—09 форми-
руется базовая схема самолетов В биплан
с коробчатыми крылом и хвостовым one
рением, передней кабиной, с ПД и толкаю
щим возд винтом, ферменной фюзеляжной
балкой В (911 построен самолёт амфибия
схемы «утка», оснащённый поплавками, в
1912—самолёт «Икар», летавший с 6 пас
сажирами После 1909 фирма стала выпол-
нять воен заказы на самолёты, вооружен
ные пулеметом или пушкой Самолёты В
составляли основу франц бомбардировоч-
ной и разведыват авиации перед l-й ми
ровой войной и в первые воен годы, когда
фирма выпускала самолеты 11 осн типов
от «Вуазен 1» до «Вуазен XI» (построено
ок 15 тыс ) См рис в табл 111, VII
ВЫДЕРЖИВАНИЕ — см в ст Посадка
ВЫЖИВАЕМОСТЬ летательного ап-
парата — свойство ДА успешно выполнять
боевые операции в условиях противодейст
вия противника Количественно В опреде
ляется отношением числа ЛА, потерянных
в результате проведения операции, к числу
ЛА, принимавших в ней участие Осн фак-
торами, влияющими на В , являются такти
ка применения ЛА, его лётно техн хар ки,
боевая живучесть, квалификация и боевой
опыт экипажа, сигнатуры ЛА (признаки, по
к рым идентифицируется ДА) его эксплу
атац надежность, время подготовки к пов
торному вылету, ремонтопригодность при
боевых повреждениях и авариях и т д
ВЫЛЕТ ПЕРВЫЙ — первый полет на опыт-
ном ЛА Выполняется после успешного за
вершения всех предусмотренных програм-
мой наземных испытаний, др работ и экспе
риментов В п производится в хорошую
погоду без сильного и порывистого ветра
Горизонт видимость должна быть не менее
8- Ю км при вылете самолёта и не менее
5—6 км прн вылете вертолёта Скорость
ветра и ее боковая составляющая (но от
ношению к ВПП) не должны превышать
значений, при к рых производились под-
лёты данного самолёта (висения СВВП и
вертолета) Полет над облаками может быть
разрешен только прн облачности менее 4—
5 баллов, при сплошной облачности (10
баллов) допускается лишь в тех случаях,
когда Погода устойчива и макс высота по-
лёта по заданию меньше ниж кромки об-
лаков на 1000—1200 м для самолетов и на
250—300 м для вертолетов и дирижаблей
На время проведения В п опытного об-
разца полёты всех ЛА, кроме обеспечи
вающих В п , прекращаются Лётная поло-
са должна быть тщательно ‘очищена и ос
вобождена от техники и людей В п опыт-
ного ЛА выполняется в сопровождении ЛА
киносъемщика, с к рого одновременно осу-
ществляется и визуальное наблюдение за
ходом нспытат полёта
Число членов экипажа опытного ЛА обыч-
но ограничивается штатным минимумом
Объем полётного задания и время пребы
вания в воздухе сокращаются, существен-
но ограничиваются диапазоны скоростей.
Маха чисел полёта, высот, углов атаки,
крена и скольжения перегрузок ЛА Кон-
фигурация самолёта, как правило, сущест-
венно не изменяется, шасси убирается не
всегда Взлётная масса ЛА задаётся воз-
можно меньшей (с этой целью топливо в
баки заливают в кол-ве, необходимом толь-
ко для полета в течение запланнр вре
мени и безопасного возвращения на свой
аэродром)
Время пребывания в воздухе манёвр и
ограниченно манёвр самолётов, как прави-
ло, не превышает 40—50 мни, неманевреи-
ных — 2 ч, вертолётов —25—35 мин Конт-
рольно измерит аппаратура работает в те-
чение всего времени полёта опытного ЛА —
от взлета и до посадки включительно
Самолёт при В п отрывается от ВПП иа
угле атаки, меньшем на 1—2° расчётного,
что облегчает лётчику управление самолё-
том в первые секунды после отрыва от ВПП,
уменьшает потребные для балансировки от-
клонения рулей Посадка осуществляется
также на уменьш углах атаки
Задание на В п должно вйлючать только
общую качественную опенку поведения ЛА
(ёго устойчивости и управляемости) и рабо-
ты его основных функцион систем
Лит Пашковский И И Леонов В А
Поплавский Б К, Летные испытания само
летов и обработка результатов испытаний М
1985	И М Пашковский
ВЫНОСЛИВОСТЬ авиационных кон-
струкций — нерекомендуемое назв сопро-
тивления усталости
ВЫРАВНИВАНИЕ — см в ст Посадка
ВЫСОКОПЛАН — см в ст Моноплан
ВЫСОТА ПО ЛЕТА — расстояние по вер
тикали от находящегося в полёте ЛА До уров
ня пов стн, принятого за нулевой Разли-
чают абсолютную В п , отсчитываемую от
уровня моря, относительную, измеряемую
от условного уровня (аэродром вылета или
изобарич пов сть, соответствующая дав-
лению 101 325 Па, см Барометрическая
высота), истинную — по отношению к той
точке земной пов-сти, над к рой в данный
момент пролетает ЛА Различают та^же пре
дельно малые, малые, средние и большие
В п Предельно малыми считаются наи-
меньшие высоты, устанавливаемые в за
виси мости от типа и скорости полета ЛА,
малыми В п — высоты от предельно малых
до [000 м средними — от 1000 до 5000 м,
большими —свыше 5000 м Это деление ус-
ловно и изменяется с развитием авиац тех
ники В п измеряется высотомерами и ра-
диовысотомерами См также Потолок ЛА
162 ВУАЗЕН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ВЫСОТА ПРИНЯТИЯ РЕШЕНИЯ (ВПР) -
определенная для посадки в сложных ме
теорол условиях относит высота полета, на
к-рой должен быть начат маневр ухода на
второй круг в случаях, если до достижения
этой высоты командиром ЛА не был уста-
новлен необходимый визуальный контакт с
наземными ориентирами для продолжения
захода на посадку или если положение ЛА
в пространстве относительно заданной тра-
ектории полета не обеспечивает безопас
ную посадку ВПР отсчитывается от уров-
ня порога ВПП Определение ВПР основа-
но на комплексном рассмотрении лётно техн
хар к ЛА и хар-к аэродрома, а также их
оборудования, обеспечивающего посад
ку ЛА
ВЫСОТНАЯ БОЛЕЗНЬ — патологич сос-
тояние, возникающее при снижении лар
циального давления кислорода во вдыха-
емом воздухе в высотных полетах, т е в
условиях разреженной атмосферы В уело
виях нормального барометрич давления
сходное состояние развивается при пребы-
вании в замкнутом помещении, дыхании
газовыми смесями с пониженным содержа-
нием кислорода
Причина В б.— острое кислородное голо-
дание организма, к-рое приводит к разви-
тию ряда приспособит реакций и патоло
гич нарушений Приспособит реакции нап-
равлены на сохранение кислородного снаб
женин жизненно важных органов и выра-
жаются в усиленной деятельности сердечно
сосудистой системы и дыхания, стимула
рованин гормональной системы и нек рых
образований головного мозга Патология
нарушения отражают повреждающее дей
стене дефицита кислорода на разл сис-
темы организма, его органы, ткани и клет-
ки В первую очередь страдают нанб чувст
внтельные к влиянию недостатка кислорода
функции центральной нервной системы При
этом нарушаются все виды обмена веществ,
особенно углеводный, что приводит к недо-
статку выработки энергии и накоплению в
клетках продуктов промежуточного обмена,
а также к структурным повреждениям в клет-
ках Тяжесть и исход В б зависят от ско-
рости и размеров нарастания дефицита кис
лорода, длительности пребывания иа высо-
те, характера и интенсивности выполняе-
мой работы и исходного состояния орга-
низма.
Признаки В б учащение пульса и дыха
ния, одышка при работе, утомляемость,
головная боль, тошно га, повышение арте-
риального давления, снижение остроты зре
иия и слуха, нарушение координации движе
ний Иногда наблюдаются эйфория, возбуж-
дение, иекритич отношение к себе и к об-
становке Различают коллаптоидную и об-
морочную формы В б Коллаптоидная
В б развивается при длит пребывании на
выс 5—7 км Характеризуется интен-
сивным нарастанием функциональных на-
рушений, завершающихся брадикардией
(урежением пульса), резким и стойким сни-
жением артериального давления Обмороч-
ная В б возникает при выраженном де
фиците кислорода на выс 8—9 км и прояв-
ляется внезапной потерей сознания
Развитию В б способствуют нару-
шение режима труда и отдыха, принятие
алкоголя, заболевания, утомление Высот
ную устойчивость человека повышают меро-
приятия, укрепляющие его физ состояние
Осн средство лечения В б — кислородное
обеспечение организма (спуск с высоты,
переключение на дыхание кислородом, кис
лородно-возд смесью, карбогеном) В тяже-
лых случаях проводится медикаментозное
лечение и гипербарич оксигенация (дыха-
ние кислородом при давлении 200—300
кПа), Профилактику В б обеспечивают
применением разл техи средств (кисло-
род но-ды хат оборудования, высотного сна-
ряжения), а также осуществлением полётов
в гермокабинах, проведением высотной
адаптации при систематич подъёмах в ба-
рокамерах и тренировках в горных усло-
виях	ИН Черняков
ВЫСОТНОЕ СНАРЯЖЕНИЕ — носимые ин-
дивидуальные средства жизнеобеспечения
летчика, защищающие его от неблагопри
ятного воздействия разреженной атмосфе-
ры и гипоксии на больших высотах В со
четании с разл системами индивидуаль-
ной защиты В с выполняет дополнит за-
щитную роль при действии перегрузок,
возд потока при аварийном покидании ЛА,
низких и высоких темп-p, УФ облучения,
обеспечивает возможность выживания в слу
чае аварийного приземления или приводне-
ния ЛА
Осн виды Вс — кислородные маски, вы-
сотные компенсирующие костюмы, гермо-
шлемы, высотные скафандры Выбор ви-
да В с определяется летно-техн хар-ками
ЛА и режимом его полета
Кислородная маска (рис I) пред-
назначается для подачи в дыхат пути кис-
ло родно- возд смеси или чистого кислорода
под давлением, равным или превышающим
внеш давление Герметич прилегание мас-
ки к лицу и фиксация её на шлемофо-
не (защитном шлеме) обеспечивается об-
тюратором и системой крепления В зави-
симости от способа подачи кислорода для
дыхания используются маски открытого, по-
лузакрытого, закрытого типа и маски с из-
быточным давлением Маски открытого и по-
лузакрытого типов (КМ-15 и КМ-19) с неп-
рерывной подачей кислорода применяются
в полётах на выс до 6—10 км Они безот-
казны в работе, просты по устройству и в
эксплуатации, однако неэкономичны по рас-
ходу кислорода Маска закрытого тиПа
(КМ-16) используется с кислородными при-
борами типа «следящие легочные автома
ты», подающими кислород только при соз-
дании разрежения в маске во время вдоха
Маска снабжена клапанами, к рые обеспе-
чивают необходимую направленность по-
токов вдыхаемого кислорода (газовой сме
си) и выдыхаемого газа. Применяется в по-
лётах на выс до 12 км длительно (до неск
ч) и на выс до 13,5 км кратковременно
(неск мим) Маски с компенсиров клапа-
ном выдоха и компенсатором иатяга (КМ 32
и КМ-34) поддерживают избыточное дав-
ление, к-рое превышает внеш давление при-
мерно на 10 кПа Без высотного компен
сирующего костюма такая маска использу-
ется в полетах на выс 15 км, а с костю
мом — до 20 км
Высотный компенсирующий ко
стюм (рис 2) служит для поддержания
исходных параметров тела при дыхании под
избыточным давлением путем создания регу
лируемого внеш давления Он нредупреж
дает чрезмерное растяжение легких и груд-
ной клетки, смешение органов брюшной
полости и депонирование крови в конеч-
ностях, вызываемые повыш внутрилегоч-
ным давлением Костюм представляет со
бой подогнанный к телу с помощью шну-
ровки комбинезон из прочной ткаин, обес-
печивающей паро- и воздухопроницаемость,
имеет пневматич устройства для натяжения
ткани по периметру туловища и конечнос-
тей, в результате чего создаётся давле-
ние на тело В сочетании с гермошле-
мом (рис 3), компенсирующими перчат-
ками и носками применяется в полётах на
выс до 30 км и более Костюм имеет от
носительно небольшие массу и габариты
(по сравнению со скафандром), обеспечи-
вает достаточную подвижность Длитель-
ность использования костюма с избыточ-
Рнс. 1. Кислородные
маски а — полузакры-
тая, б — закрытая, в—
с избыточным давле
нием 1 — полость мас-
ки, 2 — клапан выдо-
ха, 3—дыхательный
мешок, 4 — шланг по
дачи кислорода, 5 —
клапан вдоха, 6 —
компенсирован-
ный клапан выдоха,
7 — компенсатор на
тяга
ным давлением лимитируется жёсткостью
оболочки, значительно ограничивающей и
затрудняющей дыхание и движения, а также
неравномерностью давления на тело, из-за
чего возможны локальные нарушения цир-
куляции крови и возникновение болевых ощу-
щений
Высотный скафандр представляет
собой герметичную одежду с регулируемой
газовой средой Осн элементы скафандра
многослойный костюм из наружной, сило-
вой, газонепроницаемой и теплозащитной
оболочек, шлем, перчатки, крепёжные замки
и шланги. Давление, газовый состав, темп-
ра и влажность воздуха регулируются сис-
темой наддува и кондиционирования В
скафандрах вентиляц типа при подаче кис-
лорода в шлем и воздуха в подскафанд-
ровое пространство происходит удаление уг-
лекислого газа и влаги В скафандрах реге-
нерац типа кислород поступает в шлем из
баллонов, а очистка выдыхаемого воз-
духа от углекислого газа, паров воды и до
примесей осуществляется поглотителем В
а	б
Рис, 2 Высотный компенсирующий костюм, а —вид
спереди, б — вид сзади 1 — шифровка, 2 — кольца,
3—оболочка костюма, 4 — застежки молнии, 5 —
шланг натяжного устройства, 6—шланг противо-
перетр\зочного устройства, 7 — камера натяжного
устройства. 8—соединительная трубка натяжного
устройства, 9 — тесьма крепления гермошлема
И*
...	.	Г	ВЫСОТНОЕ	163
www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
Рис 3 Гермошлем с высотными костюмами
1 — каска 2 — подшлемник 3 — шейная часть 4 —
вентн-iHpvющнй костюм, 5- компенсирующий
костюм
таких скафандрах циркуляция газовой
смеси по замкнутому контуру «скафандр —
поглотительный патрон» обеспечивается
вентилятором Из-за больших габаритов,
массы, необходимости пост вентиляции, зат
руднеиия н ограничения движений при из-
быточном давлении скафандр в авиации ис-
пользуется только в длительных стратосфер-
ных полетах	Н Н Черняков
ВЫСОТНО-СКОРОСТИЫЕ ХАРАКТЕ-
РИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ — см в ст Ха-
рактеристики двигателя
ВЫСОТОМЕР, альтиметр,— прибор для
измерения высоты полета Различают радио
высотомеры измеряющие высоту над
пов стью, и барометрич В (см рис ), из-
меряющие высоту над условным уровнем
характеризуемым заданным значением атм
давления
Чувствит элементом барометрич В явля-
ется преобразователь давления, показания
к рого пересчитываются в абс барометрич
высоту по ур ниям стандартной атмосферы
Атм (статич ) давление на высоте полё-
та воспринимается приёмником воздушных
давлений, вынесенным за обшивку фюзеля
жа Барометрич В состоит из герметич
ного корпуса с упругим чувствит элемен
том воспринимающим давление р, механиз-
ма, осуществляющего преобразование дав-
ления в перемещение стрелки, пропориио
нальное абсолютной высоте На6с, а также
механизма, обеспечивающего ввод давления
pajp иа аэродроме (соответствующего нача
лу отсчёта высоты Wasp) и приведение по
казаиий высоты к выбранному началу отсчё
та (Яотн) Барометрич В могут заме
няться каналами барометрич высоты цеи
2
5
Разр
4— А/аЭр“
Схема барометрического высотомера I — чу ветви
тельный элемент 2 4 — функциональные преоб
разоввтелн 3 — указатель измеренной барометрн
ческой высоты 5 — индикатор введённого давления,
6 — кремальера ввода атм давления на аэродроме
тралнзов, систем возд сигналов, где вычис
лиТ операции, связанные с преобразовани-
ем измеренного давления в высоту а также
учет поправок на погрешность измерения
давления, обусловленную особенностями об
текания самолета набегающим потоком,
осуществляются ЭВМ Барометрич В могут
использоваться до выс 30 км Погрешность
измерений составляет от неск м у пов-сти
земли до неск сотен м при высоте более
20 км	Б В Лебедев
ВЫСТАВКИ АВИАЦИОННЫЕ междуна-
родные—проводимые регулярно меж-
дунар демонстрации достижений авиац на
уки и техники Первые выставки состоя-
лись в кон [9 в в Париже и Лондоне На
них демонстрировались гл обр образцы
воздухоплават техники Выставки были ор
ганизованы частными лицами Организацией
и проведением совр В а занимаются в осн
науч техн об-ва, а также об ва, объединя-
ющие авиакосмич фирмы
Наиболее представительной является Па-
рижская авиац -космич выставка («Париж-
ский авиационный салон», Франция)
Проводится с 1908 1 раз в 2 года (с 1949—
по нечетным годам) в мае — июне С 1953
местом проведения является аэропорт Бур
же На выставке 1908 наряду с авиац тех-
никой были показаны образцы автомобиль
ной техники С 1909 выставка полностью
посвящена авиации СССР впервые принял
участие в 1934 (регулярно — с 1965) ЛА
демонстрируются как на стоянках, так и в по-
лёте Кроме гражд и воен самолётов, верто-
лётов и планеров на выставке экспонируются
образцы ракетно космич техники, авиац
вооружения, авнац и космич силовые уста-
новки, показываются достижения в области
авиац конструкций и материалов, техноло-
гии, радиоэлектронного оборудования и т д
В период выставки проводятся симпозиумы
и совещания, с [977 ежедневно издаётся ин
формац бюллетень «Пэрис шоу дейли» В
1989 в выставке приняли участие 1600 фирм
и орг-ций из 37 стран, было показано более
200 ЛА Сов Союз впервые демонст-
рировал совр боевые самолёты и верто
лёты (МиГ-29, Су-27, Су 25 и Мн-28), а так-
же самый тяжёлый трансп самолёт Ан-225
«Мрия» с располож на нем крылатым ор-
бит кораблём «Буран» Были показаны ио
вые пасс самолёты Ил-96-300 и Ту 204
Крупная авиац космич выставка прово
днтся в Великобритании в Фарнбо-
ро (юго западнее Лондона) с нач 50-х гг
I раз в 2 года (по чётным годам) в сен-
тябре Ранее проводилась в Хендоне (впер-
вые в 1932) Экспозиция посвящена в оси
воен тематике (боевые самолёты, воен вер-
толёты, управляемые авиац ракеты, авиац
пушки, бомбы и т д ) С 1974 выставка ста-
ла международной СССР первый раз при
иял в ней<участие в 1984 В 1990 в выс-
тавке участвовало св 800 фирм и орг-иий
из 17 стран, было показано 115 ЛА Сов
Союз демонстрировал транспортный само-
лёт Ан 225 «Мрия» и истребитель Су 27
(в одно- и двухместном вариантах), был так-
же снова показан МиГ 29 С 1980 на выс
тавке ежедневно издаётся информац бюл-
летень
Авиац выставка в Ганновере (ФРГ)
проводится с 1956 1 раз в 2 года (по чёт
ным годам) в мае Выставка посвящена в
осн показу самолётов и вертолётов гражд
авиация, значит часть к-рых — ЛА авиа
ции общего назначения В 1990 в выстав-
ке приняли участие св 400 фирм и орг-иий нз
20 стран, было показано цк 140 ЛА Учас-
тие СССР было нерегулярным
Регулярно проводятся В а также в Кан-
не (Франция) —с 1960 I раз в 2 года
(посвящена авиации общего назначения),
в Ошкоше (США) — с 30-х гг (представ-
лена авиация общего назначения, ЛА люби-
тельской постройки, а также реставриров
самолёты и самолёты копии времён l-й и
2 й мировых войн), в Рединге (США) —
с 30 х гг (показ авиации общего казна
чения США), в Кранфнлде (Беликов
ритания) —с 1970 (самолёты и вертолё
ты авиации общего назначения) Междунар
В а стали проводиться в гг Саи-Днего
(США), Сантьяго (Чили), Дубай (Объеди-
нённые Арабские Эмираты), а также в Ки-
тае, Австралии, Японии, ЮАР н др стра-
нах	В В Беляев
ВЫСШИЕ ВОЕННЫЕ АВИАЦИОННЫЕ
УЧЕБНЫЕ ЗАВЕДЕНИЯ (академии и
училища) Советских Вооружённых
Сил В 1919 по инициативе проф Н Е
Жуковского был учреждён Моск авиац
техникум, преобразованный в 1920 в Ин-т
инженеров Красного Возд Флота, а в 1922—
в Академию Возд Флота нм проф Н Е Жу-
ковского (см Военно воздушная инже-
нерная академия) До 1930 академия была
единств высшим уч заведением, выпускав
шим авнац инженеров В [940 была сфор-
мирована Воен академия командного и
штурманского состава (ныие Военно-воз-
душная академия им Ю А Гагарина)
В 1956 в Калинине была создана Воен ко
мандная академия противовозд обороны,
к рой в 1974 было присвоено имя Маршала
Сов Союза Г К Жукова Готовит коман-
дные кадры для ПВО страны Академия яв-
ляется науч центром по разработке проб-
лем оперативного искусства и тактики войск
ПВО, включая разработку наиболее эффек-
тивных способов применения реактивной
истребит авиации, вопросов совершенство
вания управления войсками ПВО
Высшие воен авиац уч-ща лётчиков и
Штурманов начали создаваться в 1959 пре-
образованием ср летных уч щ в высшие
Реорганизация системы подготовки офицер
ских кадров для воен авиации была выз-
вана качеств, изменениями авиац технн
ки Старейшим лётным училищем считает-
ся Качинское высшее воеи авиац уч ще
летчиков им А Ф Мясникова, берущее на-
чало от Севастопольской офицерской шко-
лы авиации (Кача), сформированной в ионб
1910 Подготовка лётчиков (1990) велась
в уч шах Балашовском, Барнаульском
Ейском, Кячннском, Оренбургском, Сызран-
ском Тамбовском, Уфимском, Харьковском
и Черниговском В Воро шило в градском и
Челябинском уч щах готовили штурманов
Воронежское, Иркутское, Киевское, Риж-
ское, Тамбовское и Харьковское высшие
воен авиац инж уч ша готовили инжене
ров по следующим специальностям Пило
тируемые ЛА, двигатели ЛА, авиац воору-
жение и др Военно авиап инженеров по
радиоэлектронике готовило Харьковское выс-
шее воен авиац училище радноэлектрони
ки Во мн высших воен авиац уч щах ве
лись иауч исследования в области так-
тики воен авиации эксплуатац надёж
ности авиац техники, безопасности поле
тов, совершенствования уч процессов
ВЫСШИЙ ПИЛОТАЖ— маневрирование
ЛА с целью выполнения комплекса фигур
пилотажа или отд фигур сложного пилота-
жа группой ЛА или выполнение одиноч
ным ЛА замедленной бочки, полуторной или
многократной восходящей (нисходящей)
бочки с углами наклона траектории к го
ризоиту более 45°, двойного восходящего
разворота, вертикальной восьмерки, двой-
ной полупетли, «колокола» или маневриро
ванне в перевёрнутом полете См также
Пилотаж
ВЯ — авиац пушка, созданная в 1940 А А
Волковым и С А Ярцевым Калибр 23 мм,
скорострельность 600 выстрелов в 1 мин.
164 ВЫСОТНО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
масса снаряда 200 г, нач скорость 900 м/с,
масса пушки 66 кг Применялась на само
летах в годы Вел Отечеств войны, в т ч на
штурмовике Ил 2
ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТИ ТЕЧЕНИЕ-двн
жение сплошной изотропной среды, в к рой
возникают как нормальные, так и касатель-
ные напряжения В ж т происходит под
действием сил двух видов массовых сил.
к-рые пропорциональны массе частицы и в
аэро и гидродинамич задачах являются за-
данными величинами, и поверхностных сил.
к рые возникают в результате взаимодейст-
вия соседних объемов жидкости и характери-
зуются вектором напряжений рп (индекс
обозначает направление нормали к площад-
ке, к к-рой приложена поверхностная сила)
Значение рп зависит от ориентации площад-
ки Из анализа равновесия сил и моментов,
действующих на элементарный объём жид-
кости, следует, что напряжённое состояние
жидкости в рассматриваемой точке поля
течения определяется симметричным тензо-
ром напряжения В аэро- и гидродинамике
вектор рп обычно представляют в виде
рп= — р4*тп, где р — давление гидродинами-
ческое, к-рое действует по нормали к площад-
ке и значение к-рого не зависит от ориен-
тации площадки, тп — вектор вязких на
пряжений, значение к рого обращается в
нуль в идеальной жидкости и к рый ха-
рактеризуется тензором вязких напряжений
IIГ||= (т„), г, ! = х, у, г — декартовы коор-
динаты
В отличие от твердого тела при движе-
нии жидкости ее частицы перемещаются от-
носительно друг друга В данный момент
времени поле скоростей в малой окрест-
ности рассматриваемой точки есть наложе-
ние трех движении однородного постулат
движения со скоростью V, вращения как
твердого тела с угловой скоростью <я/2,
где w=rotV — вектор вихря или завих
ревности частицы жидкости, чисто дефор
мац движения, к-рое определяет отличие
движения частицы жидкости от движения
твёрдого тела и характеризуется тензором
скоростей деформаций ||Ф|| Между тензора-
ми ||Т|| и ||Ф|| существует определ связь,
к-рая наз реологнч ур-нием жидкости В
аэро и гидродинамике обычно рассматри
ваются т н ньютоновские жидкости с ли-
нейным реологнч ур нием (обобщённый за-
кон Ньютона) |i Г11 = ftdiv У4-р1|Ф||, к-рое
представляет собой гл члены реальной связи
при бесконечно малых возмущениях Здесь
ц — динамич вязкость, к рая характера
зует вязкие напряжения, связанные со сдви-
говой деформацией жидкости s—лЦ-2/3ц —
вторая, или объемная вязкость характери-
зует вязкие напряжения, обусловленные
объёмным расширением жидкости Т к для
несжимаемой жидкости divV = 0, величина £
может играть роль только при движении сжи-
маемой жидкости, в большинстве аэродн
иамич задач предполагается, что i—0(л=
=	— гипотеза Стокса)
Движение вязкой жидкости описывает
ся системой ур-ний, к-рые выражают сох
ранения законы и могут быть записаны
как в интегральном, так и в диф виде Фор
ма их записи зависит от способа иссле
дования движения жидкости — методом
Лагранжа или методом Эйлера Ниже всю
ду используется эйлерова форма записи
ур-ний Эта система ур-ний включает в се
бя неразрывности уравнение, Навье—Сток-
са уравнения и ур ние энергии В общем
случае она замыкается ур-нием состояния
движущейся среды и зависимостями тер-
модннамич ф ций и коэф переноса (см
Переносные свойства среды) от давления и
темп-ры (энтальпии), а ее решение должно
удовлетворять заданным начальным и гра-
ничным условиям Наиболее простой вид
система ур-ний имеет для несжимаемой
жидкости
divV = 0,
DV	|	и
= F-----gradp + —AV,
Dt	Q	Q
De	I	u
—---------djv(ft gradT) 4-Ф,
Dt	Q	Q
где F — вектор массовой силы, g — плот-
ность, T — темп-pa, е — внутр энергия, k —
теплопроводность, t — время, D/Dt — пол-
ная производная, А — оператор Лапласа,
здесь и ниже Ф — диссипативная функция
(см Энергии уравнение) В отличие от дви-
жения идеальной жидкости, для к рого име
ет место обратимости теорема, ур-ння дина-
мики вязкой жидкости описывают необра
тимый процесс Необратимость процесса дви-
жения связана с диссипацией энергии, т е
переходом части механич энергии в тепло-
ту Это доказывается вычислением рабо-
ты А сил, приложенных к пов-сти эле-
ментарного объёма жидкости, для несжима-
емой жидкости имеем
л+(^=-£{1^)+ф
Т о, работа, производимая поверхност
ными и массовыми силами над единицей
объема жидкости в единицу времени, час
тично идет на изменение кинетич энергии
этого объема, а другая её часть, равная Ф,
соответствует кол ву механич энергии, пре-
вращающейся из-за действия сил трения
в теплоту Интегрирование Ф по всему
пространству, занятому движущейся жид-
костью, позволяет определить общие по-
тери энергии в единицу времени Этот ре
зультат можно использовать, напр, для
расчета гидродинамич сопротивления тела,
движущегося в жидкости, если известно
поле скоростей соответствующего течения
Анализ ур ний динамики вязкой жидкое
ти значительно упрощается для нек-рых
77/////////////^^^
'№////7/7/^
1.0
-0.5	0	0,5
и
Рнс. 1 Распределение скоростей жидкости в те
ченни Куэтта в зависимости от значения пара
метра р
Рис. 2. Изменение приведённой скорости X=«/ct|.
одномерного потока вязкого сжимаемого газа с на
чальнымн параметрами 7=1.4. число Прандтля
Рг=3/4, ><,, = 2.0 при прохождении через прямую
ударную волну, Е — продольная координата в услов
ных единицах
классов течений, когда в силу нх вырож-
денности и ряда упрощающих предположе-
ний задача сводится к решению системы
обыкновенных диф ур-ний Это т и точ-
ные решения Наиболее обширный класс
точных решений имеет место для несжи-
маемой жидкости, напр течение Гаге-
н а—П у а з е й л я (см Ламинарное течение),
течение Куэтта (рис I), возникающее
при движении в вязкой жидкости одной бес-
конечной плоскости (верхняя на рис I) с
пост скоростью иа параллельно другой,
находящейся на расстоянии ft от неё, при
наличии градиента давления dp/dx, харак-
теризуемого параметром р, равным
р= — Лг(2риц,) (dp/dx) Для этого течения
зависимость скорости и жидкости от попе-
речной координаты у имеет вид
й —tf[l +р(1 -«)]. где u = u/uw, y = y/h.
Для сжимаемой жидкости число точных
решений невелико Простейшим примером
является одномерная задача о переходе
потока совершенного газа в отсутствие
массовых сил из одного однородного сос-
тояния (при х—>—оо) в другое однородное
состояние (при х-*—|-оо), при этом приве-
дённые скорости потока X| = ui/ai« при
Х-> — оо и Xs=Us/£I|* при X—*-4-00 (Uj, Uj —
скорости потока соответственно при х->—оо
И при X—*--(-00, Д|* —критич скорость зву-
ка при х-*—оо) связаны соотношением
Xi-?-2=l Аналога такому течению для
несжимаемой жидкости не существует, а для
идеальной сжимаемой жидкости ему соот-
ветствует переход сверхзвук потока в до-
звуковой через прямую ударную волну
(рис 2) Полученное решение позволяет
оценить толщину ударной волны 6 6//=
= (Л| -|- I) / (А|—- I), где / — длина свобод-
ного пробега молекул Следовательно.с уве-
личением скорости набегающего сверхзвук,
потока (Ai->Amax= |(у4-!)/(?-1)1	, Y —
показатель адиабаты) нарушается предпо-
ложение механики сплошной среды:
и для анализа структуры удар-
ной волны необходимо пользоваться ур-ния-
ми, описывающими разреженных газов ди-
намику
В общем случае интегрирование ур-ний
динамики вязкой жидкости представляет со-
бой сложную матем задачу и может быть
проведено только численно Разработанные
методы числ анализа позволяют решать
задачу об обтекании тела при таких Рей-
нольдса числах, когда силы трения н инер-
ции имеют одинаковый порядок во всём
поле течения, при этом проведение рас-
чётов сопряжено с очень большими зат-
ратами машинного времени Однако в пре-
дельных случаях малых (Re-^О) и боль-
ших (Re-юо) чисел Рейнольдса исследо-
вание В ж т можно значительно упро-
стить В первом случае, к-рый соответ-
ствует, напр , движению сильновязких жид-
костей. силы внутр трения значительно
больше инерц сил, и в результате соот-
ветствующих упрощений приходим к более
простым Осеена уравнениям При больших
числах Рейнольдса силы треиня в осн час-
ти потока пренебрежимо малы и становятся
соизмеримыми с инерц силами лишь в тон-
ком пристеночном (пограничном) слое жид-
кости В этом случае задача об обтекании
тела потоком вязкой жидкости распадается
на две самостоят задачи задачу об обте-
кании тела потоком идеальной жидкости,
описываемую Эйлера уравнениями, и зада-
чу о расчёте течения вязкой жидкости в
пограничном слое, описываемую ур-ниями
Прандтля Поскольку движение самолетов и
др ЛА происходит, как правило, при боль-
ших числах Рейнольдса, то этот подход поз-
воляет успешно решать мн практич вопро-
сы, связанные с расчётом аэродинамических
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими РАЗНОЙ 165
характеристик и аэродинамического наг ре
вания ЛА
Лит КочинН Е К и б е 1 ь И А РозеН В
Теоретическая гидромеханика 4 изд т I 2 Л —М
I948—63 Бзтчедор Дж Введение в динами
к\ жидкости пер с англ М 1973 Л ой ц янский
Л Г Механика жидкости и газа 6 изд М ,
1987	В А Башкин
ГААГСКАЯ КОНВЕНЦИЯ 1970 о борь
бе с незаконным захватом воздуш
ных судов Участниками конвенции по сос-
тоянию на 1990 являлись 142 гос-ва
(СССР с 1970) Г к 1970 заключена в целях
предотвращения актов незаконного захвата
возд судов, принятия соответствующих мер
для наказания преступников Конвенция счи
тает лицо, находящееся на борту судна во
время его полета совершившим преступ
ленив, если оно захватило возд судно пу
тем насилия, угрозы или запугивания, либо
осуществило контроль над таким судном,
либо пыталось совершить такое действие,
Либо было соучастником лица, его совер
шившего (ст 1) Гос ва — участники Г к
1970 обязуются принимать в отношении
лиц, совершивших такие преступления, суро-
вые меры наказания
Конвенция предусматривает правила, при
к рых гос-ва-участники могут устанавливать
свою юрисдикцию над таким преступлением
и любыми др актами насилия в отношении
пассажиров или экипажа, совершёнными
предполагаемым преступником Процессу-
альные меры, к-рые могут принимать гос ва
(заключение под стражу, предварит рассле-
дование фактов, обеспечение контакта задер-
жанного лица с представителем гос-ва его
гражданства, уведомление гос-ва регистра-
ции и др гос-в о факте и причинах задер-
жания и др ), во многом аналогичны соот
ветствующим нормам Токийской конвенции
1963
Важное значение имеет ст 7 конвен
ции, предусматривающая, что гос во — её
участник, на территории к-рого оказался
предполагаемый преступник, в случае, если
оно не выдаёт такого преступника др
гос-ву, обязано без к л исключений и не-
зависимо От того, на какой территории со
вершено преступление, передать дело своим
компетентным органам для уголовного пре-
следования Эти органы принимают решение
по делу в соответствии с законом своего
гос-ва Г к 1970 устанавливает неотвра-
тимость выдачи преступника или его нака
заиия Когда любое из действий, упомя
нутых в ст 1, совершено или близко к
совершению гос ва принимают все надле
жащие меры для восстановления или сох-
ранения контроля законного командира над
возд судном Пассажирам и экипажу долж
но быть оказано содействие в скорейшем
продолжении следования к месту назначе-
ния, а возд судно и груз должны быть
возвращены законным владельцам
Г к 1970 применяется только в том слу-
чае, если мерто взлета или фактич по
садки возд судна находится вне пределов
гос-ва его регистрации (в противном слу
чае применяется нац законодательство)
Квалификация акта «незаконный захват»
в качестве преступления, согласно положе
ниям конвенции, ограничена периодом иа
хождения возд судна в полете (тес момен-
та закрытия всех внеш дверей возд судна
после погрузки до момента открытия любой
из таких дверей для выгрузки) В случае вы-
нужденной посадки считается что полет про-
исходит до тех пор, пока компетентные влас
ти не примут на себя ответственность за возд
судно и за лиц и имущество, находящихся иа
борту
Лит Межд¥народное воздушное орано кн ]
М 1980	ЮН Малеев
ГААГСКИЙ ПРОТОКОЛ 1955 - см в ст
Варшавская конвенция 1929
ГАБАРИТНЫЕ РАЗМЕРЫ самолета
вертолета — предельные значения длины
и высоты, полного размаха крыла (у са
молета), диаметра несущего винта (у вер
толета) н т п (см рис I 2) Г р ЛА
определяют необходимые размеры произ-
водств помещений, ангаров, площадок для
стоянки на открытом воздухе и т д
Рис, 1, Габаритные размеры самолета 1С — Лина,
Нс - высота (Кр — размах крыта
Рис 2 Габаритные размеры вертолета h - л ина
вертолёта с вращающимися винтами 12 — длина
вертолета со снятыми винтами Н - высота верто
тега с вращающимся рулевым влитом h —высота
вертолета В ширина вертотета D—диаметр не
сущего винта
С А Гаврилов
Ю А Гагарин
ГАВРИЛОВ Сергей Алексеевич (1914 —
83) — сов конструктор авиац двигателей,
д р техн наук (1978), Герой Соц Труда
(1975) Окончил Рыбинский авиац ин т
(1940) Работал в КБ на авиамоторных
з дах в Рыбинске и Уфе Участвовал в раз-
работке и орг-цни серийного произ ва пер-
вых реактивных двигателей С 1962 гл
конструктор ОКБ Под его рук создан ряд
авиадвигателей оригин конструкции для са-
молетов А И Микояна, П О Сухого
и др Гос пр СССР (1977) Награждён
2 орденами Ленина, орденом Отечеств вой
ны 2-й степ , 3 орденами Трудового Крас
ного Знамени, орденами Дружбы Народов,
«Знак Почета», медалями
ГАГАРИН Юрий Алексеевич (1934-68)-
сов летчик, полковник, лётчик-космонавт
СССР (1961), Герой Сов Союза (1961)
Первый человек, совершивший полёт в кос-
мос Окончил 1 е Чкаловское воен авиац
уч-ще лётчиков (1957) ВВИА (1968) 12
апр 1961 совершил полет в космос на космич
корабле «Восток», облетев земной шар за
I ч 48 мин Золотая медаль им К Э Циол-
ковского АН СССР, золотая авиац медаль
ФАИ, медаль А де Лаво Деп ВС СССР
в 1962—68 Награждён орденом Ленина, а
также высш наградами ряда зарубежных
гос-в Погиб во время тренировочного по-
лета на самолете Его именем назван город
Смоленской обл Имя Г носят Военно
возд академия. Центр подготовки космо-
навтов, авиац з-д в Комсомольске-на-Аму-
ре, уч заведения, улицы и площади мн
городов мира В честь Г ФАИ учреждена
медаль (см Награды ФАИ) В Москве,
Гагарине (бывший Гжатск), Звёздном город-
ке, в Софии и др городах — памятники
Именем Г назван кратер на обратной
стороне Луиы Урна с прахом в Кремлёв-
ской стене
Лит Борзенко С А, Денисов Н Н,
Первый космонавт М. 1969 Титов Г С,
Первый космонавт планеты, М 1971, Гагарин
В А Мой брат Юрий 2 изд М , 1979
ГАЗОВАЯ ДИНАМИКА — раздел аэроди-
намики, в к ром изучаются закономерности
движения газов, а также механич и теп-
ловое взаимодействие между газом и дви-
жущимися в нем телами Зарождение и раз-
витие Г д происходило под непосредств
воздействием запросов практики в связи С
созданием самолетов, движущихся с боль
шнми дозвук и сверхзвук скоростями,
возд реактивных двигателей и ракетной тех-
ники Специфика используемых методов экс-
перим исследований и матем ур ннй Г д
и методов их решения, а также широкий
круг прикладных задач привели к выделе
нию Г д в самостоят область механики
и прикладной математики При Этом в Г д
выделяются 2 класса задач т и задачи
внеш аэродинамики, когда движение газа
происходит в неогранич пространстве, и т и
задачи внутр аэродинамики, когда движение
газа происходит в огранич пространстве
Движение газа описывается системой диф
ур ннй в частных производных, выражающих
166 ГААГСКАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
собой сохранения законы (массы, импульса
и энергии), замыкается система ур нием
состояния, к-рое связывает между собой
плотность у, давление р и темп-ру Г, и
зависимостями теплофнз свойств среды от
темп-ры и давления Во ми задачах Г д
газ находится вдали от точки конденсации
(очень низкие темп-ры) и от областей диссо
циации и ионизации (очень высокие темп
ры) В этих задачах обычно используется
модель совершенного газа, к рый подчиняет
ся ур-нию состояния Клапейрона р=у/?Г,
где /? — газовая постоянная, и имеет пост
удельные теплоемкости Система ур-ний Г д
в общем виде очень сложна даже для числ
анализа, поэтому важное значение в Г д
имеет эксперимент, для чего создаются
аэродинамические трубы и спец стенды
Условия динамич и теплового подобия прн
испытаниях моделей, геометрически подоб
ных натурным объектам, обеспечиваются соб-
людением равенства значений в условиях
эксплуатации объекта и при моделирова-
нии соответствующих подобия критериев
Рейнольдса числа Re Маха числа Мити
Л Прандтль еще в 1904 показал, что в
типичных гидро и газодинамич задачах,
для к-рых число Рейнольдса велико
(Re:^>l), области влияния вязкости и теп
лолроводиости ограничены тонкими погра-
ничными слоями, толщиной примерно на два
порядка меньшей характерных размеров об
текаемого тела, а вне этих слоев проте-
кает осн масса газа, где влиянием вязкости
и теплопроводности можно пренебречь
Иными словами, задача об обтекании тела
потоком вязкой среды разбивается на две
самостоят задачи расчёт поля течения
идеального газа (рассматриваемого как
сжимаемая жидкость) иа основе Эйлера
уравнений и расчет течения вязкого газа
в пограничном слое на основе ур ний Пранд
тля
Для установившегося потока идеального
сжимаемого баротропного газа в отсутствие
массовых сил диф ур-иия Эйлера приводят
к Бернулли уравнению
ср dp V2_____
к рое выполняется вдоль линии тока Здесь
V — модуль вектора скорости, Vm—макси-
мальная скорость в газе Если течение
является потенциальным, т е V = grad<f,
где — потенциал скорости, то постоянная
Бернулли принимает одно и то же значение
для всего поля течения Кроме того, из
ур-ния энергия следует интеграл вдоль ли-
нии тока
Л + 1/72 = Д,
где А — энтальпия, Н — энтальпия торможе
ния (см Торможения параметры} Для
безвихревого течения решение конкретной
задачи Г Д прн заданных граничных
условиях сводится к отысканию <р, поведе
ние к-рого в случае плоского установив-
шегося движения описывается ур нием
(а2 — и2) —— 2uv-------(а2— и2) ... ~ 0,
Зх2	дхду
где a—dp/dg — скорость звука, и, a — ком-
поненты вектора скорости, параллельные
осям декартовой системы координат х, у
Получить решение этого ур-ния в общем
виде практически невозможно, однако в
нек-рых случаях оно сводится к ур-ниям,
методы решения к-рых достаточно хорошо
разработаны Так, при малых дозвук ско-
ростях (ы<5Са, u<SZ.a) это уравнение
переходит в ур ние Лапласа (Д<р=гО), опи
сывающее течение несжимаемой жидкости
При дозвук скоростях (ы<о, р<о) выра-
жения в скобках имеют положит знак и
ур-ние эллиптического типа При сверхзвук
скоростях (ц>о или у>а) выражения в
скобках отрицательны и ур ние гнпербо
лнч типа Особенно сложными для матем
исследования являются смешанные течения,
в к рых имеются дозвук и сверхзвук
области (см Трансзвуковое течение)
Сложность решения приведенного выше
vp-ния для потенциала скорости заклю
чается в его нелинейности Однако в 1904
С А Чаплыгин предложил метод решения
в плоскости годографа (см Годографа ме
тод) При этом ур ние становится линей
ным. и для его решения можно восполь-
зоваться хорошо развитой теорией аналн
тич ф-ций Чаплыгин получил приближ
аналитич решение задачи о струйном дозвук
обтекании тела, к-рое лишь во 2-й пол
30 х гг было модифицировано применитель-
но к безотрывному обтеканию авиац крыло
вого профиля С А Кристиановичем и
Л И Седовым
Характерной особенностью сверхзвуковых
течений является существование стационар
иых волн давления Если соседствуют две
области с разным давлением (p2>pi), то
в область повыш давления распространяют
ся волны разрежения, а в область пони
женного — волны сжатия В адиабатнч сре-
де волны разрежения со временем растя-
гиваются, оставаясь плавными, а крутизна
волн сжатия быстро нарастает, так что их
стационарной формой является ударная вол-
на (скачок уплотнения) Скорость рас-
пространения ударных волн тем выше, чем
больше перепад давлений В прямом скачке
уплотнения направление потока не изме
няется, в плоском косом скачке лоток от-
клоняется Если угол отклонения потока пре
вышает нек-рый предельный ftnlax(M), то
плоский косой скачок невозможен (фронт
волны становится криволинейным) Измене-
ние газодинамич переменных в ударной
волне описывается Гюгоньо адиабатой Тео-
рия ударных волн — важный раздел Г д
Типичным примером течения с образова
иием волн разрежения может служить об-
текание выпуклого угла сверхзвук потоком
газа — Прандтля — Майера течение Это те-
чение описывается простыми аналитич ф ла
ми, к-рые широко применяются на практике
для расчета сверхзвук обтекания крыла,
криволинейной стенки, косого среза сопла
Лаваля и т п
Теория ударных волн используется при
проектировании воздухозаборников Так,
напр , в плоском воздухозаборнике с центр
телом, имеющем т и полигональную пов сть,
сверхзвук поток тормозится в системе по
следовательно расположенных косых скач-
ков уплотнения, замыкаемой несильным пря-
мым скачком, суммарное значение коэф
фициента восстановления полного давления
v=vi.vj- • vn достигает максимума (мини-
мум потерь) при условии что все косые
скачки уплотнения имеют равную интенсив
ность (vi=Vi=r — v„_|), а интенсивность
замыкающего прямого скачка почти не от
личается от интенсивности косого (уял;
лгу,) Увеличение числа п косых скачков
приводит к возрастанию v Устремляя чис-
ло косых скачков к бесконечности, т е
заменяя полигональную пов-сть центр тела
криволинейной, можно увеличить v, прн этом
на части криволинейного участка тормо
жение потока будет изоэнтропическим, а по
тери полного давления будут определяться
интенсивностью замыкающего скачка уп-
лотнения
При расчёте сложных сверхзвук течений
используется тот факт, что хар ками гнпер-
болич ур-ний движения являются волны
Маха (см Маха конус) Используя сетку
волн Маха в сочетании с ударными вол-
нами, удалось создать графич и числ ме
тоды расчета сложных сверхзвук течений
(в соплах, струях, при обтекании тел).
Разработаны аналитич методы, осн на ли-
неаризации потенциала скорости или воз-
мущений скорости (для тонких тел на
малых углах атакн)
Если поле течения не вяз ко го газа най-
дено, то появляется возможность проин
тегрировать ур ния пограничного слоя и рас-
считать распределения напряжений трения
и теплового потока на обтекаемой пов-сти
тела, что, в свою очередь, позволяет оп-
ределить сопротивление трения и темпера
турный режим пов-сти тела Как нзвестио,
при больших положит градиентах давле-
ния происходит отрыв пограничного слоя
Напр , если поток проходит сквозь ударную
волну, падающую на тело, то может воз-
никнуть отрыв пограничного слоя, приводя-
щий к возникновению дополнит ударных
воли, т е имеет место «сильное» взаимо-
действие пограничного слоя и внеш невяз
кого потока, что является предметом спец
изучения в прикладной Г д
Для анализа мн стационарных задач
внутр аэродинамики успешно используются
одномерные ур ния сохранения массы, им-
пульса и энергии, записанные в интеграль-
ной форме Для элементарной трубки тока.
в каждом поперечном сечении к рой газоли-
на мич переменные потока принимаются по-
стоянными Если рассмотреть нек-рый
участок элементарной струнки между двумя
нормальными к пов сти тока сечениями 1
и 2, то эти ур ния примут вид
G	= const,
Pa-G(Vu2-VHl), « = у. z,
J i 6	*
где F — площадь поперечного сечения
трубки тока, х, у, z—декартовы оси
координат, Р — равнодействующая всех сил,
приложенных к замкнутому контуру, G —
массовый расход, L — механич работа (на
coca, компрессора, турбины и т Д),
ЕТр — работа сил трения на рассматривае-
мом участке Входящий в ур ние энергии
интеграл представляет собой работу, затра-
ченную на проталкивание газа, а его зна
чение зависит от характера термодинамич
процесса при движении газа Приведенное
ур-ние энергии записано в механич форме
и часто наз обобщенным ур нием Бернулли,
его можно также записать в «тепловой»
форме
где Q — подведенное к единице массы газа
кол-во теплоты При анализе работы гаэо
вых машин (турбин и т п ) наряду с ука-
занными ур-ниями используется также
ур-ние сохранения момента кол ва движе-
ния относительно оси вращения
( Уи2^2—VulT।),
где N—сумма моментов всех сил, прило
женных к замкцутому контуру, 1/„ — ок-
ружная составляющая вектора скорости,
г — расстояние от оси вращения Эта система
ур ний позволяет понять особенности тече-
ния газа и провести газодинамич расчёт га-
зопроводов, эжекторов, элементов реактив-
ного двигателя, лопаточных машин и др
устройств Следует отметить, что аналогич-
ный подход к решению прикладных задач
лежит в основе обычной гидравлики, поэтому
Г д элементарной струйки иногда наз
«газовой гидравликой»
Одна из важнейших проблем прикладной
внутр аэродинамики —получение сверхзвук
потока в техн устройствах разл рода аэро-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим

167
динамич трубах, соплах реактивных дви
гателей и т п Для анализа особенностей
течения газа, в частности изменения ско-
рости потока при наличии воздействий раз
ного рода, удобно использовать след диф
соотношение
dk _ dP dG AL
G 7”
(y- l)dQ
c2	a2
Здесь M — местное число Маха, у — пока-
затель адиабаты «Замораживая» все воз-
действия, кроме анализируемого, можно
установить его влияние на скорость течения,
при этом каждое воздействие меняет знак на
обратный при переходе скорости потока
через значение М= 1 В качестве примера
рассмотрим влияние сил треиия иа разви-
тие адиабатич течения в трубе пост сече
ния с непроницаемыми стенками (G = const,
const, jLTp=#=const, G=Q=O) Поскольку
работа сил трения всегда положительна
(di.Tp>0), то под действием сил трения
дозвук поток ускоряется (dk>-0), а сверх-
звук замедляется (dK<ZO), непрерывный
переход через скорость звука невозможен
Если в нач сечении трубы дням D ско-
рость потока дозвуковая (Mtd), то в за-
висимости от приведённой длины трубы
7= I/D (I — длина трубы) возможны три слу-
чая а) при 1<1лр (/кр — длина, иа к-рой
скорость потока становится равной скорости
звука) в выходном сечении трубы поток
дозвуковой (Mad), б) при /=/нр в вы-
ходном сечении достигается критич ско
рость (М2=1) и реализуется течение с
макс расходом, в) при 7>7кр течение газа
с заданным нач значением Mi реализо
ваться не может Для сверхзвук потока
{Mj>l) возможны след режимы а) при
/<7цР в выходном сечении трубы имеет
место сверхзвук скорость (М2>1), б) при
7=/кр в выходном сечении скорость потока
равна критической (М2==1), в) прн 7>7кр
плавное торможение сверхзвук потока иа
всём протяжении трубы невозможно и в
нек-ром сечеиии возникает прямой скачок
уплотнения, за к-рым устанавливается уско
реиное дозвук течение, местоположение
скачка уплотнения определяется из условия,
что в выходном сечении скорость потока
равна критической Аналогичная картина
имеет место при однозначном воздействии
др величин, напр влияние неадиабатич
ности течения (dQ=#=O, dF—dG = dL =
= di.Tp=0) Дозвук поток в трубе за счет
подвода теплоты можно разогнать до критич
скорости, но нельзя перевести в область
сверхзвук течения При этом подвод тепло-
ты приводит к уменьшению полного давле-
ния в выходном сечении трубы, тек поив
леиию т н теплового сопротивления (при
М<1 рог/роь>0,79 для газа с показателем
адиабаты у=1,4, при М-еоо p02/poi-»0,
индекс «О» относится к параметрам за
торможениого газа)
Т о , при однозначном воздействии на
поток газа в трубе нельзя непрерывным об
разом перевести его из дозвукового в сверх
звуковой, но этого можно достичь изме-
нением знака воздействия при достижении
критич скорости Принципиально возможны
четыре схемы сверхзвук сопла Геомет-
рическое сопло Лаваля сопло, в до
звук части к рого ускорение потока осу
ществляется путём сужения канала (dF<0),
за критич сечением (М=1) площадь ка-
нала увеличивается (df>0) с целью полу
чення сверхзвук потока и его дальнейшего
ускорения Этот принцип построения сверх-
звук сопла наиболее часто используется
в практич приложениях Расходное
сопло dG=?tO, df =dZ. = dZ.Tp=dQ=O, ус-
корение потока (dP>0) происходит здесь
за счёт подвода дополнит массы газа в
дозвук части канала и отсоса газа в сверх-
звук его части В критич сеченнн расход
газа и плотность тока имеют максимум
Механическое сопло dL=^0, dF=
= dG = dL =dQ=O, оио должно состоять
из последовательно включенных турбины,
где дозвук поток газа ускоряется до кри
тич скорости, и компрессора, в к-ром
происходит ускорение сверхзвук потока В
механич сопле в его критич сечении па-
раметры торможения имеют минимум
Тепловое сопло (пока ещё не осу-
ществлено) dQ^O. df=dG= d£=dJlTp=O,
в дозвук части сопла разгон потока вызы
вается подводом теплоты (dQ>0), а в сверх-
звук части сопла — её отводом (dQ<0)
Помимо четырёх описанных схем сверхзвук
сопла принципиально возможны комбинир
схемы, иапр полутепловое сопло, в к ром
дозвук участок является тепловым, а сверх-
звуковой — геометрическим Особенности те-
чения газа в соплах разл типов н нх
хар-кн могут быть проанализированы с по
мощью приведённых выше ур-ний
На основе одномерных ур-ний Г д про
водится также газодинамич расчёт отд
элементов ВРД Так, иапр , для аднабатнч
(Q=±=0) течения идеального совершенного
газа (LTp=0) из ур-ния энергии следует
ф ла для расчета работы, совершаемой 1
кг газа в лопаточных машинах
где индексы «I» и «2» относятся к се-
чениям перед и за машиной соответствен-
но При равных перепадах давления рабо-
та пропорциональна температуре торможе-
ния Гец перед машиной Если холодный газ
сжать в компрессоре, а перед его рас-
ширением в турбине осуществить подвод
теплоты путём сжигания топлива, то тур-
бина разовьёт большую работу, чем затра-
тил компрессор, и избыток работы можно
передать на возд винт, тяиущнй само-
лёт (ТВД), илн электрогенератор Если тур-
бина вращает только компрессор, то остав-
шийся за турбиной избыток давления мож-
но использовать для получения скорости
Рис. 2. Семейство двигателей на основе
базового газогенератора I — базовый газе
генератор 2 — ТРДФ относительная тяга
на взлётном режиме Д=1, 3 — ТРДДФ
р=3	4 — ТРДДФ (форсажная камера в
наружном контуре!, Р=5, 5—ТРДД. Р=3,
6 — ТВД, Р=4 (заштрихованы каскады
низкого давления двигателя, голубые об-
ласти соответствуют базовому газогенера
тору)
истечения струи газа, превышающей ско-
рость полёта, что, согласно ур-нию им-
пульсов, создает реактивную силу (ТРД)
В большинстве задач внутр аэродина-
мики течение газа носит достаточно слож-
ный пространств характер (наличие отры
ва потока, взаимодействие пограничного
слоя со скачками уплотнения и т п ), и,
естественно, ур-ння одномерной Г д не могут
дать полного ответа на вопрос о струк-
туре и локальных особенностях течения
газа в разл техн устройствах и их отд
элементах Более детальный анализ картины
течения может быть проведён путём чнел
интегрирования днф ур ний Г д , а также
путём эксперим исследований
Лит Черный Г Г, Течения газа с большой
сверхзвуковой скоростью М , 1959, Ко ч и и Н Е ,
Кибель И А, Розе И В, Теоретическая
гидромеханика, 4 нзд ч 1—2, Л —М , 1948—63,
Седов Л И Плоские задачи гидродинамики
и аэродинамики 3 нзд, М 1980 Абрамо
внч Г Н Прикладная газовая динамика 5 нзд,
ч 1—2, М 1991	ГН Абрамович
ГАЗОГЕНЕРАТОР — I) часть газотурбин-
ного двигателя, состоящая из последователь-
но расположенных осевого или центробеж-
ного компрессора, камеры сгорания и газо-
вой турбины, приводящей компрессор (рнс
1) Термин «Г » появился в связи с внед-
рением в авиастроение турбореактивных
двухконтурных двигателей Эти двигатели
имеют двух- или трёхвальиую схему В лер-
Рис I. Схема газогенератора I—компрессор,
2 — камера сгорания, 3 — турбина
168 ГАЗОГЕНЕРАТОР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
вом случае Г. наз каскад высокого давления.
во втором — каскад высокого и ср давления
Рабочий процесс в Г осуществляется при
наибольших значениях давления, термнч
и механич нагрузок Большая часть проч
ностных и газодинамич проблем, возни
кающих при создании ГТД, связана с Г,
поэтому опережающая эксперим отработка
Г может сократить сроки создания и до-
водки ГТД Однотипность конструктивной
схемы Г для ГТД разл принципиальных
схем (ТРД, ТРДД, ТВД) позволяет соз-
давать семейства двигателей разл типов
и назначения на основе базовой конструк-
ции Г (рис 2), причём макс и миним
значения тяги (мощности) двигателей од-
ного семейства могут отличаться в неск
раз Такой метод создания двигателей на
ходит широкое практич применение Наряду
с термогазодинамич параметрами рабочего
процесса важным конструктивным показа-
телем Г, характеризующим размеры про
точной части и определяющим тягу
(мощность) базируемых на его основе
ГТД, является размерность Г , представляю-
щая собой
выходном
даОо/лк 
расход во
пк — макс
давления в
чение
ТВД легких самолётов GoBblJ(—0,2—2,5 кг/с
У Г. совр ТРДД для до- и сверхзвук
самолётов 6оцих=2—9 кг/с. В Г одно-
контурных трд G(,Bbll( достигает 35 кг/с
Необходимая тяга (мощность) ГТД полу
чается сочетанием базового Г с турбовен
тилятором (турбокомпрессором), имеющим
соответствующие значения расхода воз
приведённый расход воздуха в
сечении компрессора: Goeblx»
где Go — макс приведенный
входном сеченни компрессора,
значение степени повышения
компрессоре Наименьшее зна-
имеют Г вертолетных ГТД и
" вь1х~°.2—2-5 кг/с
духа и степени повышения давления в вен
тиляторе (компрессоре низкого давления),
или со свободной турбиной (для турбо-
вального ГТД) Конструкция базового Г
должна быть рассчитана на разл значения
давления и темп ры рабочего тела в разл
ГТД
2) Часть турбонасосного агрегата (ТНА)
ЖРД—устройство, в камере к-рого в ре-
зультате реакций окисления (двухкомпо-
нентное топливо) или разложения (одно-
компонентное топливо) вырабатывается го
рячий газ (темп ра 200—900 °С), являю-
щийся рабочим телом для привода тур
бины ТНА, насосы к-рого обеспечивают
подачу топлива в камеру Сгорания ЖРД,
для наддува топливных баков, работы систе
мы управления	М М Иховребое
ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ
летательным аппаратом — создание
управляющих сил и моментов для изме
неиия (или сохранения) пространств поло-
жения ЛА с помощью реактивных струй
Методы и средства Г v разнообразны В
ракетной и космич технике широко приме-
няются реактивные системы ориентации и
стабилизации ЛА с разнесенными относи-
тельно его центра масс неподвижными реак-
тивными двигателями, а также поворотные
двигатели и др способы отклонения реак-
тивной струи (напр., с помощью газовых
рулей — поворотных пластин из огнеупор-
ного материала, установленных на выходе из
сопла) для управления траекторией движе
ния ЛА В авиации управление вектором тяги
осн двигателя является одним из способов
осуществления вертик взлёта и посадки
самолёта, ио оно может также использо-
ваться и для управления полетом маневр
самолетов (СВВП и обычных) наряду с аэ-
родинамич органами управления
На СВВП система Г у обеспечивает
стабилизацию и управление ЛА на вертик
режимах и на малых скоростях полета,
когда азродинамич Силы отсутствуют или
малы В этих целях могут, напр, исполь
зоваться струйные рули — сопла, ус-
тановл на концах крыла и фюзеляжа, из
к-рых истекает сжатый воздух, отбираемый
от компрессора двигателя (см рис ) В гори-
зонт полёте с большой скоростью управле-
ние и стабилизация СВВП осуществляются
азродинамич пов-стями Др примером ЛА,
оснащённого органами азродинамич и Г у ,
являются возд космич аппараты типа кры-
латого орбит корабля многоразового исполь-
зования «Буран» (на нем Г у включается
на орбите и при спуске в верх слоях
атмосферы) Предполагается применение
Г у и на винтокрылых ЛА В 80-х гг
на эксперим образцах испытана струйная
Система путевого управления вертолетом,
заменяющая рулевой винт
ГАЗООБРАЗНОЕ ТОПЛИВО —разл
газообразные вещества, окисление к-рых со-
провождается значит выделением теплоты
Г т обладает рядом преимуществ перед
жидкими н твердыми топливами При
сжигании газов не образуется золы Осн
недостаток Гт — малая плотность К Г т
относятся водород, легкие углеводороды (ме-
тан, пропан, бутан и др ), природный и
попутный нефтяной газы и Др смеси в
осн углеводородных газов Г т значи-
тельно различаются по свойствам и тепло-
техн хар-кам Сжиженные водород, инди
видуальные углеводороды (метан, пропан),
природный и попутный нефтяной газы рас-
сматриваются как возможные топлива для
авиац силовых установок
ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ГТД) —
тепловая машина, предназначенная для
преобразования энергии сгорания топлива
в кинетич энергию реактивной струи и (или)
в механич работу на валу двигателя, осн
элементами к-рой являются компрессор, ка
мера сгорания и газовая турбина Ра-
бочее тело (воздух) сжимается в компрес
соре и после подвода теплоты расширяет
ся в газовой турбине. Отдавая ей часть энер-
гии, необходимую для привода компрессо-
ра Осн часть энергии нагретых газов ис
пользуется для получения с помощью той
же или дополнит турбины полезной меха-
иич работы на валу двигателя, напр для
вращения возд или несущего винта {тур
бовинтовой двигатель, турбовальный дви-
гатель), или для увеличения кинетич энер-
гии газов, создающих реактивную тягу (тур-
бореактивный двигатель) Если нужно полу
чить еще большую тягу, применяют вто
ричный подогрев этих газов в форсажных
управления
«Харриер»
Система газодинамического
СВВП Бритни а,роспейс
1 — подъёмно маршевый 1 в и га тел ь, 2 —
трубопроводы подвода сжатого воздуха,
3, 6 — сопла сравнении креном са
молёта, 4 — сопло у правления рысканием
о, 7 — сопла управления тангажом
камерах сгорания для увеличения скорое
ти истечения :азов
Авиац ГТД имеют высокие техн показа-
тели Степень повышения давления в комп-
рессорах достигает 30, а темп ра газов
перед турбиной 1650 К и выше Эффек-
тивный кпд у лучших двигателей состав-
ляет в дозвук полете 40—43 %, а при боль-
ших сверхзвук скоростях (Маха числа по-
лета М=2,5—3) превышает 50% Старто
вая мощность турбовинтовых и турбоваль-
ных ГТД 100—10 000 кВт, а стартовая тяга
реактивных ГТД от неск кН до 300 кН
Авиац ГТД развивают на 1 кг массы в Стар-
товых условиях 5 — 7 кВт мощности и 50—
80 Н реактивной тяги (последнее значение —
при использовании форсажных камер)
Нач применения ГТД в авиации относит
ся к 1944 В 50—60-х гг ГТД стал осн
типом авиац двигателя ГТД применяются
также иа др видах трансп аппаратов
(автомобили, корабли и др) ив разл ус
тановках (передвижные электростанции,
агрегаты газоперекачки и др ) Часто для
этих целей используются спец модифи
кации авиац ГТД с пониж параметрами
Лит Теория возду шно реактивных двигателем
псы ред С М Шэяхтенко VI 1475
В А Сосунов
ГАЙДРОП (англ guide горе, букв —
направляющий канат) — толстый длинный
канат, используемый при посадке дирижаб-
лей (не имеющих движителей с изменяе-
мым вектором тяги), спортивных аэростатов
(наполненных водородом или светильным
газом), стратостатов и субстратостатов
нек-рых видов На дирижаблях, взлетав-
ших без затяжеления (т.е только вслед
ствие аэростатич подъёмной силы), Г сбра-
сывался при посадке на миним скорости по-
лета с выс 50—100 м для приёма его стар
товой командой Посадка дирижабля с ис-
пользованием Г требовала большого чис-
ла людей и занимала много времени После
подтягивания дирижабля за Г стартовая
команда за поручни принимала гондолу на
руки Затем дирижабль, удерживаемый за
поясные стропы и гондолу, загружался
балластом и устанавливался на причальной
мачте или заводился в эллинг
При полетах спортивных аэростатов, суб-
стратостатов и стратостатов с оболочками
из прорезиненных материалов Г служит для
смягчения посадки (уменьшает скорость
снижения) и автоматич регулирования высо-
ты при низком полёте, когда часть спущ
Г волочится по земле (при этом умень-
шается также скорость дрейфа, см рис )
В ниж конец Г заделывается сталь-
ной трос дл 10 м, диаметр к рого (в за-
висимости от прочности Г ) составляет от 6
до 10 мм При посадке спортивных теп-
ловых аэростатов, дрейфующих аэростатов и
стратостатов с пленочными оболочками Г
не применяется
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
г|в9п
169
ГАК — см Тормозной крюк
ГАККЕЛЬ Яков Модестович (1874—1945) —
рус сов учёный и конструктор в облас
гм самолётостроения и тепловозостроения
засл деятель науки и техники РСФСР (1940)
Окончил Петерб электротехн ин т (1897) За
участие в студенч рев орг-циях был сослан
на 5 лет в Сибирь, где руководил построй
кой и эксплуатацией одной из первых в
России гидроэлектростанций (близ г Бо
дайбо, на Ленских приисках) Вернувшись
из ссылки, преподавал в Электротехн ин те
(с 1921 проф ) С 1936 в Ленингр ни те
инженеров ж д транспорта В 1909—12
спроектировал и построит ряд оригинальных
самолётов, втч биплан «Гаккель 111»
(рис в табл IV), одностоечный биплан
«Гаккель IV» с двигателем мощностью 73 6
кВт, первый в России гидросамолет амфи
бию «Гаккель-V», биплан «Гаккель VII»,
на втором экз к-рого Г В Алехнович
установил нац рекорд высоты полета
(1350 м) и к рый получил большую золо
тую медаль на Междунар воздухоплават
выставке в Москве (1912), подкосный моно
план «Гаккель-IX» (рис в табл V) и др
По проекту Г в СССР был построен один
нз первых в мире мощных (735 кВт) ра-
ботоспособных тепловозов Награжден ор
деном Трудового Красного Знамени, меда-
лями
Лит Самолеты Я М Гаккетп «Вестник воз
душного фюта* 1952 Ns 4 с 94—95 Быч
ков В Н , Самолеты Я М Гаккеля в кн Авнапня
в России 2 нэд М 1988, с 244—250
«ГАККЕЛЬ-111» (Г-Ш) — самолет, постро-
енный в 1910 Я М Гаккелем Биплан (рис
в табл IV) Дерев конструкции с фюзеля
жем и хвостовым оперением Длина само
лета 7,5 м, размах крыльев 7,5 м их сум
марная пл 29 м2 Обтяжка крыльев и
фюзеляжа из прорезин ткани и полотна
Для управления самолетом по крену исполь
зевалось перекашивание (гоширование)
крыдрев Двигатель «Анзани» мощи 25 7 кВт
Полётная масса 560 кг Полет на Г II1,
выполненный В Ф Булгаковым 6 (19) июня
1910 на Гатчинском аэродроме под Пе
тербургом, стал одним из первых в России
полётов самолета отечеств постройки
ГАЛЕРКИНА— БУБНОВА МЕТОД — см в
ст Флаттер
ГАЛЛАЙ Марк Лазаревич (р 1914)—сов
лётчик-испытатель, полковник. Герой Сов
Союза (1957), засл летчик испытатель
СССР (1959), д-р техн наук (1972), пнса
тель Окончил Ленингр политехи ин т
(1937), школу лётчиков и курсы лётчиков-
инструкторов Ленингр аэроклуба (1936)
Участник Вел Отечеств войны Совершил ок
80 боевых вылетов Работал в ЦАГИ, ЛИИ
и др орг циях Проводил испытания на флат
тер, устойчивость и управляемость, радио
локал оборудования, взлетно посадочных
устройств Ведущий летчик испытатель само
летов МиГ-9, Ту 4 ЗМ, вертолетов Ми 1 и
Як 100 Инструктор методист первой группы
сов летчиков космонавтов (1960—61) Наг
ражден 3 орденами Ленина, 4 орденами
Красного Знамени 2 орденами Отечеств
войны 1 й стен , орденами Красной Звезды
«Знак Почёта» медалями
Гоч Через невидимые барьеры М 1960
Испытано в небе М 1963
«ГАЛФ ЭР» (Gulf Air) —авиакомпания
княжества Бахрейн Осуществляет пере
_____	возкн в страны Зап
Европы, Азии, Афон
ки, а также в США
МЯк	Осн в 1950 В 1989
перевезла 3 млн
пасс , пассажира
\	оборот 6,02 млрд
\	п км Авиац парк -
24 самолёта
«ГАЛФСТРИМ АЭРОСПЕЙС» — см
«Гольфстрим азроспейс»
ГАРГРОТ — объемный продольный обте
китель на фюзеляже самолёта, закрываю
щий проводку управления трубопроводы и
электропровода, выступающие за осн га-
бариты фюзеляжа и обеспечивающий
удобство подхода к ним в эксплуатации
ГАРЕЕВ Муса Гайсинович (1922—87)— сов
летчик, полковник дважды Герой Сов Сою
за (дважды 1945) В Сов Армии с 1940
Окончил воен авиац школу (1942), Воен
академию им М В Фрунзе (1951), Воен
академию Генштаба Вооруж Сил СССР
(1959) Участник Великой Отечеств войны
В ходе войны был летчиком штурмовиком,
ком звена, ком эскадрильи штурмового
авиаполка Совершил ок 250 боевых выле
тов После войны в ВВС Деп ВС СССР
в 1946—54 Награжден орденом Ленина
3 орденами Красного Знамени орденами
Александра Невского, Богдана Хмельницко
го 3-й степ , 2 орденами Отечеств вой-
ны 1-й степ, орденом Трудового Красно
го Знамени, 3 орденами Красной Звезды,
медалями Бронзовый бюст в пос Ташчишма
Илишевского р-на Башкирии
ГАРНАЕВ Юрий Александрович (1917 —
67)—сов лётчик-испытатель, засл лётчик
испытатель СССР (1966), Герой Сов Союза
(1964) Окончил Энгельсскую воен авиац
школу лётчиков (1939) Участник Вел
Отечеств войны С 1951 на нспытат рабо-
Я М Гаккель
М Л Галлай
М Г Гареев
Ю А Гарнаев
те Испытывал высотные скафандры, сред
ства спасения летчиков реактивных само
лётов, системы дозаправки самоле
тов в воздухе Проводил иссл полёты на
вертолетах конструкции Н И Камова, М Л
Миля, А С Яковлева Испытал ЛА вер-
тик взлета и посадки типа «Турболет»
(1957) Провёл эксперимент по отстрелу
лопастей на вертолете Мн 4 (1958) Участ
вовал в подготовке космонавтов к полё
там в условиях невесомости в специально
оборудованных самолётах лабораториях На-
гражден орденами Ленина, Трудового Крас
ного Знамени, медалями Погиб при оказа-
нии помощи в тушении с вертолёта Ми 6
лесных пожаров во Франции Памятник
в г Ле Ров близ Марселя (Франция)
Лит Проверено nd себе Документы Дней
ники воспоминания о Юрии Гарнаеве 3 изд
М 1986
«ГАРРЕТТ ТЕРБИН ЭНДЖИН» (Garrett
Turbine Engine Со)—двигателестроит фир
ма США Является отделением концерна
«Гарретт», осн в 1936 Совр назв с 1981
Крупнейший в зарубежных странах произ
Табл —Двигатели фирмы «Гарретт тербин энджин»
Основные данные	ATF3 6 (F104 GA 100) (ТРДД)	TFE731 3 (ТРДД)	ТРЕ331 3 (ТВД)	TFE76 (F 109) (ТРДД)
Тяга кН	22 5	165		5 92
Мощность кВт		—	904	
Масса, кг	430—440	335—343	161	190
Диаметр (макс ) м	0 85	0 716**	0 66	0 756
Удельный расход топлива				
на взлётном режиме,				
г/(кВт-ч)	—	—	267	
кг/(Н ч)	0 0485	0,0516	—	0 0399
на крейсерском режиме				
кг/(Н ч)	0,08*	0 083*	—		
Расход воздуха кг/с	73,5	53,7	3,54	23 7
Степень повышении давления	21	14,6	10,37	20 7
Степень двухконтурности	2,8	2.8	—	5
Температура газа перед турбиной				
К	1448	1353	1278	1353- 1423
Применение (летательные аппара-				
ты)	Административный самолет	Административные самолёты	Пассажирские самолеты Бри	Тренировочный самолет
	Дассо «Фалькон» 200 патруль	Дассо «Фалькон* 50, Локхид	тиш азроспейс «Джетстрим»	«Джет Скволус*
	но разведывательный самолет	«Джетстар» 2, Рокуэлл «Сей	III Фэрчайлд «Метро» «Мер	
	HU 25	брлайнер» 65 и др	лин* III и 1V	
* Высота полёта //=12 000 м число Маха полета Мж-08 ” На входе
170 ГАК
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
водитель авиац ГТД малой и средней мощ-
ности, разработку и прои^ во к-рых ведёт
с 1946 К иач 80 х гг выпустила до 70%
всех ГТД мощностью от 46 до 1865 кВт
произведенных в США и Зап Европе ГТД
фирмы используются гл обр в авиации
общего назначения и на легких трансп са
молетах К осн продукции кон 80-х гг от
носятся ТВД TPE33I (Т76), ТРДД ATF3
(F104), TFE76 (F109), TFE731 Осн дан
ные нек рых двигателей фирмы приведены
в табл
«ГАРУДА ИНДО НЕ-
ЗНЯ» (Garuda Indo-
nesia) — нац
компания Индонезии
Осуществляет пере
возки в страны Зап
Европы, Африки
Азии, а также в США,
Австралию н Новую Зеландию Осн в 1950
В 1989 перевезла 7,6 млн пасс , пассажи-
рооборот 14,73 млрд п км Авиац парк —
75 самолетов
ГАРФ Борис Арнольдович (1907 -82) —
сов конструктор и воздухоплаватель, канд
техн наук (1949) Окончил МАИ (1930)
Разрабатывал мягкие, полужёсткие и по
лумягкие дирижабли (В-2, В 3, В 5, В-7,
«Победа», «Патриот». «Малыш») Был ие
обоснованно репрессирован и в 1937—39
находился в заключении В 1940—42 участ-
вовал в создании ряда планеров н само
лётов В 1942—47 служил в воздухопла
ват части Возд десантных войск, где руко
водил постройкой и испытаниями ДИри
жаблей Разработал гондолу для прнаязных
аэростатов, используемых для подготовки
парашютистов, а также герметичную
гондолу для стратостата
Соч Проектирование металлических кон
стрмщий дирижаблей М —Л 1936 {совм с
Б И Никольским)
ГАСИТЕЛЬ КОЛЕБАНИЙ — то же что
демпфер
ГАСИТЕЛЬ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ — см в
ст Интерцептор
ГАСТЕЛЛО Николай Францевич (1908—
41) —сов лётчик, капитан. Герой Сов Со-
юза (1941, посмертно. Окончил Луганскую
воен авиац школу летчиков (1933) Участ
ник боев в р-не р Халхин Гол, сов -фннл
и Вел Отечеств войн 26 нюня 1941 во
время боевого вылета снаряд цопал в бен-
зобак его самолета, возник пожар, экн
паж бомбардировщика мог воспользоваться
парашютами, но Г направил горящий само-
лёт на скопление нем фаш танков и бензо
цистерн, к-рые взорвались вместе с само-
лётом Таран наземной цели, совершенный
Г и членами его экипажа лейтенанта-
ми А А Бурденюком, Г Н Скоробо-
гатым и старшим сержантом А А Кали-
ниным, стал символом бесстрашия и Предан
ности Родине Награждён орденом Ленина,
медалью Имя Г носят улицы во мн го-
родах, поселки в Магаданской и Сахалин
ской областях На месте подвига, близ Ра-
дошковичей (Беларусь), героич экипажу
Г установлен памятник
ГАТЧИНСКАЯ ВОЕННАЯ АВИАЦИОННАЯ
ШКОЛА, 12 (25) окт 1910 на аэродроме
Петерб офицерской воздухоплават шко
лы (ОВШ) в Гатчине начато обучение
полётам на аэроплане офнцеров-воздухопла
вателей (инструктор Г Г Горшков) В 1911
при ОВШ был учрежден авиац отдел для
подготовки воеи летчиков, к рый в июле
1914 реорганизован в Г в а ш Эту шко
лу (или авиац отдел ОВШ) окончили М С
Бабушкин, Е Н Крутень, Б Н Кудрин,
Я И Нагурский, П Н Нестеров, А В
Панкратьев, М Т Слепнев, А В Шнуков
и др известные летчики 18 апр 1918 школа
реорганизована в 1-ю сов авиац школу
В период Гражд войны и воен интер-
венции 1918—20 она была одной из осн
баз подготовки летных кадров сов авиации
ГВАДАЛАХАРСКАЯ КОНВЕНЦИЯ 1961-
см в ст Варшавская конвенция 1929
ГЕЛИЕВАЯ ТРУБА — аэродинамическая
труба, рабочим газом в к-рой служит ге
лий Получение больших Маха чисел М в
аэродинамич трубе прн использовании воз-
духа связано с необходимостью его по-
догрева для предотвращения конденсации в
сопле и рабочей части Так, при М=15 тем
пература торможения воздуха должна быть
не ниже 2000 К Высокая темп-pa потока
и наличие подогревателя усложняют кон
струкцню трубы и технику эксперимента
Гелий имеет самую низкую темп ру кон-
денсации среди всех известных в-в (Г=1К
при давлении p«100 Па) и, будучи инер
тным газом, безопасен в эксплуатации При
темп-ре торможения в форкамере Г0=293 К
н полном давлении в ней ро=1О МПа в
трубе реализуются числа М^ЗО, тогда как
в воздухе при тех же условиях макс число
М=3,8 По термодииамич свойствам ге
лий заметно отличается от воздуха (показа
тель адиабаты у у гелия равен 5/3, у во»
духа при умеренных темп рах 1,4), поэтому
результаты газодннамич экспериментов в
Г т не могут быть непосредственно пере-
несены на воздух Однако Г т позволя
ют получать ценную информацию о физ
картине обтекания тел гиперзвук потоком
газа, служат для апробации разл расчёт
ных методов, а в ряде случаев и для от-
работки элементов Лд
Широкое внедрение а эксперимент и
совершенствование Г т началось с сер
50-х гг В Г т кон 80-х гг реализуются
потоки с М=8—50 Типичная схема Г т
аналогична схеме аэродинамич трубы
кратковрем действия Трубы с большим раз-
мером рабочей части обычно оборудуют
ся системами регенерации гелня
Лит Техника тнперзв^новых исследова
ний, пер с ангт М 1964	В Я Безменов
ГЕЛИКОПТЕР (от греч helix — спираль,
винт и pteron — крыло)— принятое за рубе-
жом назв вертолета
ГЕЛЬМГОЛЬЦ (Helmholtz) Гермаи Людвиг
Фердинанд (1821—94)—нем физик, мате
матик, физиолог, психолог, иностр чл -корр
Петерб АН (1868) Учился в Воен-мед
ин-те в Берлине С 1849 проф С 1888 дн
ректор Гос физ техн ин-та в Берлине
Заложил основы теории вихревого дви-
жения жидкости Доказал осн теоремы
и вывел ур ние для распределения вих-
рей в пространстве и во времени в
движущейся идеальной жидкости Один
нз основоположников теории обтекания жид-
костью тел с отрывом струй (см Струйных
течений теория) Выдвинул принцип ме
хаиич подобия
Соч Два исследования по гидродинамике,
пер с нем М , 1902
ГЕЛЬМГОЛЬЦА—КИРХГОФА ТЕОРИЯ
ОБТЕКАНИЯ — подход к исследованию без
вихревых течений идеальной несжимаемой
жидкости при наличии пов-стей тангенци-
ального разрыва в отсутствие массовых
сил, был предложен Г Гельмгольцем в 1868 и
Г Кирхгофом в 1869 Наиболее эффектив-
но этот метод используется для иссле-
дования плоских течений В задачах обте-
кания тел безграничным однородным по
током анализ базируется на схеме течения
(рнс, а), характерной особенностью к-рой
является отход линий тока от пов-сти обте-
каемого контура в точках Bi н В?, Этн сво
бодные линии тока есть линии тангенци-
ального разрыва, отделяющие область по-
тенциального течения / от застойной зоны
[1 Т к давление в покоящейся неве-
сомой жидкости постоянно, то в зоне // оно
Б А Г арф
Н Ф Г астелло
1 Л Ф Гельмгольц
Т Г Гласс

равно давлению иа бесконечности, а всле
дствие его непрерывности при переходе
через свободные линии тока BiCi и В2С2
значение скорости на каждой из них в
силу Бернулли уравнения равно значению
скорости Гос невозмущ потока Форма сво-
бодных линий тока подлежит определению
Задача решается в плоскости комплексно-
го переменного z=x-|-<y с началом коор-
динат в критич точке А Если ввести ком-
плексный потенциал ш=<рЧ-гф такой, что
потенциал скорости ф(х, у) и функция
тока ф(х, у) в точке А принимают нуле
вые значения, то в плоскости w области
течения 1 соответствует вся плоскость кроме
разреза вдоль положит оси ф (рис, б)
Между плоскостью w и областью течения I
в плоскости z существует взаимно-од
позначное соответствие, нахождение к-рого
и решает задачу Вместо отыскания зави-
симости между z н w Кирхгоф поста
вил задачу о т и конформном отобра-
жении разрезанной плоскости w иа ту часть
плоскости переменной g=dz/dw= I /
=ехр(гв)/Е, к рая соответствует облас-
ти течения I в плоскости г (здесь ₽ —
величина, комплексно сопряжённая скорости
Еехр(гв), V и в — модуль и угол накло-
на к осн х вектора скорости V) Н Е Жу-
ковский (1890) и англ учёный Митчелл
(1890) видоизменили метод Кирхгофа путём
введения переменной £=1п (Г'оо/Й =
= 1п (^оо/И+'б В обоих случаях отыс-
кание конформного отображения проводит-
ся достаточно просто при обтекании кои-
У
Схема обтекания {а) тела в физической плоскости
к отображение {б) области потенциального течения
/ иа илоскость комплексного потенциала и>, точки
А, в|, В2, Ci, Ci на плоскости z переходят соот-
ветственно в точки А',	В}, Cj, на плос
кости
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт
171
туров, состоящих из прямолинейных отрез-
ков Для анализа обтекания тела с криво
линейным контуром метод был модифици
рован в 1907 нтал учёным Т Леви Чивита
введением переменной	У
Типичным примером является обтекание
плоской пластины щир 2d, установлен
ной перпендикулярно потоку, решение зада
чи показывает, что свободные линии то
ка, простираясь вниз по потоку, асимпто
тнчески приближаются к параболе у2=
= 8i»z/ (л-1-4), а коэф сопротивления (см
Аэродинамические коэффициенты} сх =
= 2л/(пЦ-4) =0,88 и значительно отлича
ется от эксперим значения сж=2,0 Это раз
личие обусловлено значительно более низким
уровнем давления на задней стороне плас
тины (см Донное сопро:ивление) и связано
с неустойчивостью тангенциальных разры-
вов в жидкости Поэтому в реальных пото
ках отрывная зона позади тела не простира-
ется до бесконечности и имеет размеры по
рядка размеров обтекаемого тела, течение в
следе аэродинамическом является нестацио
нарным Г — Кто широко применяется
в гидродинамике капельной жидкости для
анализа плоских и осесимметричных задач
глиссирование, истечение струй из отвер
стий и насадок и т д
Лит см при ст Гадродинамика
В А Башкин
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
летательного аппарата— опреде
ляют размеры и форму ЛА и его осн час
тей (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и
др ) в базовой системе координат ЛА
Выражаются в абс (линейные и угловые
размеры, площади) и относит (безразмер
ных) величинах Г х ЛА в целом вклю
чают его габаритные размеры длину, вы
соту, размах крыла самолёта, диаметр не
сущего винта вертолёта и т п К важным
Г х самолёта принадлежат также пло-
щадь крыла, хорда крыла, профиль крыла,
угол стреловидности крыла, угол установки
крыла, углы крутки крыла, угол попереч-
ного V крыла, диаметр фюзеляжа, плечо
вертнк (ВО) и горизонтального (ГО)
оперения (см Плечо оперения}, база
шасси, колея шасси Распространенны-
ми безразмерными Г х являются удли-
нение крыла н фюзеляжа, сужение кры-
ла относит площади ВО и ГО, органов
управления и устройств механизации крыла
(в долях от площади крыла или — для ру
лей высоты и направления — от площади со
ответствующего оперения) Азродинамич
пов сти стабилизации, управления и меха
низании имеют набор Г х , сходных с Г х
крыла К Г х принято также относить уг-
лы отклонения органов управления и уст
ройств механизации Г х вертолётов вклю-
чают (наряду с диаметром несущего винта)
ометаемую площадь несущего винта, за-
полнение несущего винта, угол заклинения
несущего винта, коэф перекрытия несущих
винтов и др
Г х оказывают существ влияние на аэ
родинамнч . весовые, лётно техн и др хар кн
ЛА на его устойчивость н управляемость
ГЕРМЕТИЗАЦИЯ - обеспечение непрони
паемости стенок и соединений в деталях,
узлах и агрегатах ЛА для предотвращения
утечек газов и жидкостей Различают Г
полную и неполную Выбор методов и тех-
нологии Г на ЛА определяется назначе
нием детали узла, конструкции, характе
ром действующих нагрузок и предполагае
мой деформацией соединения Для Г порис
тых деталей (напр , литых) в осн приме-
няют пропитку их герметиками, в т ч анаэ
робяымн Г детален из композиционных ма-
териалов производят креплением к ним не-
проницаемых пленок Для Г проёмов лю-
ков применяют прокладки, формуемые из
172 ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ
герметиков (непосредственно по месту уплот
неиия) и из резины На подвижных сое-
динениях и вращающихся валах ставят
сальниковые, лабиринтные и др уплотнения
Для Г металлич неразъемных соединений
часто используют сварку, пайку, развальцов
ку, расчеканку, а также создают в местах
сопряжения деталей натяг Г соединений с
точечным и прерывистым силовым швом
производится герметизирующими составами,
к-рые после нанесения на шов и вулкани-
зации в рабочем состоянии обладают дос-
таточной эластичностью прочностью, хоро
шеи адгезией, коррозионной стойкостью и
способностью не разрушаться под действн
ем рабочей среды Герметизирующие соста-
вы — полимерные композиции на основе
синтетич каучуков (полисульфидных, крем
ннйорганических, кремннйфторорганических,
уретановых и др ) Г большинства зак-
лепочных, болтовых и др соединений пла
нера самолета обеспечивается герметизиру
ющнми составами Существуют 3 осн ме
тода Г поверхностный, внутришовный н ком
бинированный Перед нанесением гермети-
ка необходимы тщательная очистка и обез-
жиривание пов-стей соединения
О А Брук
ГЕРМЕТИКИ — полимерные композиции
пастообразной или вязкотекучей консистен
ции, предназначенные для герметизации
Широкое применение нашли двухкомпонент-
ные самовулканизующиеся Г , к-рые пред
ставляют собой пастообразные или вязко-
текучие композиции на основе жидких ка-
учуков, минеральных наполнителей и Др ин
греднентов и вулканизующего агента Их
общее свойство — способность под влня
ннем вводимых в композицию вулканизу-
ющих агентов переходить при комнатных
темп рах из пластичного состояния в элас
тичное, образуя плотные резиноподобные
покрытия на пов-сти детален Наряду с
двухкомпонентными Г существуют одноком-
лоиентные, к-рые поставляются в готовом
виде в тубах и вулканизуются при кон-
такте с влагой воздуха Самовулканизующн
еся пасты — наиболее распространённый
и совершенный вид Г Свойства самовул
каннзующихся Г определяются хим прнро
дой осн полимера В соответствии с этим
их разделяют иа полисульфндные, фторор-
гаиические и кремнийорганические
Полисульфндные (тиоколовые) Г
обладают высокой стойкостью к действию
нефтяных топлив, масел, воды, света, озона
Применяются для поверхностной и внутри-
шовной герметизации соединений, работа
ющих при темп рах от —60 до 150°С Гер
метики У 30М и У-ЗОМЭС 5 (разработанные
в 1955—57) позволили обеспечить надеж
ную герметизацию высотных кабин, а также
топливных отсеков Г этого типа (в т ч
однокомпонентные, напр ВИТО-1) широко
применяются в конструкциях всех пасс
самолётов
Фторорганические Г обладают
стойкостью к разл агрессивным средам
Предназначаются для герметизации соеди-
нений, работающих в топливной среде при
темп рах от —20 до 200°С В отличие от
др самовулканизующихся Г они содержат
растворитель, поэтому в большинстве слу
чаев для ускорения их сушки и вулкани-
зации применяется нагрев
Отличит особенность кремнийорга-
ническнх (полиснлоксановых) Г — соче-
тание высокой тепло и морозостойкости с
устойчивостью к разл факторам старения
(тепловому, светоозонному и др ) Разра
ботан широкий ассортимент таких Г , в т ч
однокомпонентиых, с разл свойствами
В авиастроении наибольшее применение
находят герметики У4-2! н У2-28 для по-
верхностной и внутришовион герметизации
кабин сверхзвук самолетов и элементов
двигателей, а также Г -компаунды (напр ,
ПК-68) Благодаря технологичности и отсут-
ствию коррозионного воздействия на цв
металлы они широко используются для гер-
метизации авиац приборов Большинство
кремнийорганич Г предназначено для рабо-
ты в возд среде при темп-pax от —60 до
300°С Созданы спец термостойкие (до
400°С) и морозостойкие Г (напр, УФ 7 21,
используемый и в космич технике, спосо-
бен сохранять эластичность в интервале от
— 120 до 300°С), а также Г, способные
работать в топливе при темп-рах от —60
до 250°С (напр , ВГФ-4-10)
Н Б Барановская
ГЕРМОКАБИНА — изолированный объём
ЛА с регулируемыми избыточным давлени-
ем воздуха, темп рой и т п , предназ-
наченный для работы экипажа и полёта
пассажиров на большой высоте Необхо-
димые условия в Г могут обеспечиваться
вентиляционной, кислородно вентиляцион-
ной или регенерационной высотными сис-
темами (см Система жизнеобеспечения)
Наиболее распространена вентнляц система
с си с тем ой кондиционирования воздуха
Вентиляц система обеспечивает регулнро
ванне темп-ры, влажности и газового со-
става атмосферы Г, равномерное распре
деление воздуха вдоль кабины, охлаж-
дение или нагрев воздуха до и после по-
лёта (на земле) и автоматич поддержа
нне в полете эксплуатац давления, различ-
ного для самолётов разных типов Г могут
быть малых объёмов (для лёгких и боевых
ЛА) и больших объёмов (для трансп
и пасс ЛА)
Г первого типа имеют мциим размеры,
регламентированные спец нормами, пред-
назначаются для размещения экипажа, при
боров и механизмов, служащих для уп-
равления и контроля режима полета ЛА
Г большого объёма предназначены для
размещения экипажа, приборов, пассажиров
и груза Назначение Г определяет её раз-
меры Спец нормы регламентируют объём
Г , приходящийся на одного пассажира,
поэтому общие габариты Г пропорцио-
нальны числу размещаемых пассажиров
(или массе груза)
Осн нагрузка конструкции Г — внутр
избыточное давление, действующее цикли-
чески (один цикл — полет ЛА) Поэтому
формы сечения Г обычно состоят из ок-
ружностей или полуокружностей, а днища
часто имеют форму сферы Одновременно
в конструкции Г стремятся максимально
сократить число продольных и поперечных
стыков в оболочке, применять наиболее
надёжные и долговечные материалы для об-
шивки, шпангоутов и стрингеров, выбирать
оптнм напряжения в обшивке и умень
шать концентрацию напряжений в местах
вырезов под проёмы дверей, окон, люков и
т д На совр ЛА в целях снижения
массы конструкции Г часто выполняются
как единое целое с фюзеляжем, поэтому
одновременно с внутр избыточным давле
нием на конструкцию действуют и внеш
нагрузки	В К Рахилин
ГИБРИДНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ—то же, что
комбинированный двигатель
ГИБРИДНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППА-
РАТ — летат аппарат, у к рого для созда
ния подъёмной силы используется сочета
ние аэростатич и азродинамич принципов
Идея первых гибридных или комбинир аэро
статич ЛА, наз также микстами (от
лат mixtus — смешанный), заключалась в
использовании азродинамич подъемной си
лы для управления полетом в вертик плос
кости В качестве средств создания аэро-
ди нам ич подъемной силы рассматривались
возд винты а также расположенные под
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
углом атаки корпус ЛА или крыло Этим
также решалась частично проблема бал-
ластировки, присущая дирижаблям класс и ч
схемы Одним из первых Г л а был аппа-
рат Розе (Франция), построенный в 1901
Осн его элементами являлись две сига
рообразные оболочки, два вертик и два
горизонт винта и неск прямоугольных
пов-стей, установленных под разл углами
атаки Однако испытания выявили недос-
таточность вертик тяги винтов аппарата, и
дальнейшего развития он не получил В
последующем идея Г л а развивалась в
направлении увеличения доли аэродина-
мич составляющей полной подъёмной силы
до значения, примерно соответствующего
весу полезной нагрузки, и уменьшения
доли аэростатнч составляющей до уровня,
близкого к весу ненагруж ЛА Этим наибо-
лее просто мог бы быть реализован прин-
цип безбалластности и обеспечена возмож
ность изменения динамич подъёмной силы
для целей управления Вместе с приобре
тением новых свойств Г л а теряют
преимущества, присущие чисто аэродина-
мнч и аэростатнч ЛА Так, Г л а на
основе комбинацнн корпуса дирижабля
и вертолётных несущих винтов утрачивает
преимущество дирижабля, заключающее
ся в малом расходе топлива, и преиму-
щества вертолёта, связанные с возмож-
ностью продолжит зависания и безаэро-
дромного базирования Среди многочисл
разработок Г л а 70—80-х гг еле
дует отметить доведённый до реализации
проект «Гелистат» амер фирмы «Пясец
кий эркрафт» Аппарат был спроектирован
на основе оболочки дирижабля ZPG-2 по
л у жёсткой конструкции объёмом 27 тыс
м5 и четырёх вертолётов Сикорский SH 34G
Взлётная масса ЛА 48,6 т В первом поле-
те в июле 1986 «Гелистат» потерпел ката
строфу и полностью разрушился
ГИДРАВЛИЧЕСКИЙ УДАР — резкое по-
вышение давления в трубопроводе Прн быст
ром закрытии крана, обусловленное резким
торможением потока жидкости Упругая вол-
на сжатия распространяется от крана вверх
по потоку с эффективной скоростью к-рая
зависит от свойств жидкости и жёсткости
трубопровода Теория Г у дана Н Е Жу-
ковским (1898), согласно его теории,
повышение давления Ар в трубопрово-
де при мгновенной остановке потока жид
кости с плотностью р, текущей до оста-
новки со скоростью v, выражается ф-лой
Для абсолютно жесткого трубопровода
с равна скорости звука в жидкости с
Так, для воды с=]500 м/с и при v— I м/с
Др=1,5 МПа Упругость стенок трубы сни
жает скорость с3 до значения, к рое прнб
лнжённо рассчитывается по ф ле
c,= (l-d/6-E/Ej*1'2,
где d и б — диаметр и толщина стенок трубы,
£ н £с— модули упругости жидкости н ма-
териала стенок трубы (для воды н стали
£/£с«0,02) При медленном закрытии крана
значение Ар существенно снижается Если
время закрытия крана t3, а длина трубы
/, то при условии ct3^>l приближённо
справедлива ф-ла Ар=ро///3 -Поэтому с
целью избежания Г у клапаны и задвижки
в трубопроводах делаются с винтовым при-
водом, реализующим медленное торможение
потока
При ударе твёрдых тел о воду возни-
кают явления, по физ существу близкие
к гидравлич удару На плоских пов-стях
соприкосновения тела н жидкости в нач
момент времени возникают давления, также
определяемые по ф ле Жуковского, а внутрь
жидкости н тела распространяются волны
сжатия Дальнейшее погружение тела в жид-
кость порождает сложное течение, изучае-
мое в теории удара тела о жидкость
Г В Логвиновы»
ГИДРАВЛИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
летательного аппарата — предназ
качается для привода в действие разл бор
товых фуикцнон систем — потребителей
Г о содержит источники давления (насосы,
гндроаккумуляторы), бакн с рабочей жид-
костью, трубопроводы, арматуру, разл кла
паны, фильтры, гасители пульсаций, прибо-
ры контроля, защиты и сигналнзации В
число потребителей гидравлич энергии вхо
дят исполнит механизмы отклонения орга-
нов управления (гидроусилители, рулевые
приводы, рулевые машинки), уборки и вы
пуска шасси, управления воздухозаборни-
ками двигателей, тормозные механизмы ко-
лёс шасси и т д Работа насосов без кави-
тации прн полёте ЛА в разреженной ат
мосфере или космосе достигается созданием
герметичного Гос избыточным давлением
внутри него Поддержание рабочего давле
ни я в заданных пределах осуществляется
стабилизаторами давления (регуляторами
насосов, автоматами разгрузки) Для за-
щиты Г о от перегрева используются топ-
ливожидкостные теплообменники В целях
безопасности полётов Г о обычно выполня-
ется с резервированием (кратность 2—4)
На нек рых ЛА дополнительно устанавли-
вают аварийное Г о , к-рое при отказе осн
системы приводится в действие ветродви-
гателями выдвигаемыми в возд поток,
электродвигателями или газовыми турбина
мн с приводом от вспомогательной сило-
вой установки.
План гидроаэродрома
1 —летный бассейн, 2 —
плавучие оградительные
знаки 3 — гавань 4 —
мол 5 — пассажирская
пристань 6 — аэровок
зал, 7 — привокзальная
плошадь 8 — гараж, 9—
стоянки гидросамолетов
на плаву, 10 — стапель
Ц — грузоподъёмный
кран, 12 — рулежные до
рожки 13 —- маиеврен
ные площадки, 14 — аи
тары, 15 — открытые
стоянки 16 — служеб
ные здания 17 — склад
запасных частей 18 —
хранилище горючего
19 — пожарное депо,
20 — здание охраны,
21 —пристань для лла
в\чих средств 22 — жи
лые дома 23 — авиаре
монтные мастерские
Масса Г о составляет 1—1,5% взлётной
массы для тяжелых, 2—3% для лёгких ма-
невренных самолетов и I —2% для вертоле
тов Установочная мощность Г о разл
ЛА от 0,75 кВт до 2 МВт, давление от 7
до 28 МПа, объем рабочей жидкости от 6
до 850 л, длина трубопроводов от 40 до
5000 м, рабочий диапазон темп-p от
-60 до 180 °C Преимущества Г о перед
электрич и пневматнч системами заклю
чаются в достижении значит уд сил и
мощностей, в широких пределах плавного
изменения скоростей перемещения механиз-
мов н высокой степени устойчивости к внеш,
нагрузкам
До 40-х г г в осн применялись простей-
шие гидропередачи с ручным приводом
С сер 30 х гг До сер 50 х гг в воен авиа-
ции и ракетной технике использовалось Г о
с комплексными автономными электрогидрав
лич приводами, питаемыми бортовой элек-
тросетью С 50 х гг широкое распростра-
нение получило Гос приводом от мар
шевого двигателя, включающее насосы пост
подачи с автоматом нагрузки или насосы
перем подачи Гос приводом от электро-
двигателей применяется на ЛА с невысокой
мощностью насосов С 80-х гг внедрены
насосы перем подачи с электромагнитным
клапаном разгрузки А Г Тер-Симонян
ГИДРОАЭРОДРОМ — специально подго-
товленный водный участок и прилегающая
прибрежная территория, включающие комп-
лекс сооружении и оборудования Для обес
печения эксплуатации гидросамолетов
Г располагают на морях, реках, озёрах
и искусств водоёмах Г состоит из 3 осн
зон — лётной, служебио-техн и жилой Лёт-
ная зона —участок водной пов сти (аквато-
рия), подготовленный для взлёта и посадки,
руления и стоянки, обслуживания и хра-
нения гидросамолётов, а также для движе
ния плавучих средств Акватория Г состоит
нз летного бассейна, полосы руления и гава-
ни Лётный бассейн предназначается для
взлёта и посадки гидросамолётов На речных
Г летный бассейн имеет форму лётной поло
сы дл ок 1 км и шир ок 100 м На мор
и озерных Г летиый бассейн может иметь
форму круга, квадрата или прямоугольника
и позволяет производить взлёт и посадку
во мн направлениях Полоса руления окайм-
ляет лётный бассейн и предназначена для
руления гидросамолетов до взлета и после
посадки Гавань служит для стоянки н обслу-
живания гидросамолётов на плаву, а также
для стоянки плавучих средств обслуживания
гидросамолётов Акватория Г должна иметь
свободные возд подходы в направлениях
взлёта и посадки На береговом участке,
примыкающем к акватории, располагаются
служебно-техн и жнлая зоны Г Служебно
техн зона состоит из зданий для обслу
www.vokb-la.spb.ru -	173
живання пассажиров, обработки грузов, уп
равлеиия полётами и сооружений — прича-
лов, пирсов, гндроспусков, складов для
хранения авиатоплнва и масел, авнаремонт
НЫХ мастерских Н ДР	А П Журавлев
ГИДРОДИНАМИКА — раздел механики
сплошных сред, в к-ром изучаются законе
мерности движения жидкости н её взаимо
действие с погруженными в нее телами
Поскольку, однако, при относительно не-
больших скоростях движения воздух можно
считать несжимаемой жидкостью, законы и
методы Г широко используются для аэроди-
иамнч расчетов ЛА при малых дозвук
скоростях полёта Большинство капельных
жидкостей, напр вода, обладают слабой
сжимаемостью, и во многих важных слу
чаях их плотность q можно считать постоян-
ной Однако сжимаемостью среды нельзя
пренебрегать в задачах взрыва, удара и др
случаях, когда возникают большие ускорения
частиц жидкости и от источника возмуше
ннй распространяются упругие волны
Фундам ур-ния Г выражают собой сох-
ранения законы массы (импульса и энер
гии) Если предположить, что движущаяся
среда является ньютоновской жидкостью
и для анализа ее движения применить метод
Эйлера, то течение жидкости будет опнсы
ваться неразрывности уравнением. Навье—
Стокса уравнениями и энергии уравнением
Для идеальной несжимаемой жидкости
ур-ния Навье—Стокса переходят в Эйлера
уравнения, а ур-ние анергии выпадает из
рассмотрения, поскольку динамика течения
несжимаемой жидкости не зависит от теп
ловых процессов В атом случае движение
жидкости описывается ур-нием неразрыв-
ности и ур-ниями Эйлера, к-рые удобно запи
сать в форме Громекн—Ламба [по имени
рус учёного И С Громекн и англ учё-
ного Г Ламба (Н Lamb)]:
divV = 0,
dV ( И2 \	1
+ grad^— J+ [ш V] = F — --gradp,
где V — вектор скорости, w=rotV — вектор
завихренности, F — вектор массовой силы,
р — давление гидродинамическое
Для практнч приложений важны ните
гралы ур-ний Эйлера, к рые имеют место
в двух случаях
а)	установившееся движение при наличии
потенциала массовых сил (F= — gradH), тог-
да вдоль линии тока будет выполняться
Бернулли уравнение
И2 Р
----F — + П = // = const,
2 о
правая часть к-рого постоянна вдоль каждой
линии тока, но, вообще говоря, меняется
при переходе от одной линии тока к дру-
гой Если жидкость вытекает из пространст
ва, где она покоится, то постоянная Бер-
нулли Н одинакова для всех линий тока,
б)	безвихревое течение w=rotV = 0 В
этом случае V=grad<p, где — потенциал
скорости, и массовые силы обладают потен-
циалом Тогда для всего поля течения спра-
ведлив интеграл (ур-ние) Кошн—Лагранжа
Уг/2-\-р/а~\-П = Н (t) В обоих слу-
чаях указанные интегралы позволяют опре
делить поле давлений при известном поле
скоростей
Интегрирование ур-ния Коши—Лагранжа
в интервале времени At—»0 в случае удар
ного возбуждения течения приводит к соот-
ношению, связывающему приращение потен-
циала скорости с импульсом давления
pi Для произвольной точки пространства
имеем
0[ф(А0 —<f(O)]=P,=Jo pdt
174 ГИДРОДИНАМИКА
Всякое движение первоначально покоя-
щейся жидкости, вызванное силами веса нли
нормальными давлениями, приложенными к
ее границам, потенциально Для реальных
жидкостей, обладающих вязкостью, условие
ы=0 выполняется лишь приближенно вбли
зи обтекаемых твёрдых границ существенно
сказывается вязкость и образуется погра
ничный слой, где	Несмотря иа это,
теория потенциальных течений позволяет
решать ряд важных прикладных задач
Поле потенц течения описывается потен-
циалом скорости к-рый удовлетворяет
ур-нию Лапласа
divV — Дф = 0
Доказано, что при заданных граничных ус-
ловиях на пов-стях, ограничивающих область
движения жидкости, его решение единствен-
но В силу линейности ур-иня Лапласа
справедлив принцип суперпозиции решений
н, следовательно, для сложных течений ре-
шение можно представить как сумму более
простых течений (см , напр , ст Источников
и стоков метод) Так, при продольном об-
текании однородным потоком отрезка с рас
пределёнными по нему источниками и стока-
ми с равной нулю суммарной интенсивно-
стью образуются замкнутые пов сти тока,
к рые можно рассматривать как пов-сти тел
вращения, напр корпуса ЛА
Если в неограннч области задана нек рая
замкнутая пов-сть 5 и п есть единичный
вектор нормали к этой пов стн, направлен-
ный внутрь жидкости, то импульс силы В,
сообщенный жидкости движением этой
пов-сти, и кинетич энергия жидкости Т
будут определяться ф-лами
B-eJs<p»dS.r=-^j<p^dS
Для твердых движущихся тел величины В
и Т можно выразить через присоединённые
массы и скорости тел В частности, прн дви-
жении тела без вращения вдоль оси х
со скоростью Vt имеем	и Г=
= aiV'2i/2, где кг — присоединённая масса в
направлении оси х, пропорциональная плот
ности жидкости и зависящая только от раз
меров н формы тела Сила R, действующая
на жидкость со стороны тела, есть R = dB/dt
или L'x/? = dr/dt Поэтому при постулат
равномерном движении твёрдого тела в иде
альной жидкости В= const и, следователь-
но, R=0 (Д’Аламбера—Эйлера парадокс)
При движении тела в реальной жидкости
всегда возникают гидродинамич силы из за
его взаимодействия с жидкостью Одна часть
суммарной силы обусловлена присоединён
ными массами и пропорциональна скорости
изменения связанного с телом импульса
примерно так же, как в идеальной жид-
кости Другая часть суммарной силы связа
на с образованием следа аэродинамического
за телом, к-рый формируется в течение всей
истории движения След влияет на поле те-
чения вблизи тела, поэтому числ значение
присоединенной массы может не совпадать
с его значением для аналогичного движения
в идеальной жидкости След за телом может
быть ламинарным или турбулентным, может
образовываться свободными границами,
напр за глиссером
Аналитнч решения нелинейных задач, свя-
занных с пространств движением тел в жид
кости при наличии следа, удается получить
лншь в нек-рых частных случаях
Плоскопараллельные течения исследуют-
ся методами теории ф-ций комплексного пе
ременного, эффективно решение нек-рых за-
дач гидродинамики методами вычислит ма-
тематики Прнближ теории получаются пу
тём рациональной схематизации картины
течения, применения теорем сохранения, нс
пользования свойств свободных поверхнос
тей и вихревых течений, а также нек-рых
частных решений Они разъясняют суть дела
и удобны для предварит расчетов Напр ,
при быстром погружении в воду клина с уг
лом полураствора 0К возникает существ
движение свободных границ в области брыз-
говых струй Для оценки сил важно оце-
нить эффективную смоченную ширину клина,
к рая значительно превышает соответствую-
щую величину прн статнч погружении
острия на ту же глубину h Приблнж
теория для симметричной задачи показы
вает, что отношение динамич смоченной
ширины 2а к статической близко к л/2
и приводит к след результатам а=
= 0,5jrhctgP, где р=л/2—0 уд присоеди-
нённая масса т*=0.5лео7(₽) [/(Р)«1—
—(8-(-n)tgfJ/n2 для р<30°[, fi=m*dh/dt—
вертик компонент уд импульса, F=d (m*dh/
dt)/dt —сила давления клнна на жидкость
Прн установившемся глиссировании кнле
ватой пластинки со скоростью течение
в поперечной плоскости непосредственно за
транцем весьма близко к течению, возбуж
денному погружающимся клином Поэтому
приращение вертик компонента импуль-
са, сообщаемого жидкости в еднннцу в ре
мени, близко к eL'00=m*L'00dh/dt Импульс
жидкости направлен вниз, реакция, дейст-
вующая на тело, есть подъёмная сила Y
Для малых углов атаки a dft/dt=akaD и
У=т*(Л)|/гО0а
За телом, движущимся в неогранич
жидкости с пост скоростью и обла
дающим подъемной силой У, образуется
вихревая пелена, к рая далеко за телом
сворачивается в 2 вихря с циркуляцией
скорости Г и расстоянием / между ними,
к-рые замыкаются начальным вихрем
Вследствие взаимодействия эта пара вих-
рей наклонена к направлению движения
на угол а, определяемый соотношением sina=
= Г/(2л/Иоо) Из теорем о вихрях следует,
что импульс сил В, к рый нужно приложить
к жидкости для возбуждения замкнутой вих
ревой ннтн с циркуляцией Г и площадью
диафрагмы S, ограниченной этой вихревой
нитью, равен qTS н направлен перпенди-
кулярно плоскости диафрагмы В рассмат-
риваемом случае i'=const, скорость при-
ращения диафрагмы dS/dt = /L'00/cosa,
вектор гидродннамич силы R=dB/dt и,
следовательно, У=с/ГУао и индуктивное
сопротивление ХННД=С/Г L«,tgaHHa, причём
®ннд «
Как в случае глиссирования, так и для
любых несущих систем сопротивление опре-
деляется кинетич энергией жидкости, при
холящейся на еднннцу длины оставляемого
телом следа Общий вывод состоит в том,
что при сходе с тела свободных границ
всю совокупность действующих сил можно
приближённо разделить на 2 части, одна из
к-рых определяется производными по вре-
мени от «связанных» импульсов, а вторая —
потоками «стекающих» импульсов
Прн больших скоростях движения в потенц
потоке могут возникать очень малые положит
и даже отрицат давления Жидкости, ветре
чающиеся в природе н применяемые в тех-
нике, в большинстве случаев не способны
воспринимать растягивающие усилия (от
рицат давления), и обычно давленые в пото
ке не может принимать значения меньше
нек-рого pd В точках потока жидкости, в
к-рых давление р—ра, происходит нарушение
сплошности течения н образуются области
(каверны), заполненные парами жидкости
или выделившимися газами Это явление
наз кавнтаиней Возможным ниж пре-
делом ра является давление насыщ паров
жидкости, зависящее от темп-ры жид-
кости
При обтекании тел максимум скорости и
минимум давления имеют место на пов-сти
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тела и наступление кавитации определяется
условием
<;pmin=2(P<»-Pd)/G>ZL^o.
где а — число кавитации, с₽т1П — ми ним зна
ченне коэф давления
При развитой кавитации позади тела об
разуется каверна с резко выраженными
границами, к рые можно рассматривать как
свободные пов-сти и к рые образованы части
цами жидкости, сошедшими с обтекаемого
контура в точках схода струй Явления
происходящие в области смыкания струй
ограничивающих каверну, еще не вполне
изучены, опыт показывает, что кавитац
течение имеет нестационарный характер осо
бенио сильно выраженный в области смы
кания
Если о>0, то давление в набегающем
потоке и в бесконечности за телом больше
чем давление внутри каверны, и поэтому
каверна не может простираться до беско
нечности При уменьшении о размеры ка
верны возрастают и область замыкания
удаляется от тела При о = 0 предельное
кавитац течение совпадает с обтеканием
тел со срывом струй по схеме Кирхгофа
(см Струйных течений теория)
Для построения стационарного струйного
течения используются разл идеализирован
ные схемы, напр такая свободные пов сти,
сходящие с пов сти тела и направленные
выпуклостью к внеш потоку, при смыкании
образуют струю, стекающую внутрь каверны
(при матем описании уходит на второй
лист римановой пов-сти) Решение такой за-
дачи проводится методом аналогичным ме-
тоду Гельмгольца—Кирхгофа В частности
для плоской пластины шнр I, установленной
перпендикулярно набегающему потоку, коэф
сопротивления сг вычисляется по ф ле
Cx = Cl0(l + tT),
где Схо=2л/(л-|-4) — коэф сопротивления
пластины, обтекаемой по схеме Кирхгофа
Для пространств (осесимметричных) ка
верн справедлив приближённый принцип
независимости расширения выра
жаемый ур-нием
dsS/d/s» - К(РТО -рк)/е,
где $(/) — площадь поперечного сечения
каверны в неподвижной плоскости, перпен
дикулярной к траектории центра кавитато
ра, рж(() — давление в рассматриваемой
точке траектории, к рое было бы до образо-
вания каверны, рк — давление в каверне
Константа К пропорциональна коэф со-
противления кавитатОра, для тупых тел
С явлением кавитации приходится ветре
чаться во мн техн устройствах Нач ста-
дия кавитации наблюдается при заполнении
имеющейся в потоке области поииж давле
ния пузырьками газа или пара, к рые, схло-
пываясь, вызывают эрозию, вибрации и ха-
рактерный шум Пузырьковая кавитация воз
инкает на гребных винтах, в насосах
трубопроводах и др устройствах, где из-за
повыш скорости давление понижается и
приближается к давлению парообразования
Развитая кавитация с образованием ка
верны с низким давлением внутри имеет
место, напр, за реданами гидросамолетов,
если подток воздуха в зареданное простран
ство оказывается стесненным Такие кавер
ны приводят к автоколебаниям, т н барсу
Срыв каверн на подводных крыльях и на
лопастях гребных винтов приводит к сни-
жению подъемной силы крыла и «упора»
винта
Эксперим Г помимо траднц гидроканалов
(опытовых бассейнов) располагает широким
ассортиментом спец установок предназна
ценных для изучения быстропротекающих
Гидроканач ЦАГИ
нестационарных процессов Применяются
скоростная киносъемка визуализация тече
ний и др методы Обычно на одной мо-
дели нельзя удовлетворить всем требова
ниям подобия (см Подобия законы), поэ
тому широко применяется «частичное» и
«перекрёстное» моделирование Моделирова-
ние и сравнение с теоретич результатами
является основой еовр гидродииамнч иссле
дований
Лит Кочни Н Е Кибеть И А Р о
те Н В Теоретическая гидромеханика 4 изд
Л —М 1948 —63 Логвинович Г В Г ядро
динамика течений со свободными границами
Киев 1969 Седов Л И Плоские задачи
гидродинамики и аэродинамики 3 изд М |980
/ В Логвинович
ГИДРОКАНАЛ, опытовый бассейн,—
сооружение для испытаний буксировкой мо-
делей судов гидросамолетов и Др Обычно
Г представляет собой (см рис ) бассейн,
вдоль его бортов укладывают рельсы, по
к-рым с помощью электропривода переме-
щается с заданной скоростью (до 30 м/с)
буксировочная тележка Модель крепится
к тележке системой тяг, связанных с динамо-
метрами и индикаторами углов хода Во
время экспериментов измеряются подъемные
силы сопротивление, углы тангажа, оцени
вается брызгообразованне, осуществляется
визуализация течений и т л
При буксировке моделей судов или лодок
гидросамолетов в Г по пов сти воды су
щественны силы инерции тяжести и трения,
т е подобия законы Фруда и Рейнольдса
Однако удовлетворить обоим этим законам
подобия одновременно практически не уда
ется и обычно отдается предпочтение закону
Рис 1 Гидромодечь яе/кесткого аэростата
подобия, характеризующемуся числом Фруда
Fr (Fr = V2/gL, И — скорость набегающего
потока, g — ускорение свободного падения,
L — характерный линейный размер) по
скольку при этом моделируются подъём
ные силы волнообразование и поведение
модели в целом (брызгообразованне и
естеств кавитация при выполнении закона
подобия Фруда полностью все же не моде
лируются) Рейнольдса числа получаются
значительно меньше натурных, поэтому силы
трения и их влияние на течение учиты-
ваются спец поправками (масштабный эф-
фект)
Большие Г (дл 1000—1500 м, шир 20—
25 м глубина 5—10 м) имеют многотонную
буксировочную тележку, на к-рой разме
щаются бригада экспериментаторов, изме-
рит , киносъемочная и вычислит техника
Малые Г снабжаются легкой буксировочной
тележкой (без экипажа), приводимой в дви-
жение линейным двигателем и снабжённой
автоматич регистрирующей аппаратурой
Практически все Г оборудуются устройст-
вами для образования волн (волнопродук
торами)	ГВ Чогвинович
ГИДРОМОДЕЛЬ АЭРОСТАТА — модель
аэростата наполненная жидкостью, поз
воляет имитировать напряженное состояние
корпуса аэростата наполненного подъемным
газом Г а используются гл обр для оцен-
ки формы и деформации корпуса (оболоч-
ки) нежестких дирижаблей (рис I) при-
вязных и свободных аэростатов (страто
статов, рис 2) Измеряя деформации, оцени-
вают натяжения в оболочке В основу мето
лов, использующих Г а , положены условия
www.vokb-la.spb.ru - Самолё£ЭДМ?^^$Д^№
Рис. 2. Гидромоде.|и свободного аэростата iвверху)
н стратостата (внизу)
статич. подобия и равенства относит дефор-
маций. Обычно оболочка Г а изготавли-
вается из тех же материалов, что и обо-
лочка аэростата. При этом подобие дефор-
маций возможно только при равенстве на-
тяжений в оболочке аэростата и модели
Идея использования Г а. впервые была
высказана К- Э. Циолковским в его книге
«Аэростат металлический управляемый»
(Калуга, 1893).
ГИДРОПЛАН — то же, что гидросамолет.
ГИДРОСАМОЛЕТ — самолёт, способный
взлетать с водной пов-сти и садиться на
неё, а также маневрировать на воде Г.
должен обладать плавучестью, остойчиво-
стью, непотопляемостью, устойчивостью дви-
жения по воде, мореходностью, приемлемым
брызгообразованием
Под плавучестью понимается способность
Г плавать при заданной массе, сохраняя
определ. ватерлинию; под остойчивостью —
способность при отклонении от исходного
равновесного положения возвращаться к
нему; под непотопляемостью — способность
при затоплении неск. отсеков фюзеляжа и
поплавков сохранять плавучесть и остойчи-
вость; под мореходностью — способность
пилотируемого Г. при определ. мор. волне-
нии и ветре совершать плавание, дрейф,
маневрирование иа воде, взлёт с воды и
посадку на воду Г. должен также обладать
достаточной энерговооружённостью (тяго-
вооружённостью) для нормального взлёта
с воды.
Г. обычно строятся по схеме высоко-
плана с высокорасположеиными двигателями
во избежание их заливания или забрыз-
гивания (рис I). В зависимости от взлёт-
но-посадочных устройств и органов плавания
различают Г. лодочные, поплавковые,
амфибии и Г. на подводных крыльях или
гидролыжах. Осн. тип Г. —летающая лодка.
Распространены также поплавковые Г., осо-
бенно двухпоплавковые (рис. 2). Система
из двух поплавков обладает плавучестью,
остойчивостью и удовлетворит, гидродина-
мич. и мореходными свойствами Двухпоп-
лавковый Г. имеет по сравнению с летающей
лодкой повыш. массу конструкции и уве-
личенное аэродинамич. сопротивление. Одио-
поплавковые Г обычно имеют небольшую
полётную массу и чаще эксплуатируются
со взлётом при помощи катапульты с палубы
корабля или др. носителя (с посадкой на
воду) В практике нередки случаи передел-
ки лёгких сухопутных самолётов в поплав-
ковые Г. Амфибии (рис. 3, 4) представляют
собой Г., снабжённые сухопутным шасси;
способны взлетать как с водной пов-сти,
т^к и с сухопутного аэродрома и садиться
на гидроаэродром или сухопутный аэродром.
Особый тип Г. представляют самолёты ло-
дочного типа, снабжённые дополнит, взлёт-
но-посадочными устройствами в виде гидро-
лыж и подводных крыльев, убирающихся
в полёте. Цель установки этих устройств —
улучшение гидродинамич. и мореходных
хар-к Г. Установка подобных взлётно-по-
садочных устройств связана с усложнением
конструкции и увеличением её массы.
Первый успешно летавший Г был проде-
монстрирован А. Фа&ром в 1910. В России Г
в 1913 начал строить Д. П. Григорович
(см Григоровича самолёты). В сов. период
разработки в этой области проводили Гри-
горович, А. Н. Туполев (см. Ту), Г. М- Бе-
риев (см Бе), В. Б. Шавров, И. В. Четвери-
ков. Р. Л. Бартини, А. К, Константинов
И Др. КОНСтруктОрЫ	А. И. Тихонов
ГИПЕРЗВУКОВАЯ СКОРОСТЬ—1) ско-
рость V газа, намного превышающая мест-
ную скорость звука a'.	(Маха
число М'5>1|	2), Г. с. полёта — ско-
рость ЛА, намного превышающая скорость
звука в невозмущ. потоке (часто за полёт
с Г. с принимают полёт со скоростью, со-
ответствующей значению Мм>5). Полёт с
Г. с. в атмосфере сопровождается ин-
тенсивными ударными волнами, значит.
аэродинамическим нагреванием (см. Гипер-
звуковое течение).
ГИПЕРЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение
газа с гиперзвуковыми скоростями Осо-
бенности Г. т. начинают заметно прояв-
ляться при достаточно больших, но раз-
личных для тел разной формы (сфера, ко-
нус и т. п.) значениях Маха числа М.
Поэтому и граница, отделяющая сверхзвуко-
вое течение от Г. т., весьма условна. Для
Рис. 1. Гидросамолёт с поддерживающими поплав-
ками на концах крыла
Рис. 3. Самолёт-амфибия.
Рис. 4. Самолег-амфибия «Си Стар» (ФРГ),
всех Г. т. характерным является большое
значение отношения кинетич энергии (энер-
гии постулат, движения частиц газа) к внутр,
(тепловой) энергии газа, равное по по-
рядку величины Мг. Вследствие этого в
Г. т. относит, изменение темп-ры и др.
термодинамич. параметров много больше от-
носит. изменения скорости, и торможение
обтекающего тело потока приводит к зна-
чит. возмущениям его параметров. При ги-
перзвук. обтекании тел возникают интен-
сивные ударные волны и большая завих-
ренность течения (см. Вихревое течение).
Для расчёта таких течений становится
необходимым использование нелинейных
ур-ний движения, а также соотношений.
176 ГИДРОПЛАН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
описывающих термодинамику газа при боль
тих темп рах Полёт ЛА с гиперзвук ско
ростами сопровождается сильным аэродина
мическим нагреванием поверхности и зна
чительными отличиями аэродинамич хар к
от аналогичных хар-к при сверхзвук по
лёте
Особенности Г т удобно разделить на
газодинамические, обусловленные большими
значениями чисел М, и термодинамичес-
кие, проявляющиеся при больших абс
темп-pax газа (характерных для гипер-
звук режимов полета ЛА)
Газодинамические особенности
Г т связаны с относит изменениями га-
зодинамич переменных потока При обтека-
нии тела однородным потоком газа с чис-
лом Маха в невозмущ набегающем Потоке
М^З^*! мерой возрастания давления и
внутр энергии газа в возмущ части поля
течения служит при слабом влиянии вязкос-
ти параметр А, = Mishit (т — характерный
угол наклона пов-стн тела к направле-
нию невозмуш потока) В случае
за головной ударной волной существенно
увеличивается плотность, многократно воз
растают давление и темп-pa газа На гра-
нице возмущ и невозмущ потоков возни
кают тонкие, примыкающие к носовой час
ти тела слои газа с относительно большой
плотностью (т н ударные слои — см Нью
тона теория обтекания) При /(]»! в об-
щем балансе сил и энергии можно пренеб-
речь давлением и внутр энергией невоз
мущ газа Независимость (точнее слабая
зависимость) хар-к течения от этих парамет
ров набегающего потока — одно из важных
свойств Г т Для случая совершенного
газа это свойство равносильно независи-
мости течения от значения (закон
стабилизации по числам Маха)
Др важная особенность течений с М^^*!,
связанная с сильным торможением потока
внутри пограничного слоя,— слабое влияние
вязкости (темп ры) невозмущ газа на вяз-
кость газа в пограничном слое Поэтому в
качестве характерного Рейнольдса числа
Re, определяющего режим Г т, принято
использовать параметр Reo=p(X) V^L/po,
где	— плотность и скорость набе-
гающего потока, L — характерный размер
тела, ро — характерное значение вязкости в
пограничном слое Для совершенного таза в
качестве цо удобно выбирать вязкость при
температуре торможения
Особые газодинамич свойства присущи
случаю гиперзвук обтекания тонких тел
(см Тонкого тела теория), установленных
под малыми углами к иаправлеиию одно-
родного набегающего потока (т<5С1,
М^^»!) Для таких течений углы на
клона головной ударной волиы к направ-
лению вектора VK всюду малы, число
Маха за волной (вне пограничного слоя)
велико, а скорость газа меняется (в осн
приближении) лишь в направлении, перпен
дикулярном Vw Последнее равносильно то-
му, что в системе координат, связанной с
невозмущ потоком, смещение частиц газа
происходит лишь в плоскостях, перпенди-
кулярных направлению движения Течение
в каждой из таких плоскостей не зависит
от течения в остальных, что и составля-
ет содержание закона плоских сече
ний, из к-рого следует нестационарная
аналогия Согласно этой аналогии, обте-
кание тела невязким газом при т<К1
и МГОЭ>1 сводится к нестационарной за
даче расширения (сжатия, бесконечного ци
линдрич поршня, находящегося в покоя-
щемся газе Поперечное сечение поршня в
момент времени l=x/Voo, где х — коорди
иата, отсчитываемая от вершины тела и
параллельная V^, совпадает с попереч
иым сечением тела в плоскости х
Структура течения около тонкого тела су-
щественно нарушается, если тело затупле-
но Тогда нз носовой части тела siht~1,
и возмущения потока в этой области тече
ння относительно велики По этой причине
вблизи пов сти тела образуется слон силь-
но завихренного течения с относительно
большими значениями энтропии (т и
энтропийный слой) Возмущения дав
ления распространяются вниз по потоку иа
расстояния много большие размера затуп
ления и определяются в осн не формой,
а сопротивлением затупления В рамках
нестационарной аналогии действие затупле-
ния равносильно сильному взрыву (мгно-
венному выделению энергии) иа пов сти пор-
шня в иач момент его движения (т н
аналогия с сильным взрывом)
При т<К1 существ особенностями обла-
дает и структура течения в пограничном
слое Торможение гиперзвук внеш потока
внутри пограничного слоя вызывает значит
рост темп ры и, как следствие, сильное па-
дение плотности газа В пределе, когда
вне пограничного слоя	весь газ
протекает в «невязкой» области возмущ
потока, и внеш границу слоя можно счи
тать непроницаемой пов стью Влияние по-
граничного слоя на давление аналогично при
этом увеличению толщины тела на толщи
ну пограничного слоя и может быть весь
ма большим Степень возрастания давле-
йня за счет такого влияния прн Мж3®>1
и любых значениях т оценивается пара-
метром А2 : А2{A, I-1 ) 2(Re(l/2sin2r) ‘1 Ре-
жимы А2С1, А2~1 и А2Э>1 носят соответ-
ственно названия слабого, умеренного и силь-
ного вязкого взаимодействия При слабом
влиянии разреженности газа (малых Кнуд-
сена числах) и	значение Re03>l
Поэтому режимы сильного и умеренно-
го вязкого взаимодействия (A2^l) реа
лнзуются лишь на тонких телах (тС I)
при условии Mqo»! Важным свойством
течений с сильным или умеренным вяз
ким взаимодействием является передача
возмущений вверх по потоку через дозвук
часть пограничного слоя на расстояния,
сравнимые с длиной тела По этой причине
изменение, напр , давления в кормовой час
ти тонкого тела может существенно пере
строить всё поле течения без отрыва пог
раничного слоя
К термодинамическим особен
ностямГ т относятся несовершенство га-
за (переменность уд теплоёмкостей), откло-
нения от термодинамич равновесия и нзлу
ченне газа В частности, для воздуха при
темп-рах Г>1000 К уд теплоемкости уже
существенно зависят от темп-ры, а пример
но при Уза-2000 К — и от давления (см
Кинетика физико-химическая) В случае по-
лёта в ЛА в атмосфере Земли такие темп-ры
достигаются на его лобовой пов сти соот-
ветственно прн Мж3>4 и Мв>8 Течения,
в к рых процессы установления в газе тер
модинамнч равновесия не успевают за тем-
пом изменения внеш воздействий, наз не-
равновесными Предельные режимы неравно-
весных течений, когда указанные процес
сы практически не успевают развиваться
вообще, наз замороженными Замороженные
течения воздуха и при больших темп рах
не отличаются от течений при ГОООО К.
т е соответствуют течению совершенно
го газа с показателем адиабаты у=1,4 На
замороженные течения может оказать силь
ное влняиие разреженность газа (см Раз-
реженных газов динамика) Эффекты не-
равновесности растут с уменьшением раз
меров тела и с увеличением высоты полё-
та При движении ЛА типа сферы с ха
рактерным размером ~1 мв атмосфере Зем
ли область неравновесных течений для
скоростей Г„=3— И км/с начинается со
ответственно с высот Нж40—60 км, а об-
ласть замороженных — определяется высо-
тами Н>70 км Прн скоростях ^„>-9 км/с
все указанные термодинамич эффекты мо-
гут сопровождаться интенсивным излуче-
нием газа (см Радиационный тепловой
поток) Изменения термодинамич свойств
газа при больших темп-pax могут вызы-
вать значит изменения аэродинамич и
особенно тепловых хар-к тел
При аэродинамич проектировании ги-
перзвук ЛА необходимо удовлетворить ши-
рокому комплексу требований не только к
его аэродинамич , но и к тепловым хар-кам
Большое число явлений, сопровождающих
полёт ЛА, исключает при этом возможность
полного моделирования условий натурного
обтекания в аэродинамич установках Рас-
чётные методы исследования Г т при-
обретают, т о, исключительно важное
значение
Лит Черный Г Г, Течения газа с боль-
шой сверхзвуковой скоростью М 1959, ХейзУ Д,
Пробстин Р Ф Теория гиперзвуковых тече
ний, пер с англ М 1962 Лунев В В, Гн
лерзвуковая аэродинамика М, 1975
В В Михайлов
ГИПЕРЗВУКОВОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВО-
ЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(ГПВРД) — прямоточный воздушно-реак-
тивный двигатель со сверхзвук скоростью
потока в камере сгорании В отличие от
ПВРД со сгоранием топлива в дозвук
потоке в ГПВРД воздух тормозится в мень-
шей степени — до скорости, превышающей
скорость звука Степень торможения опре-
деляется гл обр условиями достижения
макс эффективности и существенно зависит
от режима работы двигателя и условий по-
лёта — Маха числа и высоты полёта
Различают ГПВРД внутр и внеш сгора
ння Схематично ГПВРД внутр сгорания
представляет собой тело с каналом перем
сечения, оси элементы к-рого (воздухо
заборник, камера сгораиия и реактивное
сопло), выполняя те же функции, что и
соответствующие элементы ПВРД, имеют
отличия, связанные со спецификой тепло-
подвода к сверхзвук возд потоку (рис 1)
Контуры ГПВРД внеш сгорания образова
ны внеш пов-стью ЛА и зоной теплопод-
вода, возникающей при подаче топлива в об-
текающий ЛА сверхзвук поток и сгорании
топлнвовозд смеси (рис 2) Сгорание сме
си в ГПВРД обоих типов может проис-
ходить без сильных скачков уплотнения,
переводящих сверхзвук поток иа входе в
сверхзвук поток меньшей скорости на вы
Рис I Схема ГПВРД внутреннего сгорания несим
четричной формы 1 — воздухозаборник, II — ка
мера сгорания III — реактивное сопло
1
Рис 2 Схема ГПВРД внешнего сгорания на ле
тательном аппарате несимметричной формы 1 —
летательный аппарат, 2 — скачки уплотнения 3 —
подача топлива 4 — зона горения
12 Авиация
www.vokb-la.spb.ru
самг<ао®ад?йЯ1й! 177
Рис. 3. Схема двухрежимного ПВРД несимметрич
ной формы I — камера сверхзвукового горения.
11 —камера дозвукового (ореиия I — скачки уп
лотнения 2—5 — пояса подачи топлива в камеру
иа режиме сверхзвукового горения (2 и 3) я иа
режиме дозвукового горения (4 и о), 6 — сечение
«запирания» (М=1 на режиме дозвукового горе
ния)
Рнс. 4. Идеальные циклы ГПВРД в р— V дна
грамме (давление удельный объём) Н—g — Г —
— С—И — цикл с камерой сгорания постоянного
сечения. //—g — Г' — С — И — цикл с камерой сгора
ния постоянного давления, Я—g — Г" — С" — W —
цикл с сужающейся камерой сгорания
ходе из зоны горения (ГПВРД с каме-
рами пост сечения прн малой степени
теплоподвода и ГПВРД с расширяющейся
камерой), или с сильными скачками уп
лотнения перед зоной теплоподвода (ГПВРД
со стабилизацией горения на выступающих
в поток плохообтекаемых телах или при
чюбых способах стабилизации, ио при
большой степени теплоподвода) Предель-
ная степень теплоподвода в камере, при
к-рой перед ГПВРД появляется отошед
шая ударная волна (или скачок уплотне-
ния) и изменяется режим течения воз
духа на входе, зависит от формы камеры
сгорания (камера пост сечения, расширя-
ющаяся илн сужающаяся) и режима поле
та Для расширения диапазона работы
ГПВРД без отошедшей волны в сторону
меньших Мж используется либо расширя
ющаяся камера, либо комбинированная,
состоящая из участка с пост площадью
поперечного сечеиия, в к ром реализуется
теплоподвод с торможением потока до
звук скорости, и расширяющегося участ-
ка, реализующего теплоподвод при М^1
Значит расширение диапазона работы
ГПВРД может быть достигнуто примене
иием т н двухрежямных ПВРД (ДПВРД),
работающих в нач диапазоне Ми иа ре
жиме дозвук горения, а при больших
Мж — на режиме сверхзвук горения, т е
при подводе теплоты к сверхзвук потоку
(рнс 3) Переход с одного режима на дру
гой в зависимости от конструкции ДПВРД
может происходить автоматически или в ре
зультате переключения поясов подачи топ-
лива
Идеальным термодииамич циклом ГПВРД
является т н цикл Брайтона с изменени-
ем процесса теплоподвода в зависимости
от условий протекания процесса сгорания в
камере — изобарич процесс в расширяю-
щейся камере и процесс с ростом давления
в камерах пост сечения и в сужающей
ся (рис 4) Действит работа цикла ГПВРД
зависит от скорости полёта степени и ус-
ловий теплоподвода, степени торможения
возд потока и уровня потерь в элемен
тах двигателя
В ГПВРД могут использоваться жид-
кие, твердые и гибридные топлива Наи
большая эффективность (кпд. тяга и т п )
ГПВРД достигается при гиперзвук ско
ростях полета (отсюда назв ) Соответст-
венно и предполагаемая область примене
ния ГПВРД силовые установки гиперзвук
ЛА и ракет разл назначения при полетах
в атмосфере с М >6
Лич Зуев В С Макарон В С Теория
прямоточных и ракетно прямоточных [авиацион
ных] двигателей М 1971 Горение в сверх
звуковом потоке Новосиб 1984 Клрзииер
Р И . Реактивные двигатели дтя ботьших сверх
з вековых скоростей потета 2 изд М 1989
Р И Курзиччер
ГИПЕРЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ — самолет,
способный летать с гиперзвуковой скоростью
Диапазон скоростей и высот полета Г с
занимает промежуточное положение меж
ду диапазонами, освоенными сверхзвук
самолётами и космич ЛА Идеи создания
Г с высказывались с 50-х гг По казна
чеиию Г с могут быть транспортными
(перевозка пассажиров и грузов на даль-
ние расстояния), военными, а также са
молетами-разгонщиками авиац и возд
космич систем (первыми ступенями сос
тавных ЛА сообщающими последующим
ступеням часть требуемой скорости и др нач
условия полёта — высоту, параллакс и др )
Силовая установка Г с должна быть
комбинированной, т е включать в общем
случае неск типов двигателей газотур
биниые (ТРД. ТРДФ и т п ) н прямоточ-
ные (ПВРД, ГПВРД) в разл комбина-
циях в зависимости от типа Г с (напр
с использованием ТРД в диапазоне Маха
чисел полета 0<Моо<3, ПВРД — при
1,5<МОО<:4—6, ГПВРД —прн Моо>4—6)
Аэродинамич схема Г с должна обеспечи-
вать высокие аэродинамич хар ки. прежде
всего при гиперзвук скоростях полета
(несущий корпус, крыло малого удлине
ния и т Д ) Для Г с характерна высо-
кая степень интеграции планёра н сило-
вой установки напр использование носо
вой части фюзеляжа как элемента воздухе
заборника, а хвостовой части — как эле
мента сопла В качестве топлива для ВРД
Г с , как правило, рассматривается жид
кий водород (реже — др криогенные топ-
лива), иногда в комбинации с кероси-
ном
В зависимости от сочетания макс степе-
ни аэродинамического нагревания и его про-
должительности конструкция Г с может
быть теплоизолированной, горячен (см Го-
рячая конструкция), активно охлаждаемой
(см Охлаждаемая конструкция) или их
комбинацией Важнейшее требование к
ней—обеспечение приемлемых весовых
хар к при высокой надежности и техноло
гичности	В В Скипенко
ГИПОДИНАМИЯ (от греч hypo — под,
ниже и dynamis — сила)—ограничение
двигат активности человека при снижении
силовой нагрузки (в отличие от гипокине
зии, наблюдающейся при уменьшении дви-
гат активности в огранич пространстве)
Г характеризуется общим ослаблением ор
ганизма, понижением физ выносливости,
уменьшением мышечной силы, снижением
объема циркулирующей в организме крови
Нек-рые проявления гиподинамия синдрома
сходны с симптомами возникающими при
длит пребывании в невесомости, поэтому
Г используется в авиац космич медицине
в качестве модели невесомости для изу-
чения нек-рых психофизиол реакций ор-
ганизма в условиях длительного космич
полета В меньшей степени гиподинамия
явления могут проявляться у летного сос-
тава, в осн при ограничении физ актив-
ности
ГИПОКСИЯ ( от грея hypo — под, ниже и
лат oxygenium—кислород), кислород
иое голодание, кислородная не-
достатояност ь,— пониженное содержа-
ние кислорода в тканях организма
Различают патологич и физиол формы Г
К первой относят гипоксия состояния, воз-
никшие как следствие заболеваний, ко
второй — Г , развившуюся у здоровых лю-
дей при несоответствии кол-ва доставлен-
ного к тканям кислорода его потребле-
нию (при интенсивной мышечной работе),
а также под влиянием пониженного пар-
циального давления кислорода в газовой
среде (напр , при пребывании на высоте)
илн при действии внеш факторов, нару-
шающих кровообращение (при перегруз-
ках, избыточном внутрилёгочном давлении)
ГИРОВЕРТИКАЛЬ — гироскопич прибор,
определяющий углы крена и тангажа ЛА
относительно местной вертикали В Г ис-
пользуются трехстепенные астатич гирос-
копы с маятниковой коррекцией Разновид-
ностью Г является авиагоризонт
Погрешности Г зависят от скорости кор-
рекции н остаточного уровня возмущаю-
щих моментов в опорах т н карданова
подвеса Для уменьшения влияния длитель
но действующих ускорений на точность
выдерживания вертикали применяют выклю-
чатели коррекции
ГИРОКОМПАС — указатель направления
истинного (географического) меридиана,
предназначенный для определения курса ЛА,
а также азимута (пеленга) ориентируемо-
го направления Преимущества Г по срав-
нению с магнитным компасом указывает на
правление геогр, а не магн меридиана,
на показания меньше влияют перемета-
ющиеся металлич массы и электромагн по-
ля, выше точность Принцип действия Г
основан на использовании свойств гироско-
па и суточного вращения Земли
ГИРОСКОП (от греч gyreuo— кружусь,
вращаю и всорёб — смотрю, наблюдаю) —
устройство для измерения параметров угло-
вого движения Широко используется в инер-
циальных системах навигации, автопилотах,
гирокомпасах, гировертикалях и др прибо
рах и системах ЛА Различают т н клас-
сические Г . лазерные, вибрационные
Принцип действия классич Г основан на
стремлении быстро вращающегося ротора
сохранять направление оси вращения в
пространстве Ротор устанавливают в рам-
ках (кольцах) карданова подвеса (рис 1),
позволяющего оси ротора занимать любое
положение Если к к л оси Г прикла-
дывается внеш момент, то возникает пре
цессия (движение) Г с пост угловой ско-
ростью В момент окончания действия внеш
силы происходит мгиовениое прекращение
прецессии Указанными свойствами обла-
Рис. I. Трёхстепеннпй
гироскоп в кардане
аом подвесе t — внут
ренияя рамка 2 — иа
ружная рамка 3 — ро
тор
Рис. 2. Схема лазер
ного гироскопа | —
активная среда, 2 —
блоки питания, 3 —
измеритель Л, 7? С —
зеркала
178 ГИПЕРЗВУКОВОЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
дают астатич трехстепенные свободные Г
(центр тяжести ротора совпадает с точкой
пересечения осей карданова подвеса), дина-
мически настраиваемые Г , а также Г ,
работающие на новых принципах (электро
статич, электромагнитные, криогенные)
У двухстепенных Г ротор закреплён в
одной рамке При вращении основания
(платформы) такого Г возникает гирос
копич момент, стремящийся кратчайшим
путём установить ось ротора параллельно
оси, относительно к рой вращается осно-
вание Двухстепенные Г используются в
указателях поворота и нек-рых гиростабили
заторах
В лазерном Г (рис 2) применяется оптич
квантовый генератор и имеется плоский
замкнутый контур (образован тремя и бо
лее зеркалами), где циркулируют два
встречных световых потока (луча), частоты
к-рых из-за эффекта Доплера различны Раз
ность этих частот пропорциональна угло
вой скорости основания
Вибрац Г в качестве чувствит элемен-
та содержат вибрирующие массы (напр ,
ротор с упругим подвесом или упругие плас
тины), служат для определения угловой
скорости	В В Тимофеев
ГИРОСКОПИЧЕСКАЯ НАГРУЗКА — наг-
рузка, возникающая из-за взаимодействия
вращения элемента к л системы ЛА с вра-
щением ЛА как целого Наибольшие Г н
наблюдаются в силовой установке ЛА,
и их необходимо учитывать в инж рас
чётах Численно Г н характеризуется ги
роскопич моментом М У самолёта макс
Г н возникают обычно при его враще-
нии относительно поперечной оси (манёвр
в вертик плоскости) В этом случае
Af=Jxfi»xQz, где н <1)х— соответственно
момент инерции и угловая скорость эле-
мента силовой установки (напр , возд винта,
ротора ГТД) относительно продольной оси
самолета, £2г — угловая скорость самоле-
та относительно его поперечной оси
ГИРОСТАБИЛИЗАЦИЯ — поддержание с
помощью гироскопов и гироскопич уст
ройств параметров углового движения эле-
ментов системы управления ЛА и самих ЛА
в условиях возмущений Различают Г си
ловую, индикаторную и индикаторно сило-
вую Силовая Г заключается в пари
ровании внеш возмущающих моментов, дей
ствующнх на стабилизируемый элемент
(платформу) прибора или системы, гирос
копич моментами, возникающими в
результате прецессии гироскопов (Возмо
жен также вариант бесплатформных иави
гац систем, в к-рых чувствит элемен-
ты, в т ч и гироскопы, устанавливаются
непосредственно на борт ЛА, а сам Л А иг
рает роль стабилнзир платформы) В основе
индикаторной Г лежит использование
гироскопов в качестве измерителей рассог
ласования между заданным и действит по-
ложениями стабилизируемого элемента, па-
рирование возмущений осуществляется ис-
полнит органами следящих систем Ин ди
ка торно-силовая Г включает элементы
силовой н индикаторной стабилизаций Г ис
пользуется в системах ориентации, самона
ведения, прицельно-иавигац системах, инер-
циальных иавигац системах и инерциаль-
ных системах управления Г достигается с
помощью разл устройств Напр , в систе-
мах самонаведения Г осуществляется ги
роскопич приводами головок самонаведе
ния, в инерциальных навигац системах —
трехосными гироплатформами, в инерциаль-
ных системах управления — либо трёхос
ными гироплатформами, либо блоком аста
тнч гироскопов
Лиг Гироскопические системы ч | М 1971.
Не\сыпин А К Гироскопические Привели
М 1978	А К Неусыпин
Рис 1. Зависимость от а при прямом (I) и обратном (2) изменениях а при различных значениях Re
a-Re= 1.08-106, б—Re=~=2 36 10е, в—Re=3,46 |0®, г- Re= 4,28-10е,	— максимальное значение
cv при обратном ходе
ГИСТЕРЕЗИС (от греч hysteresis — от
ставаиие. запаздывание) — 1) Г в аэро-
динамике- неоднозначность Структуры
поля течения и, следовательно, аэродина-
мических характеристик обтекаемого тела
при одних и тех же значениях кинематич
параметров, но при разл направлениях их
изменения (иапр , при увеличении или умень-
шении угла атаки а. Маха числа) Г прояв-
ляется в большей или меньшей степени в
зависимости от Рейнольдса числа Re, формы
профиля крыла, его относительной толщины с
и т п и связан в осн с неоднозначностью
структуры обтекающего потока при равных
значениях, но разных направлениях измене-
ния параметра — увеличения (прямой ход)
или уменьшения (обратный ход)
Впервые азродинамич Г описан в 1931
англ исследователем Э М Джейкобсом
(Jacobs) при анализе эксперим зависимости
коэф подъёмной силы су (см Аэродина-
мические коэффициенты) профиля от угла
атаки Дальнейшие эксперим исследова
мня показали, что при ламинарном обте-
кании крыла большого удлинения (Х^5,0)
гистерезисные петли могут возникать при
сравнительно малых значениях Re<;0,22-
-10® Это особенно заметно у толстых
крыльев (с=18—24%), у к рых наблюдает
ся срыв потока с носовой части Диапа
зон значений а, соответствующий неод-
нозначной структуре обтекания крыла, рас
ширяется с увеличением относит толщи
ны профиля При значениях Re>0,8-106
такой тип отрыва потока исчезает в связи
с переходом ламинарного течения в тур-
булентное На рис 1 приведены результаты
испытаний крыла с удлинением А=5,0 в
азродинамич трубе В области критич уг
лов атаки происходит резкое уменьшение
су При Re=l-106 Г отсутствует, при
Re>2-IO6 отчётливо видна гистерезисная
петля, причем расхождение значении су при
заданном а при прямом и обратном ходах
увеличивается с увеличением значения Re
При неустановившемся движении ЛА в за-
висимости от азродинамич сил и моментов
проявляется т н динамический Г Напр ,
такой Г имеет место при колебаниях уг-
ла атаки профиля (или крыла) около зна-
чений аотр или ai, соответствующих отры-
ву потока или началу разрушения устой
чивой вихревой структуры над несущей
пов стью (см Крыла теория) при ста
ционарном обтекании (рис 2) При этом с
ростом скорости тангажа и увеличени
ем заброса угла атаки a3aSp при аза6р>аотр
или ai происходит существ расширение гис-
терезисных петель в зависимостях интеграль
ных аэродинамич хар-к от угла атаки Это
связано со смещением иа большие углы
атаки режима безотрывного обтекания при
положит значении o»z, а также с видо
изменением отрывного течения на профиле
или крыле большого удлинения и транс-
формацией вихревой структуры для тре
угольного крыла или крыла с наплывом на
больших углах атаки при иеустановнвшем-
ся движении
2) Г в системе управления — не-
однозначность зависимости выходного пере-
мещения системы управления от входного
сигнала при его медленном изменении в пря
мом и обратном направлениях Обычными
причинами Г являются люфты, трение и
упругие деформации в элементах системы
управления, зоны нечувствительности в ру
левых машниках и рулевых приводах Г ,
как правило, приводит к ухудшению хар-к
устойчивости и управляемости ЛА и может
явиться причиной его автоколебаний До
пустимые размеры Г определяются требо-
ваниями к точности пилотирования ЛА
/О Г Живов Г И Столяров
ГЛАСС Теодор Генрихович (1903—40) —
сов учёный в области аэродинамики, проф
(1937) Окончил МГУ (1930) Работал в
ЦАГИ (1926—40) Автор раздела «Рас-
пределение аэродинамич нагрузки по кры-
лу» в Нормах прочности самолётов (1937)
Оси работы по изучению профильного соп-
ротивления крыльев и созданию серий про-
Рис. 2. Экспериментальные зависимости (модель
самолёта с крылом большого удлинения) ct и
аэродинамического коэффициента момента тангажа
mt н приведённой скорости тангажа [в данном
случае й>1 = а= (da/df) (Ьд/Г^)] от а для колеблю
щегося крыла (прямой ход — голубые кривые,
обратный — черные кривые) и крыла в стайно
иарном режиме (красные кривые), Ьд — САХ,
Уоо — скорость полёта
12’
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руЕЛАСС
179
В П Глушко
Д Б Глинка
А Е Голованов
Схема днища гидросамолета а — плоское днище,
б — днище с кнлеватостью, I — редан, 2 — скула
филей с высокими аэродинамич хар-ками
Портрет см на стр 171
ГЛАУЭРТ (Glauert) Герман (1892 -1934) —
англ учёный в области аэродинамики, ус-
тойчивости и упрааляемости ЛА Чл Лон-
донского королевского об-ва (с 1931) Окон
чнл Кембриджский ун т С 1916 иа Коро-
левском самолетостроит з де (ныне Коро-
левский авиационный научно-исследова
тельский институт) Один нз создателей
вихреаых теорий крыла конечного размаха
при малых скоростях (Прандтля—Глауэрта
теория) и возд вннта, разработал ли-
неарнзов теорию профиля в дозвук потоке
(правило Прандтля—Глауэрта)
Соч Основы теории крыльев к винта, лер
с англ М —Л . 1931
ГЛИНКА Дмитрий Борисович (1917—79) —
сов лётчик, полковник, даажды Герой Сов
Союзе (даажды 1943) В Сов Армии с
1937 Окончил аоен ааиац школу (1939),
Воен-возд академию (1951, ныне им Ю А
Гагарина) Участник Вел Отечеств войны
В ходе аойиы был ком звена, иач аозд
стрелковой службы истребит авиаполка
Совершил ок 300 боевых вылетов, сбил
50 самолётов противника После войны
ком полка, зам ком истребит аанади-
визии Деп ВС СССР в 1946—50 Наг-
раждён орденом Ленина, 5 Орденами Крас
ного Знамени, орденами Александра Нев-
ского, Отечеств аойиы 1 й степ , 2 ордена-
ми Красной Звезды, медалями Бронзовый
бюст в г Крнаом Роге
Лит Герои битвы за Кавказ, Нхннвалн, |975
ГЛИССАДА (фр glissade, букв — сколь
женне) — 1) прямолинейная траектория дви
жения ЛА под углом к горизонт плос-
кости
2) Прямолинейная траектория, по к рой
должно осуществляться снижение самолё-
та а процессе захода на посадку Номин
значение угла наклона Г к горизонт плос-
кости составляет 0,046 рад, в исключит
случаях угол наклона Г может доходить
до 0,087 рад На аэродромах Г задаётся
прн помощи глиссадного (ГРМ) н курсово-
го (КРМ) радиомаяков, входящих а сое
тав аэродромного оборудования Г обра-
зуется пересечением в пространстве даух
равносигнальиых зон ГРМ и КРМ Высота
равиосигиальнон зоны ГРМ над торцом
ВПП составляет 15 м Движение само-
лёта по Г начинается на выс 200—400 м
и заканчивается манёвром выравнивания
или уходом на второй круг, если отклоне
ние от Г превысило допустимое
ГЛИССИРОВАНИЕ ГИДРОСАМОЛЕТА —
скольжение гидросамолёта по воде при раз
беге перед отрывом нлн при пробеге после
приводнения, когда скорость движения дос-
таточно велика При Г г и смачиваемая
пов сть корпуса гидросамолёта, и возмуще-
ние воды, вызванное движением гндроса
молёта, существенно меньше, чем при «нор-
мальном» плавании с той же скоростью,
соответственно уменьшаются и затраты энер
гни иа преодоление сопротивления воды
движению ЛА Подъёмная сила гндросамо
лёта, позволяющая реализовать режим
глиссирования, является суммой аэроднна-
мнч подъёмной силы крыла и динамич
реакции воды Чтобы обеспечить Г г , динще
гидросамолёта выполняется (см рис ) с ре-
даном и скулами Такая форма днища спо
собствует срыву струй на режиме глисси
рования, вследствие чего уменьшаются сма-
чиваемая пов-сть корпуса и сила трения о
воду Для уменьшения ударных нагрузок
при глиссировании по неспокойной аоде дни-
щу гидросамолёта придаётся нек-рая попе-
речная килеватость
«ГЛОСТЕР» (Gloster Aircraft Со , Ltd) —
самолётостроит фирма Великобритании
Осн в 1915, в 1934 стала дочерней компа-
нией фирмы «Хокер*, вместе с к-рой в 1935
вошла в состав концерна «Хокер Сидли» В
1963 утратила статус компании н назва
ние До 2-й мировой войны выпускала гл
обр истребители-бипланы, в т ч «Гриб»
(пераый полёт в 1923), «Геймкок» (1924),
«Гонтлет» (1933), «Гладиатор» (1934, вы-
пущено 747) В 1941 построила первый реак-
тивный самолет Великобритании Е 28/39 (см
рнс ) В 1943 создала реактивный ветре
битель «Метеор» (на вооружении ВВС
Великобритании с 1944, построено 3550,
см рис в табл XIX) В 1951 создала все
Табл —Истребители фирмы «Глостер»
Основные данные	«Гладиатор* II	«Метеор* F Мк 4	«Джевлнн» F(AW) 4
Первый полет год	1938	1945	1955
Число и тип двигателей	1 ПД	2 ТРД	2 ТРД
Мощность двигателя кВт	626	..	
Тяга двигателя. кН	—	|56	59,6
Длина самолёта, м	8,36	|2 5	17 3
Высота самолёта, м	3,15	3,96	4,88
Размах крыла, м	9 83	П.ЗЗ	15 85
Площадь крыла, м2 Взлётная масса, т	30	32,5]	87.5
нормальная	—	6,88	15,9
максимальная	2.16	8,48	19,47
Масса пустого самолета, т	1,56	4,56	
Боевая нагрузка, т	-	1,24	1.8
Максимальная дальность полета, км	660	1610	1500
Максимальная скорость полёта км/ч	400	940	1000
Потолок, м	10000	14335	15000 |
Экипаж чел.	1	1	
Вооружение	4 пулемета	4 пушки (20 мм), НАР	4 пушки (30 мм), НАР, 4 УР
Самолет Е 28/39
погодный реактивный истребитель «Джев-
лнн» (выпущено ок 400, см рис в табл
XXXI) Осн данные нек-рых самолётов фир-
мы приведены в табл
ГЛУШКО Валентин Петрович (1908—89) —
сов учёный в области ракетно-космич тех-
ники, один нз основателен сов космонав-
тики, акад АН СССР (1958, чл.-корр с
1953), дважды Герой Соц Труда (1956,
1961) После окончания Леннигр ун-та
(1929) работал в Гвзодинамич лаборатории
(1929—33), реактивном НИИ (1934—38)
Был необоснованно репрессирован и в 1937—
44 находился в заключении, работая а осо-
бом КБ НКВД по созданию ЖРД С 1941
гл конструктор, с 1974 ген конструктор
Создал ряд эксперим ЖРД, к^эые уста-
навливались на самолётах Пе-2, Ла-7, Як-3,
Су 6, а также ЖРД для ракет разл назна-
чения Осн работы посвящены теоретич и
эксперим исследованиям по важнейшим
вопросам создания и развития ЖРД и кос-
мич аппаратов Рук. разработки ракетно-
космич системы «Энергия» — «Буран» Деп
ВС СССР с 1966 Золотая медаль им К. 3
Циолковского АН СССР (1958), диплом нм
П Тнссандье (ФАИ) Ленинская пр (1957).
Гос пр СССР (1967, 1984) Награждён 5 ор-
денами Ленина, орденами Октябрьской Ре-
волюции, Трудоаого Красного Знамени,
медалями Бронзовый бюст в Одессе
Соч Путь в ракетной технике Избр тру
ды 1924 — 1946, М 1977
Лит Романов А П Губарев В С, Кон-
структоры. М 1989
ГОДАР (Godard) Эжен (1827—90) —
франц воздухоплаватель и конструктор
аэростатов Совершил св 2500 полётов на
свободных аэростатах, для иаполиеиия к-рых
использовались светильный газ, водород и
тёплый воздух Разрабатывал и строил
аэростаты с 1846 В 1863 построил водо-
родный аэростат объёмом 6000 м3 («Ги-
гант») для полёта 40 чел В том же году
построил самый большой для того времени
180 ГЛАУЭРТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
аэростат объемом 14 тыс м* Во время
осады Парижа немцами (1870—71) совм с
братом Луи (1829—85) и механиком Г Ио
иом открыл мастерскую для постройки
саободных аэростатов, использовавшихся
для возд связи Парижа со свободной тер
риторией Франции За 4 месяца осады бы
ло построено 64 аэростата В дальнейшем
братья Годар совм с Ионом руководили
мастерскими по изготовлению аэростатов
для франц армии В 1875 Г на свободном
аэростате впервые перелетел через Пире
иейские горы из Франции а Испанию
ГОДОГРАФА МЕТОД (от греч hodos —
путь даижение, направление и grapho —
пишу) в аэродинамике—метод иссле
дования и расчёта плоских безвихревых те-
чений сжимаемого газа, основанный на том,
что система ур ний для потенциала ско-
рости ф и функции тока ф, нелинейная
в физ плоскости (х, у), станоаится ли
иейиой при переходе к плоскости переменных
(и, о) — плоскости годографа скорости (здесь
u, v—проекции аектора скорости на оси
х. у прямоугольной системы координат)
Это аозможно ваиду того, что коэф исход
ных ур-ний зависят лишь от скорости Ос
новы метода, использующего преобразова-
ние а плоскость годографа, даны С А
Чаплыгиным в 1902 Система линейных
ур-ннй для ф и Ф преобразуется к канонич
виду (Л С Лейбензон 1935)
„./2^ дд>	, /г дф
60 ds 'ds	dQ ’
где
=с г1 ~х211	_ 1
JL f(X) J К ' К [f(X)](T+ l№~ ° ’
V — 1 ?2 > (“2+ t,a)1Z5?
v+l ’ “ а.
КМ= 1
V
0= arctg—
и
а, — критич скорость, у — показатель
адиабаты
Представление течения ур-ниями в плос-
кости годографа особенно удобно в зада
чах с относительно простыми граничными
условиями Такие услоаня имеют место для
течений, на границах к рых либо направле
ние скорости, либо её модуль сохраняют
пост значение, это позволяет сразу постро
ить область течения а плоскости годогра
фа К этому классу задач относится, напр ,
задача об истечении газовой струи (см рис ).
для к-рой точное решение ур ний в плоское
ти годографа строится а анде ряда по
совокупности частных решений, найденных
методом разделения переменных
Однако в общем случае расчёт обте-
кания тел связан с принципиальными труд
Истечение струи в свободное пространство (й) и
соответствующей картина в плоскости годографа
(б) ДЕ — стейка ] — ось струи. 2 — годографы
скоростей для различных линий тока 3—„тнния
тока на границе струи 4 — пиния на которой
скорость частиц равна скорости звука
костями, поскольку точные граничные уело
вия в плоскости годографа неизвестны
В связи с этим широко применяется след
приближенный метод в канонич ур инях
коэф К принимается рааным единице, что
выполняется с той или иной степенью точ
ности для произвольного газа при скоростях,
ие слишком близких к скорости заука, и
строго — для т н газа Чаплыгина (газа
с линейной связью между давлением и уд
объемом, тес у= — 1) В результате эти
ур ния приводятся к т н ур ииям Коши —
Римана для действит и миимой частей ана-
литич ф цни комплексного переменного На
основе такого подхода с помощью метода
конформных преобразований удаётся решить
задачу о ииркуляп. обтекании профиля
дозвук потоком газа Кроме того, разрабо
тан ряд приближенных методов учета влия
ния сжимаемости газа на распределение
давления по профилю в дозаук потоке ие
требующих полного решения задачи, а ис
пользующих данные о распределении дав
лення в потоке несжимаемой жидкости
(методы С А Христиаиоаича, Кармана —
Тзяна и др ) Они позволяют вводить поп-
равку на сжимаемость в несколько более
широких диапазонах углов атаки, относи-
тельных толщин профиля и Маха чисел,
чем линейная Прандтля—Глацэрта теория
При околозвук обтекании тонкого про
филя линейные ур ния в плоскости годо
графа дополнительно упрощаются а рамках
теории малых возмущений и сводятся к
т и ур-нию Трикоми (итал математик.
F Tricomi), к-рое описывает течение с мест
ными саерхзвук зонами
Лит ЧаптыгинС А Собр соч т 2 М — Л
1948 Tv дертей К Г Теория околозвуковых
течений, пер с нем М 1960 Седов Л И Плос
кие задачи гидродинамики и аэродинамики 3 изд
М 1980 Лойпянскии Л Г Механика жид
кости и газа 6 изд М 1987 В Н Голубкин
ГОДУНОВ Константин Дмитриевич (1892 —
1965)—соа воздухоплаватель, конструк-
тор аэростатов В 1911—14 учился в Петерб
политехи ин те Участник 1-й мировой аой
ны Окончил Академию Возд Флота нм
проф Н Е Жукоаского (1925, ныие ВВИА)
Работал в Высшей аоен воздухоплааат
школе ВВС (в Ленинграде). ВВИА и НИИ
ВВС В 1932—33 возглавлял ОКБ резино-
вой пром-сти по постройке стратостата
«СССР 1» (конструктор оболочки стратос-
тата) 30 сент 1933 совершил полёт на этом
стратостате совм с Г А Прокофьевым
иЭ К Бирнбаумом (достигнута выс 19 км)
Разработал ряд привязных и свободных аэ
ростатов и летал на них Аэростаты заграж
деиия конструкции Г применялись в ПВО
во аремя Великой Отечеств войны Наг
ражден орденами Ленина. Трудового Крас
ного Знамени
ГОЛОВАНОВ Александр Евгеньевич (1904—
75)— сов военачальник, гл маршал авиа
ции (1944) В Соа Армии с 1919 Окончил
лётную школу при ЦАГИ (1932). Высш
аоен академию (1950.позже Воен академия
Генштаба Вооруж Сил СССР) Участник
Гражд войны, боев в р не р Халхии Гол.
соа фнил войны В ходе Вел Отечеств
войны был ком дальнебомбардироаочной
авиац дивизии, команд авиацией дальнего
действия, команд возд армией После вой
ны на командных должностях в ВВС Деп
ВС СССР в 1946—50 Награждён 2 орде
нами Ленина. 3 орденами Красного Знаме
ни 3 орденами Суаороаа 1 й степ орденом
Красной Звезды медалями, а также иностр
орденами
Лит Ид а ш к и и Ю В Небо его мечты М
1986
ГОЛОВАЧЁВ Павел Яковлевич (1917—
72)—соа лётчик ген майорааиации (1957).
дважды Герой Соа Союза (1943, 1945) В
сов Армии с 1938 Окончил Одесскую воеи
11 Я [оловачев
П Г Головин
авиац школу (1940). Воен аозд академию
(1951. ныне им Ю А Гагарина), Воен
академию Генштаба Вооруж Сил СССР
(1959) Участник Вел Отечеств аойны В
ходе воины был лётчиком, ком звена,
ком эскадрильи истребит авиаполка Совер-
шил св 450 боевых аылетоа, сбил 26 само
летов противника После войны на команд-
ных должностях а ВВС Награждён 2 орде-
нами Ленина, 6 ордеиами Красного Знамени,
орденом Отечеств аойны 1-й степ, 2 орде-
нами Красной Звезды, медалями Бронзовый
бюст в дер Кошелеао Гомельской обл
ГОЛОВИН Павел Георгиевич (1909—40) —
сов полярный летчик, полковник, Герой Сов
Союза (1937) Окончил лётную школу Осо
авнахима в Тушине (1930). работал в ней
инструктором С 1934 в полярной авиации
Участвовал в ледовой разведке и проводке
судоа в Арктике, в аысадке первой сов
полярной экспедиции И Д Папанина (5
мая 1937 экипаж Г на самолёте АНТ-7
при выполнении ледовой разведки первым
из летиой группы пролетел над Сеа полю
сом), а поисках пропавшего самолёта С А
Леваневского (1937—38) С 1^39 на испытат
работе Погиб при испытании самолёта
Награждён орденами Ленина, Красного Зна-
мени. Красной Звезды медалью
ГОЛОВКА САМОНАВЕДЕНИЯ (ГСН) —
аатоматич измерит устройство, устанавли
ваемое на самоиаводящнхся ракетах и пред
назначенное для выделения цели иа ок
ружающем фоне и измерения параметров от
носит движения ракеты и цели, исполь-
зуемых для формирования команд управ-
ления ракетой
ГСН воспринимают энергию, излучённую
или отражённую целью Могут использо
ааться разл виды излучения радиоизлу-
чение, оптическое (в т ч тепловое),
акустическое В зависимости от местополо
жения источника энергии различают пас-
сивные. полуактнвные и активные ГСН
Пассивные ГСН воспринимают излуче-
ние, создаваемое целью Это могут быть
сигналы работающих РЛС противника или
передатчиков помех, а также оптич излу
чеине цели а инфракрасном и видимом
диапазонах спектра, к рое используется
теплоаыми и телевиз I CH С кон 70 х
гг начали развиваться радиометрии пас-
сианые ГСН, воспринимающие эл маги из-
лучение цели в миллиметровом диапазоне
воли вследствие теплового контраста цели
с окружающим фоном Полуактнвные
ГСН принимают сигнал, отражённый от це-
ли при облучении её источником подсвета,
находящимся вне ракеты.— на самолёте-
носителе или пункте наведения Активные
ГСН облучают цель с помощью пере-
датчика. к рый аходит в нх состав, а также
принимают отражённый сигнал Полуактив-
ные и активные ГСН строятся с исполь-
зованием радиолокац и оптич когерентного
(лазерного) излучения
Для повышения точности и помехоус
тойчивости в ГСН могут сочетаться разл
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт свои

181
В М Голубев
В В Гочубев
принципы работы в зависимости от воспри-
нимаемой энергии излучения цели и приём-
ники разл диапазонов эл -магн излучения
ГСН могут быть полуактивно активными,
активно-радио метрическими, теплорадиоло-
кационными и др ГСН принимает данные
целеуказания, производит поиск цели по ко
ординатам, анализирует принимаемый сиг-
нал, селектирует цель на фоне естеств и
организов помех, осуществляет захват цели
и автоматич сопровождение ее по коорди-
натам
Оси тактике техн хар-ками ГСН явля
ются дальность захвата цели в свобод-
ном пространстве и на фоне естеств по-
мех (подстилающей поверхности, облач
ного фона), измеряемые координаты, диа-
пазон их возможных изменений, точность
автоматич сопровождения, в т ч при под-
лёте к цели, разрешающая способность,
или возможность выделения одной цели из
состава плотной группы, устойчивость к ор
ганизоваиному противодействию противника
(помехоустойчивость), характеризуемая ве-
роятностью захвата и точностью сопровож
дения цели и в конечном счете вероят-
ностью её поражения, массо габаритные
и энергетич показатели, определяющие ис-
пользование ГСН на ракете
ГСН обычно размещается в головном
отсеке ракеты Её антенная система нахо
дится под обтекателем аэродинамич фор-
мы, к-рый прозрачен для рабочего диапа-
зона волн ГСН Различие используемых
диапазонов эл -магн волн и методов обра-
ботки принимаемых сигналов определяет
большое разнообразие принципов построе
ния ГСН, но в их составе можно выде-
лить функцион узлы обтекатель 1 (см
рис), фокусирующую или антенную систе
Структурная схема радиолокационной головки само
наведения
му 2, чувствит элемент или приёмник энер
гни, приёмное устройство 5, осуществля
ющее усиление и оптим первичную фильт
рацию сигнала, анализатор 6 структуры
принятого сигнала по амплитудному и спек-
тральному составу, обнаружитель 10 цели,
устройства 9 автоматич сопровождения
цели по дальности или скорости сближения
с нею, систему 4 автоматчч сопровож-
дения цели по углам и привод 3 антен
ны, вычислит и логич устройства 12, при
нимаюшне решение о захвате цели, обес-
печивающие помехозащищенность и осу
ществляющне обмен (11) информацией с сис
темой наведения ракеты, антенну 8 и при
емное устройство 7 опорного (хвостового)
канала в полуактивных радиолокац ГСН
или приёмник радиокомандной линии при
комбинир наведении ракеты, передающее
устройство 13 в активных ГСН
Повышение тактико-техн требований и ус-
ложнение условий работы обусловливают
применение в совр ГСН новейших достиже-
ний микроэлектроники, использование всё
более сложных структур излучаемых сигна-
лов (импульсных, непрерывных, квазнне-
прерывных, сигналов с внутр модуляциями)
и совершенствование их обработки с приме-
нением цифровых методов на основе микро-
процессоров	А С Синицын
ГОЛУБЕВ Виктор Максимович (1915—45) —
сов лётчик, майор, дважды Герой Сов Сою-
за (1942, 1943) В Кр Армии с 1936
Окончил Харьковскую воен авиац школу
(1939) Участник Вел Отечеств войны В хо
де войны был летчиком, ком звена, ком
эскадрильи, штурманом штурмового авиа
полка Совершил св 260 боевых вылетов
В 1943 направлен в Воен возд академию
РККА им проф Н Е Жуковского (ныне
ВВИА) Погиб при выполнении уч поле-
та Награжден орденом Ленина, 2 ордена
ми Красного Знамени, орденами Отечеств
войны 2 й степ , Красной Звезды, меда
лями Бронзовый бюст в Санкт Петербурге
Лит Иванов Ф П Силаков А С Под
вит бессмертен М 1958
ГОЛУБЕВ Владимир Васильевич (1884—
1954) — сов учёный в области математики
и механики, ген манор инж -авнац службы
(1944), чл-корр АН СССР (1934), засл
деятель науки и техники РСФСР (1942)
Окончил Моск ун-т (1908) С 1917 проф
Саратовского ун та, с 1930 сотрудник ЦАГИ
и проф Моск ун та, нач кафедры Воен
возд академии РККА нм проф Н Е Жу-
ковского (ныне ВВИА) Осн труды в облас
ти теории функций комплексного перемен-
ного и аэромеханики (теория механизир
крыла, крыла конечного размаха, машущего
крыла) Популяризатор трудов Н Е Жу-
ковского и С А Чаплыгина, автор ряда
монографий по истории авиац науки Наг-
раждён орденами Ленина, Трудового Крас-
ного Знамени, 4 орденами Красной Звез-
ды, медалями
ГОЛЫШЕВ Георгий Иванович (1915—85) —
сов воздухоплаватель, организатор аэроло-
гии исследований с использованием аэрос
татов, радиолокац средств, ракетного зонди-
рования и метеоспутников, д р техн наук
(1972) Окончил Моск воздухоплават шко-
лу ГВФ и лётную школу Осоавиахима (1938)
На свободных аэростатах летал в 1933—
45 В 1938 вместе с А А Фоминым и А Ф
Крикуном совершил подъём на субстратос
тате с планёром, отцепленным на выс
5100 м 8 февр 194] вместе с Фоминым
на субстратостате ВР-79 объемом 2650 м3
совершил подъём в открытой гондоле на
выс ок 1] км, превысив мировой рекорд
для аэростатов этого типа 11 авг 194о вмес-
те с П П Полосухиным иа аэростате с
открытой гондолой достиг выс 11 456 м
В 1941—60 и 1970—80 директор Центр
аэрологии обсерватории В 1963—70 первый
зам нач Гл управления Гидрометеослуж-
бы прн СМ СССР Ленинская пр (1970),
Гос пр СССР (1948) Награждён 2 орде-
нами Трудового Красного Знамени, орденом
«Знак Почета», медалями
«ГОЛЬФСТРИМ АЭРОСПЕЙС», «Галф
стрим аэроспейс» (Gulfstream Aero
space),— самолётостроительная фирма
США Осн в 1978 под назв «Гольфстрим
амернкан» (Gulfstream American) для
произ-ва легкого пасс самолета «Гольф-
стрим» I (Право на произ во было куплено у
фирмы «Грумман») Совр назв с 1982 С
Административный самолет «Гольфстрим» IV
1985— дочерняя фирма концерна «Крайс-
лер» (Chrysler) Занимается разработкой и
серийным произ вом адм самолётов До 1988
выпускала адм самолёты «Гольфстрим»
111 (первый полёт в 1979, до 19 пасс,
дальность полёта до 7500 км)
С 1988 фирма выпускает самолёт «Гольф-
стрим» IV (см рис , первый полёт 1985) —
развитие самолета «Гольфстрим» 111 Си-
ловая установка состоит из двух ТРДД тя-
гой по 55,2 кН Макс взлётная масса 32,5
т, запас топлива 16 540 л Макс крейсер
ская скорость 960 км/ч, потолок 13 720 м,
дальность полёта 7970 км (8 пасс , резер
вы топлива) На самолёте «Гольфстрим»
IV установлены мировые рекорды (для
самолётов его класса) скорости во время
кругосветных перелётов (с промежуточны-
ми посадками) в июне 1987 — полёт по
маршруту протяжённостью 36 832 км за
45 ч 25 мин и в февр 1988 — полёт по
маршруту протяжённостью 37 000 км за
36 ч в мин 34 с С 1988 фирма занимается
исследованиями сверхзвук адм самолётов,
рассчитанных иа полет с числом М=2—2,4
на маршрутах протяжённостью св 7000 км
В В Беляев
ГОНДОЛА летательного аппара
та — 1) кабина воздухоплават ЛА для раз
мешения экипажа, снаряжения, балласта,
грузов и силовых установок При пер-
вых полётах свободных и управляемых
аэростатов для обеспечения непредвиден
ной посадки на воду к оболочке подве
шивали кабину в форме венецианской лод
ки (итал gondola), в к-рой размещались
люди и разл грузы Со временем это
устройство трансформировалось в спец ка
бину, за к рой закрепилось назв «гоидола*
Г может быть открытой и закрытой (гер-
метичной)
Рис 1 Гондола (корзина) пилотируемого свобод
иого аэростата I — петли для зячехлеиия гондолы,
2 - ступеньки, 3 — гондольные стропы, 4 — под
весные стропы, 5 — тросовый многоугольник, 6 —
петлн для подвески балластных мешков, 7 — по
ручнн, 8 — полозья
182 ГОЛУБЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. 8. Гондола учебно тренировочного дирижабля
В-J (СССР).
Рнс. 4. Гондола жёсткого дирижабля LZ 129 (Гер-
мания).
Рнс. 5. Гондола турбовинтового двигателя 1 —
воздухозаборник; 2 — откидные н быстросъёмные
крышки капота, 3 — силовой каркас гондолы; 4 —
съёмные крышки люков.
Типовая открытая Г свободного аэрос-
тата объёмом 600—2200 м3 имеет массу
25—65 кг, применяется для полётов на
выс. до 12 км (рис. 1). При полётах на выс.
более 4 км воздухоплаватели применяют
индивидуальные кислородные приборы и
утеплённые комбинезоны.
Прн полётах в стратосферу, выполняемых
на высотных аэростатах — стратостатах, ис-
пользуются герметичные Г. с кондициони-
рованием воздуха (рис. 2) или открытые
Г., в к-рых пилоты поднимаются одетыми
в спец, высотные скафандры. Идея соз-
дания герметичной Г. для полёта в высо
кие слои атмосферы была высказана Д. И.
Менделеевым в 1875. Впервые-герметичная
Г. была применена в 1931 О. Пиккаром
При полёте на стратостате. Первая в СССР
герметичная Г. конструкции В. А. Чижев-
ского была установлена на стратостате
«СССР-1», на к-ром в 1933 Г. А. Прокофьев,
К- Д. Годунов и Э. К- Бирнбаум поднялись
на выс. ок. 19 тыс. м.
У дирижабля имеется одна или неск. Г.,
прилегающих снизу вплотную к его пов-сти
или подвешенных под корпусом иа тросах
(рис. 3, 4). Первоначально основой кон-
струкции Г Дирижаблей являлся лёгкий
деревянный или металлич. каркас, к-рый по-
крывала матерчатая обтяжка. Со временем
эту конструкцию заменили кабины, собран
ные из алюм. профилей со стенками из гоф-
риров. или гладких листов (монококовая
конструкция). Г. изготавливаются также нз
стеклопластика.
Пасс. Г- с рубкой управления обычно
размещается ближе к носовой части кор-
пуса. Под днищем Г. монтируются по-
садочные устройства: надувные пуфы, слу-
жащие пневматич. амортизаторами (а также
поплавками), или ориентирующиеся опор-
ные колёса
2) Оболочка обтекаемой формы вокруг
двигателя, обеспечивающая установку и
эксплуатацию двигателя (рис. 5), являет-
ся частью силовой установки ЛА. Г. двига-
теля часто наз. мотогондолой.
Осн. элементы Г.: каркас с тонкостенны-
ми панелями и быстросъёмными крышками
капота двигателя, система вентиляции, сис-
тема крепления двигателя. ТРД обычно
жёстко крепятся к Г. или каркасу ЛА;
двигатели с возд. винтом устанавлива-
ются на мотораме Задняя часть Г распо-
лагается вокруг выходного устройства дви-
гателя (реактивного сопла, реверсивного
устройства) или составляет его часть. Г.
могут крепиться на внеш, подвеске (на пи-
лоне, на концах крыла), устанавливаться
рядом с пов-стью ЛА и сопрягаться с, ним
обводами, а также быть составной частью
конструктивно-силовой схемы крыла, фю-
зеляжа. В зависимости от конструкции
каркас Г. может участвовать в переда-
че нагрузок от двигатёлей к силовой
конструкции ЛА, либо усилия от двигате-
лей через стержневую систему нх крепления
передаются непосредственно на силовую
конструкцию. По числу установл. двигате-
лей различают Г. одиночного двига-
теля, спаренные и многодвигательные. На
дирижаблях для уменьшения шума в пасс.
Г. мотогондолы обычно устанавливают в
хвостовой части.
Е М Миндлин. В. И. Никольский
ГОРБУНОВ Николай Петрович (1892—
1944)— сов, гос. деятель, один из органи-
заторов сов. науки, в т. ч. авиационной,
акад. АН СССР (1935), секретарь АН
СССР (1935—37). Участник Февр, и Окт.
рев-цнй и Гражд. войны. Окончил Петерб.
технол. ин-т (1917). С июля 1917 зав. Ин-
формац. бюро ВЦИК, с нояб. 1917 секре-
тарь Совнаркома и личный секретарь В. И.
Ленина. Инициатор создания и первый зав-
c. П Горбунов	Б. Т Горощенко.
Науч но-техн, отделом ВСНХ (1918—19).
В 1919—20 на политработе в Красной Ар-
мии, чл. Реввоенсовета 13-й и 2-й Конной
армий. С 1920 управляющий делами СНК
РСФСР, в 1922—28 управляющий делами
Совета Труда и Обороны и СНК СССР,
зав. Научно-техн, управлением ВСНХ
СССР —центром по созданию сети науч.-
иссл. учреждений н ряда новых произ-
водств, в т. ч. металлич. самолётостроения.
В 1923—29 ректор Московского Высшего
технического училища. При непосредствен-
ном участии Г. был учреждён ЦАГИ, под-
чинённый в 1918—29 Науч.-техн, управ-
лению ВСНХ. Имя Г. присвоено основан-
ной им метеорол. станции на Памире,, од-
ному из горных хребтов Памира. Награж-
дён орденом Красного Знамени. Необос-
нованно репрессирован; реабилитирован по-
смертно.
ГОРБУНОВ Сергей Петрович (1902—33) —
организатор сов. авиац. пром сти. После
окончания в 1927 Воен.-возд. академии РККА
нм. проф. Н. Е. Жуковского (ныне ВВИА)
направлен на авиац. з-д № 22 в Москве (с
1930 техн, директор, с 1931 директор).
Под рук. Г. на з-Де был освоен Серий-
ный выпуск цельнометаллич. самолетов
(АНТ-3, АНТ-4, АНТ-5, АНТ-6). Награждён
орденами Ленина, Красной Звезды. Погиб
в авиац катастрофе. Имя Г. носит Казан-
ское авиац. производств, объединение, а так-
же Дворец культуры. Дом юного техника в
.Москве
ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ — гори-
зонт. аэродинамич. пов-сть ЛА, обеспечи-
вающая его продольную устойчивость н
продольную управляемость. Наиболее часто
Г. о. устанавливают в хвостовой части ЛА,
однако имеются самолёты, у к-рых Г. о. раз-
мещено перед крылом (схема «утка») —
рис. I. Хвостовое Г. о. может распола-
гаться на фюзеляже (низкорасполож. Г. о.),
на киле, сверху киля (т. н. Т-образное опе-
рение) и сверху двух килей (рис. 2). В
Т-образном оперении Г. о. менее подвер-
жено влиянию скоса потока от крыла, поэ-
тому эффективность единицы его площади
на 30—40% выше, чем у низкорасполо-
жеиного Г- о., однако у Т-образного опе-
www.vokb-la.spb.ru - Самолетс£Й{ш^НЯ|М??Е
Рнс I, Горизонтальные оперения в хвосте (о) н
перед крылом (б) самолёта 1 — стабилизатор,
2 — руль высоты 3 — дестабилизатор
рения сложнее конструкция (и больше
масса)
В традиц случае Г о состоит из осн
неподвижной части — стабилизатора (в схе-
ме «утка»— дестабилизатора) и подвижной
части — руля высоты (РВ), к рую рас пол а
гают вдоль задней кромки стабилизатора
(дестабилизатора;— см Рули управления
Получили распространение поворотные
Г о При этом на тяжелых неманевр са-
молётах поворотом стабилизатора обычно
осуществляют балансировку ЛА н сннма
ют усилия с рычагов управления, тогда
как РВ сохраняет свои ф цни управления
продольным движением На манёвр сверх
звук самолётах из-за существ снижения
эффективности несущих пов стей (в т ч
эффективности органов управления) при
переходе от до к сверхзвук скоростям
полёта часто применяют целиком пово-
ротное Г о (без РВ), к-рое является в
этом случае и органом продольного управле-
ния
Эффективность Г о оценивается через
прирост продольной статической устойчи-
вости ЛА за счёт установки Г о , опре-
деляется его аэродинамич компоновкой и
пропорциональна статич^ моменту Аго пло
щади Г о Ar =Sr0Lro, где Sr о — от
носит площадь Г о (отношение площади
Г о к площади крыла), Lr 0 — относит
плечо Г о (см Плечо оперения) Обычно
значения Аг0 лежат в диапазоне 0,5—1
Оси расчетными случаями выбора площади
Г о (в т ч РВ) являются обеспече
ние заданного запаса продольной статич ус
тойчивостн ЛА его балансировки в ожида
емых условиях эксплуатации, а также отрыва
носового колеса на взлете при заданной ско
рости разбега и реализации определённых
«Руководством полетной эксплуатации» нор-
мальных перегрузок Все эти условия долж
ны выполняться во всем диапазоне экс
плуатац центровок ЛА Обычно плошадь
Г о тем больше, чем шире диапазон
эксплуатац центровок и чем выше эф-
фективность механизации крыла
При нормальной аэродинамической схеме
самолёта (Г о в хвосте ЛА) необходи-
мая для его балансировки сила на Г о
направлена против подъёмной снлы крыла,
что уменьшает общую подъемную силу
Рис 2 Низкорасположенное (а) Т образное (б)
и расположенное на двух килях (а) горизонталь
кые оперения
ЛА и, следовательно, его аэродинамичес
кое качество К Для увеличения К стремят-
ся уменьшить балансировочную силу на
Г о путем перехода к малым запасам
продольной статич устойчивости (или к зад-
ним центровкам) Макс значение К самоле-
та нормальной схемы достигается обычно при
нек-рой его продольной статич неустойчи-
вости
Конструкция Г о аналогична конструк-
ции крыла Однако, поскольку для са-
молётов нормальной схемы балансировоч
ная сила на Г о становится особенно зна
чительной при малых скоростях полёта с от-
клонённой механизацией крыла (взлётно-
посадочные режимы), для обеспечения вы-
соких несущих свойств Г о на больших
отрицат углах атаки часто применяют Г о
с перевёрнутыми профилями (выпуклостью
вниз, см Профиль крыла) и иногда на Г о
устанавливают предкрылки Обычно пло-
щадь Г о составляет 20—30% площади
крыла, удлинение л=3—5, сужение г|— 2—3
(см Сужение крыла), угол стреловидности
X Г о меняется в широких Пределах
Х=0—45°	А Г Обрубов
ГОРКА — фигура пилотажа прямолиней-
ный набор высоты (см рис ) Ввод в Г осу-
ществляется с перегрузкой, превышающей
единицу Вывод из Г выполняется либо без
Горка
крена, либо двумя поворотами ЛА вокруг
продольной осн на 180°, либо разворотом
с креном более 90° Г может выполняться
с торможением, с разгоном или на пост ско-
рости Различают пологую Г (угол наклона
продольной осн ЛА на прямолинейном участ-
ке до 45°) и крутую Г (угол более 45°)
ГО РОЩЕ Н КО Борис Тимофеевич (1896—
1974)—сов учёный в области аэроди
намикн самолёта, генерал майор ннж авиац
службы (1943), проф (1939), д р техн
наук (1944), засл деятель науки и техни-
ки РСФСР (1957) В Сов Армии с 1919
Окончил Академию Возд Флота им проф
Н Е Жуковского (1925, ныне ВВИА) С
1926 преподавал там же. в 1941—62 нач ка-
федры динамики полёта В 1929—36 пост
чл Науч -техн к та ВВС РККА Автор
ряда науч трудов по аэродинамике и дина-
мике полета ЛА Награждён орденом Ленина,
2 орденами Красного Знамеии. 2 орденами
Красной Звезды, орденом «Знак Почёта»,
медалями Портрет см на стр 183
ГОРШКОВ Георгий Георгиевич (1881 —
1919)— рус лётчик и воздухоплаватель,
подполковник Окончил офицерский класс
уч воздухоплават парка в Петербурге
(1908), где овладел пилотированием аэрос-
татов и дирижаблей В 1910 освоил полё-
ты на самолёте и стал инструктором в Пе
терб офицерской воздухоплават школе в
Гатчине В 1911 командирован во Францию
для стажировки на самолётах Л Блерио
Работал помощником нач Гатчинской воеи
авиац школы (с 19|4) Летал на ми типах
самолётов В нач 1 й мировой войны наз
начен ком корабля «Илья Муромец», одно
временно наблюдал за формированием н обу-
чением др экипажей эскадры «Муромцев»
С дек 1914 Г в действующей армии, вы-
полнил ок 40 боевых вылетов на бомбар-
дировку и разведку Сражался за Сов
власть против армии Деникина В нач 1919
чл Особого к та Высшей воен инспекции
РККА по возд флоту Необоснованно репрес-
сирован реабилитирован посмертно
ГОРЬКОВСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРО-
ИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ им
С Орджоникидзе — берёт начало от
Горьковского авиац з-да № 21 вошедшего
в строй в 1932 В предвоен годы на з-де
нм С Орджоникидзе выпускались истреби
тели И-5, И-16, пасс самолёт ХАИ-1, было
начато произ-во истребителя ЛаГГ 3 В го-
ды Вел Отечеств войны з-д поставил фрон-
ту более 17 тыс истребителей (ЛаГГ 3,
Ло-5, Ла-7), илн примерно каждый чет-
вёртый из построенных в воеи период
В предвоенные и военные годы КБ завода
возглавляли Н Н Поликарпов и С А Ла-
вочкин После воины завод продолжил
производство истребителей Ла (поршне
вых Ла-9, Ла-11 н реактивных Ла-|5),
а с 1948 его осн продукцией стали
истребители МиГ МиГ 15, МиГ-17, МиГ 19,
МиГ-21, МиГ 25, МиГ-31, их модифика-
ции Пр тие награждено 2 орденами Ленина
(1936, 1970), орденами Октябрьской Рево-
люции (1982), Трудового Красного Знамени
(1941) В 1985 на основе з да образовано
ПО
ГОРЮЧЕЕ — компонент топлива, подверга
ющинся окислению в процессе сгорания в
камере ВРД или ЖРД Эффективность Г
определяется теплопроизводительностью Г
и фнз свойствами продуктов сгорания
(мол массой, теплоёмкостью и др ) В ка
честве Г применяются жидкий водород,
углеводороды, спирты, амины, гидразин и его
алкильные производные, лёгкие металлы и
их гндридиые и органич Производные Г
должно быть стабйльным, иметь малую ток
снчность
Лит Моторные реактивные и ракетные то пл и
ва под ред К К Папок и Е Г СемеНнДО 4 изд
М 1962
ГОРЮЧЕСТЬ — способность вещества, ма
тернала, изделия к самостоят горению
По Г вещества, материалы, изделия, кон-
струкции разделяют на 1) горючие —
способные к самостоят горению после уда-
ления источника зажигания, 2) трудного-
рюч ие — способные к горению под воз
действием источника зажигания, ио не спо
184 ГОРКА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
собные к самостоят горению после его уда-
ления нлн за пределами его воздействия,
3) негорючие — совершенно не способ-
ные к горению
Г зависит от темп-ры. давления, кон
центрации кислорода в воздухе, скорости
потока воздуха, определяющего размера и
степени дисперсности образца, в к-ром
наблюдается горение При этом материал,
негорючий в одних условиях, может стать
трудногорючим или даже горючим — в дру
гих Г конструкций и изделий зависит также
от их формы и размеров, направления рас
пространения пламени и взаимного рас-
положения материалов с разл Г
Горючие в ва. материалы и т п подраз-
деляют по воспламеняемости легковое
п л а м е н я ю щ и ес я — способные воспла-
меняться от кратковрем воздействия ис-
точников зажигания с низкой энергией (пла
меии спичкн или газовой горелки, горящей
сигареты, искр электро или газосварки и
т д), с ре д н е в о с п л а м е н я ю щ и ес я —
способные воспламеняться от длит воздей-
ствия источников зажигания с низкой энер-
гией, трудновоспламеняющиеся —
способные воспламеняться только под воз
действием мощных источников зажигания
Лабораторные методы, как правило, не поз
воляют оценить истинную Г нового матерна
ла или изделия в условиях эксплуата-
ции Для реальной оценки Г используют
крупномасштабные огневые опыты или ме
тоды матем моделирования пожаров
Применение легковоспламеняющихся ма
термалов в конструкциях и интерьере любых
обитаемых помещений и на ЛА недопустимо
Междунар практика показывает что ма
терналы средней воспламеняемости в ЛА
также не применяются, а использование
трудновоспламеняющихся ограничено лишь
мелкими деталями (рукоятками, кнопками
ит п ), удалёнными от потенциальных
источников зажигания В салонах, кух-
нях. туалетах, багажных н др помешени
ях пасс ЛА должны применяться только
негорючие и трудногорючие материалы
Кроме пониженной Г , авиац материалы
должны также обладать низкой склонностью
к дымообразованию и невысокой токсич-
ностью продуктов горения
Лит Монахов В Т Методы исследования
пожарной опасности веществ 2 изд М 1979
ГОРЯЙНОВ Александр Александрович
(1901—74) — один из основоположников
норм прочности, создатель и руководитель
науч -информац службы авиац пром-сти
СССР Окончил МВТУ (1925) С 1924 в
ЦАГИ начал исследования внеш нагру
зок на самолёты В 1926 совм с Г Н Кузь-
миным создал первые в СССР «Нормы
прочности самолётов» В 1926—33 Провёл
ряд важных исследований по прочности авиа
конструкций Одни из авторов и ответств
редактор 3 томного «Справочника авиа-
конструктора», изданного в 1937—39 На-
граждён орденами Трудового Красного
Знамени, Красной Звезды, «Знак Почёта»,
медалями
ГОРЯЙНОВ Николай Иосифович (1923—
76)—сов летчик испытатель, полковник,
засл лётчик испытатель СССР (1967), Ге
рой Сов Союза (1957) Окончил Батайскую
воен авиац школу лётчиков (1943). Школу
лётчиков-нспытателей (1953) С 1953 на нс
пытат работе Провёл комплекс заводских
испытаний сверхзвук стратегии бомбарди
ровщика М 50 Участвовал в заводских
испытаниях стратегия бомбардировщика
ЗМ, в отработке систем дозаправки само-
лётов в воздухе На самолёте ЗМ (201М)
установил два мировых рекорда высоты по-
лёта Награждён 2 орденами Ленина, ор-
деном Красного Знамени, 2 орденами Крас
ной Звезды медалями
Г Г Горшков	А А Горяйнов
ГОРЯЧАЯ КОНСТРУКЦИЯ — одна из воз
можных термосиловых схем конструкции
сверх и гиперзвуковых ЛА, испытывающих
в полёте воздействие аэродинамического
нагревания В Г к не предусматривает-
ся к л спец системы теплозащиты, поэто-
му темп ра её элементов, образующих внеш
обводы аппарата, близка к температуре
равновесной Средние значения темп ры этих
элементов достигают весьма высоких значе-
ний (напр . темп ра Т ниж пов сти само
лёта при полёте с крейсерской скоростью,
соответствующей Маха числу М==3, достн
гает 600 К, при М—6— ГдаЮООК. при
М= 10—Ttv 1500 К), что приводит к необ-
ходимости использовать в качестве конст
рукц материалов сталь и сплавы на основе
титана, никеля, тугоплавких металлов
Нестационарное н неравномерное темпе
ратурное поле Г к , обусловленное разли-
Рнс 1 Управление температурным полем кессонного
крыла горячей конструкции 1 — панели с сотовым
запо чнителем 2 — термосопротивление, 3 — гофри
рованные стеики 4 — теплоизоляция уменьшаю
щая радиационное нагревание панетн верхней по
верхности крыта
Рис 2 Термокомпенсированная конструкция 1 —
подкрепленные гофром па нет и обшивки 2 — термо
компенсатор, 3 — гофрированная стенка
чнем местных коэф
теплоотдачи, нали-
чием внутреннего ра-
диационного теплооб-
мена, различием теп-
лоёмкости и тепло
проводностн элемен-
тов и нх соединений,
может вызывать в
конструкции значит
температурные на-
пряжения и деформа
цин (выпучивание)
Поскольку темпера-
турные напряжения,
достигающие значит
доли (40—60%) на
пряжений от внеш нагрузок, существенно
снижают несущую способность конструкции,
Г к придаются свойства, обеспечивающие
её способность противостоять тепловым
воздействиям Снижение температурных на-
пряжений в конструкции в осн достигает-
ся путём обеспечения более благоприят
ного температурного поля соответствующей
комбинацией теплоемкостей элементов и тер-
мосопротивленнй между ними (рис I),
введением термокомпенсаторов между эле-
ментами с разл тепловой деформацией (рис
2 н 3). разделением элементов конструк
ции по нх ф циям на силовые, восприни-
мающие общие нагрузки, действующие на
конструкцию, и экраны, к-рые восприни
мают местные поверхностные нагрузки и
предохраняют силовые элементы от иитен
сивных тепловых воздействий (рис 3)
Использование в Г к трехслойных и гоф-
Рнс 3. Экранированная конструкция крыла I -
силовой ферменный каркас. 2 — обшивка экран,
3 — термокомпенсатор
рИров элементов способствует повышению
их термоустойчивости и предотвращению
термовыпучивания
Высокая средняя темп-ра элементов Г к
приводит к ползучести материала, из к рого
изготовлен элемент Поскольку единств
способом снижения скорости ползучести
элементов Г к является ограничение дей-
ствующих в ннх напряжений, с целью сни-
жения массы конструкции панели внеш
пов сти ЛА могут проектироваться на мень-
ший. чем у осн конструкции, ресурс По-
ложит свойствами Г к являются независн
мость проектного значения её массы от тре
буемой продолжительности полёта и высо-
кие эксплуатац качества
Применение Г к целесообразно в тех
местах конструкции ЛА. где равновесная
темп ра не превышает допустимую для рас-
сматриваемого конструкц материала и от-
сутствует необходимость в дополнит тепло-
защите внутр объёмов для размещения по-
лезной нагрузки экипажа, топлива и т д.
в В Лазарев
ГОСАВИАНАДЗОР СССР, Государст-
венная комиссия по надзору за
безопасностью полётов воздуш-
ных судов при правительстве
СССР — общесоюзный орган, к-рый осуще-
IBS
www.vokb-la.spb.ru - Сам

ствлял гос надзор за обеспечением безопас-
ности полетов возд судов, в частности за
соблюдением действовавших в СССР пра
внл полётов, правил руководства возд дви
женнем, правил произ ва, эксплуатации и
ремонта гражд возд судов, за соблюде
нием правил подготовки авнац персонала
в части, касающейся обеспечения безопас
ности полётов, за соблюдением Норм лет
ной годности (НЛГ) гражд возд судов и
правил их сертификации, норм годности к
эксплуатации гражд аэродромов и их обо
рудования, а также правил сертификации
гражд аэродромов В ф пни Госавиаиадзо-
ра СССР входил контроль за разработ
кой и проведением в установл сроки про
филактич мероприятий, направленных на
повышение безопасности полётов гражд
возд судов и надёжности авиатехники
Госавианадзор СССР осуществлял про
ведение служебного расследования тяже
лых происшествий на территории СССР с
гражд самолетами первого и второго
классов, вертолётами первого класса, а при
необходимости н в др случаях (см Клас-
сы самолетов и вертолетов) Проводил рас
следование авиац происшествий с возд
судами иностр гос-в на территории СССР
и участвовал в расследованиях авиац про-
исшествий с самолётами СССР на террито-
рии др гос в При Госавианадзоре СССР
функционировала н и лаборатория методов
и средств расследования авиац пронсшест
внй для оперативного проведения работ, свя
занных с обработкой н анализом полет
нон информации, получаемой при проведе
нии расследования, а также с анализом
состояния безопасности полетов возд судов
Госавианадзор СССР осуществлял конт-
роль за правильностью классификации, объ
ективностью и качеством расследования
авиац происшествий и инцидентов, прини-
мал участие в разработке профилактнч
мероприятий, направленных на повышение
безопасности полётов Вёл учет авиац про
исшествий и анализ состояния безопас-
ности полётов, осуществлял методич руко
водство подготовкой специалистов по рассле-
дованию авиац происшествий Госавиа
надзор СССР выдавал сертификат летной
годности на тип гражд возд судна, если по
результатам заводских, гос и эксплуатац
испытаний установлено его соответствие дей-
ствовавшим в СССР НЛГ
Решение Госавианадзора СССР по воп-
росам, относящимся к его комлетеицни,
являлись обязательными для всех мин в, гос-
комитетов, ведомств, пр тий, учреждений и
орг-ций
ГОСУДАРСТВЕННЫЕ ИСПЫТАНИЯ ле
та тельного аппарата проводятся с
целью определения соответствия хар к и по-
казателей ЛА заданным требованиям и нор
мам в объёме, необходимом для при-
нятия решения о запуске ЛА в серий
ное произ-во н внедрении в эксплуата
цню В процессе Г и оценивается уро
вень унификации и стандартизации комп-
лектующих агрегатов и изделий с учё
том требуемой технологичности и ресур-
са, определяется достаточность средств
наземного обслуживания и оборудования длг
нормальной эксплуатации ЛА, готовятся
материалы для отработки руководств по лёт
ной и наземной эксплуатации Г и про-
водятся представителями заказчика с учас-
тием представителей пром-сти При сложных
испытаниях опытных ЛА (на прочность,
сваливание, штопор и др ) используются
воздушные и наземные средства (лета
ющие лаборатории и летающие модели,
лёт ио-моделирующие комплексы)
Гии заводские испытания могут быть
объединены в совместные Г и, про
водимые испытательной бригадой, в сос-
186 ГОСУДАРСТВЕННЫЕ
тав к-рой входят специалисты заказчи-
ка и исполнителя, под рук гос комиссии
Программа Г н (совместных Г и ) пре
дусматривает все виды испытаний, необ-
ходимых для определения и оценки соот
ветствня хар-к и показателей ЛА задан
ным требованиям и нормам с целью выдачи
рекомендаций о пригодности ЛА и его сос
тзвных частей для принятия на снабжение
и внедрения в серию По результатам этих
испытаний формируются техи условия на
поставку серийных ЛА
Лит Задачи и структура летных испытаний
самолетов и вертолетов М 1982 А А Лапин
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НАУЧНО-ИС-
СЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ АВИА-
ЦИОННЫХ СИСТЕМ (ГосНИИАС) Создан
в 1946 на осн отделов ЦАГИ и ЛИИ Раз
рабатывает концепции перспективных авиац
комплексов и систем, отрабатывает и ис-
пытывает авиац системы и бортовое обо
рудование ЛА методами матем и полуна
турного моделирования на динамич стендах
н полигонах Ин т располагает вычислит
центром и эксперим базой, позволяющими
воспроизводить условия полёта и функци
онироваиие бортовых систем ЛА Награждён
орденом Трудового Красного Знамени
(1977)
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НАУЧНО-ИС-
СЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖ-
ДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ГосНИИ ГА) —
институт, разрабатывающий вопросы, свя-
занные с эксплуатацией гражд авиации
Учреждён решением СНК СССР в окт 1930
в Москве С 1962 ин-т располагается в р ие
аэропорта Шереметьево Создание ГосНИИ
ГА (до 1954 НИИ ГВФ) связано с актив
ным развитием возд транспорта и нача-
лом широкого использования авиации в иар
х-ве Оси задачи ин-та внедрение в эк-
сплуатацию новых типов самолетов и вер
толётов, создание тренажеров, совершен-
ствование лётной и техн базы самолёт
но-вертолётного парка, разработка методов
обеспечения безопасности полетов, повыше
ние эффективности и экономичности ЛА,
медико гигиенич обеспечение полётов и раз
работка методов отбора и подготовки лёт-
ного состава, исследование перспектив раз-
вития возд транспорта и потребностей гражд
авиации в новой технике ГосНИИ ГА рас-
полагает всеми структурными подразделе
ниями, необходимыми для решения важней
Ших проблем развития гражд авиации
В ин-те имеются летно-испытат комплекс,
центры науч орг цнн труда и научно техи
информации ГосНИИ ГА участвовал в про
ведении гос лётных испытаний мн типов
гражд самолётов, в т ч Ил-62, Ту-154,
Як 42, Ил-86 Издаются «Труды» н сбор
ники научно техн информации Награжден
орденом Трудового Красного Знамени
(1973)
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ПРОЕКТИО-
ИЗЫСКАТЕЛЬСКИЙ И НАУЧНО-ИС-
СЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖ-
ДАНСКОЙ АВИАЦИИ — см «Аэропроект»
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СОЮЗНЫЙ СИ-
БИРСКИЙ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬ-
СКИЙ ИНСТИТУТ АВИАЦИИ (СибНИА)
им С А Чаплыгина Создай в июне
1946 на базе Новосибирского филиала
ЦАГИ, к рый образовался в авг 1941
на основе эвакуированных лабораторий н
отделов ЦАГИ и возглавлялся С А Чап
лыгиным Специализируется в области проч-
ности (осн направление), аэродинамики и
бортового оборудования ЛА Ин т распола
гает необходимой эксперим базой для
лабораторных исследований по осн тема-
тнч направлениям втч для испыта
ний на прочность ЛА разл классов н их
агрегатов, опытным произ вом, вычислит
центром Издает «Труды», тематич сборники
«ГОТА» (Gothaer Waggonfabnk)—ваго-
иостроит фирма Германии, производившая
также ЛА В годы I и мировой войны (с
1917) строились тяжёлые двухдвигат бом-
бардировщики G IV и G V (рнс в табл VIII)
Авиац произ во возобновилось в 1934 Сиа
чала «Г * была привлечена к стр-ву лёгких
служебных и тренировочных самолётов, а
затем бомбардировщиков Do 17 фирмы
«Дорнье» В 1941 выпустила трансп бук-
сируемый планёр Go 242
«ГРАЖДАНСКАЯ АВИАЦИЯ» — ежеме-
сячный иллюстрированный массовый жур
нал Осн в мае 1931 как орган Всес объе
динения ГВФ, с 1932 орган Гл управле
ния ГВФ при СНК СССР Перерыв в из
Дании с июня 1941 по янв 1955 С авг
1964 орган МГА СССР, с февр 1971 также
и ЦК профсоюза авиаработников Журнал
освещает вопросы развития возд траиспор
та, экономики и техн прогресса гражд
авиации, применения авиации в нар х-ве,
пропагандирует опыт передовых коллективов,
новаторов произ-ва Награждён орденом
Дружбы народов (1981)
ГРАЖДАНСКАЯ АВИАЦИЯ СССР — сос-
тавная часть единой транспортной системы
и нар -хоз комплекса СССР, обслуживала
потребности нар х ва и населения в возд
перевозках, использовалась вс х ве, для аэ
рофотосъёмки местности, разведки полезных
ископаемых и др работ 17 января 1921
декретом «О воздушных передвижениях»
устанавливались правила полётов для сов
и иностр возд судов над территорией
РСФСР н её терр водами Положения дек
рета легли в основу Воздушного кодекса
СССР (утвержд в 1932, 1935, 1961, 1983)
В нояб 1921 было образовано смешанное
«Русско-германское об-во возд сообщений»
(«Дерулюфт») Регулярные полёты по лер
вой междунар почтово пасс линии Москва
—Кенигсберг открыл 1 мая 1922 пилот И Ф
Воеднло (в 1926 линия была продлена до
Берлина, на ней работали такие известные
лётчики, как Н П Шебанов, В С Рутков
скнй и др )
В нач 20 х гг самолёты стали при-
меняться помимо транспортных и на др
видах работ В июле 1922 на моек (Ходын
ском) аэродроме пилот Н П Ильзин про
вел опытные полёты по опрыскиванию рас-
тений ядохимикатами для уничтожения вре
днтелей и болезней с х культур К этому
же времени (лето 1922) относится проведе-
ние аэрофотосъёмки дна Каспийского м,
цель к-рой — разведка его нефтеносных уча-
стков 1 дек 1922 при Гл управлении Ра-
боче Крестьянского Красного Воеи -Возд
Флота (Главвоздухфлот) была создана
Инспекция ГВФ, призванная разрабатывать
мероприятия по развитию гражд авиации
н осуществлять контроль за её деятельно-
стью
9 февр 1923 Совет Труда и Обороны
(СТО) принял постановление об орг-ции
Совета по гражд авиации при Главвоз-
духфлоте Этот день стал офиц датой рож
дения Г а СССР Инспекция ГВФ явля-
лась исполнит и техн органом Совета
В состав его вошли представители Глав
воздух флота, ВСНХ, наркоматов иностр дел,
торговли, путей сообщения, почт и телегра
фов Совет руководил всей деятельностью
Г а СССР 17 марта 1923 было создано
первое авиатрансп пр тие РСФСР — к Доб-
ролёт» В том же году аналогичные об ва
появились на Украине — «Укрвоздухлуть» н
в Закавказье —«Закавиа» (в дек 1929
на их базе организовано единое об во
«Добролёт СССР») Созданное в марте
1923 Общество друзей воздушного флота
(ОДВФ) уже через 3 мес имело в своих ря-
дах 196 895 чел, а через год — ок I мли
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
чел ОДВФ сыграло важную роль в укреп
Ленин материально-техн базы, пропаганде
достижений Г а СССР 15 июля 1923 от-
крылась первая в СССР регулярная возд
линия Москва —Ниж Новгород, первый рейс
выполнил пилот Я Н Моисеев 19 окт
1923 СТО утвердил ориентировочный план
развития возд линий на 1924—26, предус
матривавший открытие новых авиалиний
протяжённостью СВ 6 ТЫС км в инду
стрнальиых р нах, а также в Сибири, на
Дальнем Востоке, в Закавказье н Ср Азии
Освоение сов авиаторами возд путей
проходило в сложных условиях, фактичес-
ки не было средств навигации и связи,
метеорол обеспечения полётов Однако не
смотря на эти трудности, значение авиа-
ции как трансп средства нз года в год воз
растало На внутр линии вышли отечеств
самолеты АК 1, У 2, К 5, АНТ 4 Успешно
эксплуатировался самолёт ПМ-1 на трассах
Москва — Ленинград, Москва — Берлин В
1926 начались полёты из СССР в МНР по
авиалинии Верхнеудииск (ныне Улан Удэ) —
Урга (ныне Улан Батор), а в 1927 были от
крыты линии Ленинград— Берлин, Таш-
кент — Кабул За 1923—28 ГВФ перевез св
28 тыс пассажиров и ок 700 т грузов В 20-е
гг совершались перелеты с целью осво-
ения новых возд трасс, проверки качест
ва отечеств самолётов и двигателей В них
участвовали Б К Веллинг, М М Громов,
А Н Екатов, А И Томашевский, С А
Шестаков и др пилоты
Для успешного решения задач, постав
ленных перед Г а СССР в годы предвоен
пятилеток, требовались новые, оолее
совершенные формы её орг-ции В связи с
этим 23 февр 1930 Совет по гражд авиа-
ции был упразднён, а его ф-ции переданы
Гл инспекции В целях дальнейшей центра-
лизации деятельности Г а СССР 29 окт
1930 постановлением СНК СССР образо-
вано Всес объединение ГВФ (ВОГВФ)
прн СТО («Добролет» и Гл инспекция
упразднены) 25 февр 1932 ВОГВФ было
преобразовано в Гл управление ГВФ
(ГУГВФ) прн СНК СССР, получившее назв
«Аэрофлот» В подчинении ГУГВФ находи-
лись хозрасчётные тресты «Трансавиация»,
«Сельхозавиация» и др , к рые 19 мая 1934
постановлением СНК СССР были лнквиди
рованы, вместо них образованы 12 терр
управлений Г а СССР Московское, Укра
инское, Среднеазиатское, Закавказское, Ка-
захское, Северо Кавказское, Западно Сибир
ское, Волжское, Уральское, Восточно-Сибир
ское. Дальневосточное, Северное ГУГВФ
были переданы из Наркомзема СССР
сельскохозяйственная авиация (нояб 1932)
к из Наркомздрава СССР санитарная ави
ация (нояб 1937) Для работников Г а
СССР в 1932 были введены форменная
одежда и знаки различия В 1935 учрежден
нагрудный знак «Отличник Аэрофлота» В
30-е гг получили развитие возд сообще-
ния в центр р-нах страны, в Казахстане
(авиалинии соединили Алма Ату с Куста
наем, Акмолинском, Карагандой и др),
иа европ Севере (линия Архангельск —
Сыктывкар и Др), в Сибири и на Дальнем
Востоке
Задачи по обслуживанию н -и экспеди
ции в сев широтах, ледовой разведке и
проводке судов решало управление поляр
ной авиации, входившее в состав Глав
севморпути (организовано 17 дек 1932)
Беспримерная в истории возд трансп опе-
рация по спасению участников экспеди
ции на пароходе «Челюскин» продемонстри
ровала мужество пилотов, большие возмож-
ности отечеств самолётов (см Челюскин-
ская эпопея) Видное место в покорении
Сев полюса заняла Арктическая в(>1душная
экспедиция 1937
В 1940 в СССР насчитывалось 150 круп-
ных аэропортов, часть к рых была обору
дована системой слепой посадки «Ночь 1»
(принята в эксплуатацию в 1939) Парк
Г а СССР пополнился новыми пасс само
лётами ПС 35 и ПС 84 (Ли 2}, имелась
большая сеть местных линий во всех р иах
страны В 1940 было перевезено 410 тыс
пасс , 475 тыс т грузов, 14,6 тыс т почты
В 20 - 30 х гг Г а СССР возглавляли
П И Баранов (1924— 30), А 3 Гольцман
(1930—33), И С Уншлихт (1933—35), И Ф
Ткачёв (1935—38), В С Молоков (1938 -
42)
В начале Вел Отечеств войны ГУГВФ
в оперативном отношении подчинялось Нар
комату обороны Были сформированы шесть
авиагрупп ГВФ особого назначения, три
авиаотряда Для авиац обеспечения частей
ВМФ и эскадрилья связи В мае 1942 ГУГВФ
подчинено командованию ВВС Красной Ар-
мии в ноябре на базе авиагрупп созда-
ны отд авиаполки ГВФ и три авиадиви
зин транспортная, связи и перегонки са-
молётов Гражд авиаторы на самолётах
Ли 2, ПС 40, У 2 и др совершали полёты
к линии фронта и в тыл врага, обеспе
чивали действия партизан, доставку десан-
тов. вооружения, боеприпасов, продовольст-
вия, оказывали интернац помощь участии
кам Сопротивления Болгарии, Польши,
Чехословакии, Югославии За годы Вел
Отечеств войны экипажами Г а СССР
иа фронте и в тылу перевезено более 2
млн 350 тыс чел и 278 тыс т грузов Толь
ко с посадкой в тылу врага ими соверше
ио св 19 тыс самолёте вылетов, переве-
зено 27 574 чел , 4549 т грузов Ратный под-
виг гражд авиаторов был высоко оценён
более 12 тыс> чел отмечены наградами
СССР, 6 фронтовых подразделений пре-
образованы в гвардейские, 12 присвоены
почётные наименования, 9 награждены орде
нами и медалями, 15 авиаторам присвоено
звание Героя Сов Союза После оконча-
ния войны осуществлен ряд важных меро
прнятий по восстановлению разруш объек
тов Г а СССР и развитию сети возд со-
общений В результате напряженной работы
к кон 1945 быди подготовлены к эксплу-
атации в сложных метеоусловиях и ночью
аэропорты на трассах Москва —Иркутск,
Москва — Ташкент — Алма Ата, Москва—
Баку — Ашхабад В целом по стране в
1945 объём авиаперевозок возрос вдвое по
сравнению с 1940
Г а СССР оснащалась новой авиац
техникой — самолётами Ил-12, Ан 2, Ил-14,
Як 12 С 1954 началось широкое внед
рение в эксплуатацию вертолётов Ми 1 и
Ми 4 В сер 50-х гг аэропорты I го клас-
са начали оборудоваться курсоглиссадной
системой посадки СП-50 Широкое внедрение
УКВ радиосвязи значительно повысило one
ративность управления возд движением и
качество радиообмена между работниками
службы УВД и командирами возд судов
В мае 1954 ГУГВФ было подчинено СМ
СССР Знаменательным стал 1956, когда на
авиалинии вышел первый сов реактивный
пасс самолёт Ту 104 15 сент 1956 на са
молете Ту-104 был выполнен первый регу
лярный рейс с пассажирами по маршруту
Москва — Иркутск В этом же году само
лёты Ту 104 стали летать на линиях Москва—
Тбилиси, Москва— Ташкент, Москва—Хаба
ровск, а 12 окт 1956 состоялся первый
рейс по междунар тинии Москва - Прага
В 50 х гг созданы и первые сов тур
бовинтовые пасс самолёты К кон 50 х гг на
возд трассах эксплуатировались магист
ральные самолёты Ту 114, Ту 104, Ил 18,
Ан-10 и самолеты местных авиалиний Ил 14,
Ли 2 и Ан 2 В разл отраслях нар х ва ис
пользовались многоцелевые вертолёты Ми 6,
www.vokb-la.spb.ru
Ко-15, Ка-18 В 1958 аэродромы стали осна-
щаться прожекторами н линзовыми огня-
ми высокой интенсивности, а с I960—
радиомаяками ближней навигации, поз-
волявшими экипажам в любое время су
ток определять своё местонахождение на
трассе
В 60 е гг в Г а СССР проведён ряд орга
ннзац мероприятий, направленных на цент-
рализацию н улучшение деятельности от
расли 3 янв 1960 в ведение ГУГВФ была
передана полярная авиация Главсевморпутн
27 июля 1964 на базе ГУГВФ образовано
общесоюзное Мин-во гражд авнации (МГА),
на к-рое возлагалось руководство возд
транспортом как составной частью нар
х-ва СССР В подчинении МГА (оргаинзац
структура сохранилась воен до кон 80 х гг )
находились управления гражд авиации во
всех союзных республиках, выполнявшие
как трансп работы, так и работы по при
менению авиации в нар х-ве, Трансп
управление междунар возд линий (с февр
1971 Центр управление междунар возд
сообщений — ЦУМВС), отраслевые вузы н
ср спец уч заведения, авиаремонтные
з-ды, н -и орг-ции, строит монтажные уп-
равления Расширению географии полётов
на трассах союзного значения спо-
собствовали поступившие в Г а СССР ре-
активные Самолёты Ту-124, Ил-62, Ту-134,
иа линии местного значения вышли ком-
фортные самолёты Ан-24 и Як-40 Укреп
лялась н наземная материально техн база
отрасли В 1970 перевезено 71,4 млн пас
сажиров, 1516,2 тыс т грузов, 328,2 тыс т
почты 14 нояб 1970 СССР вступил
в члены Международной организации граж-
данской авиации (ИКАО)
В рамках ИКАО сов специалисты участ-
вовали в подготовке междунар правовых
норм, связанных с ответственностью за
ущерб, причинённый возд судном, внесли
вклад в разработку конвенции о правах н
обязанностях командира возд судна СССР
был инициатором принятия решения об уси-
лении деятельности ИКАО в вопросах ис-
пользования космич техники для нужд
гражд авиации
В 70—80-х гг работы по совершенст-
вованию Г а СССР продолжались В 1972
была внедрена АСУ «Сирена» для броин
рования и продажи билетов на внутр авиа-
линиях, имевшая выходы на лульты-мани-
пуляторы более 40 агентств «Аэрофлота»
в крупных городах страны 9 февр 1972
состоялся первый рейс турбореактивного
самолёта Ту-154 нз Москвы в Минеральные
Воды В том же месяце самолёты Ту-154
начали летать по трассе Москва —Симфе-
рополь, а через год — Москва — Челябинск
В окт 1974 сибирские авиаторы освоили
на этом самолете авиалинию Новосибирск—
Москва В 1976 самолёты Ту-154 связали
возд сообщением Москву с Алма Атой,
Братском, Барнаулом, Ереваном В Яку-
тии и Ср Азии проходили эксплуатац
испытания 17 местные самолёты Л 410 произ
ва Чехословакии, предназначенные для мест-
ных возд линий, в Тюмени — самолёт
Ил-76Т грузоподъёмностью 40 т Поступ
ление в Г а СССР новой техники, рас-
ширение географии полётов требовали уско-
ренного стр-ва аэровокзалов, гостиниц, гру
зовых складов В 1971 — 76 были ностро
ены и сданы в эксплуатацию аэровокза
лы общей пропускной способностью 20 тыс
пассажиров в 1 ч (среди крупных — Ле
нинградский, Алма Атиискнй, Минский, Ма
гаданский и др ), гостиницы в Тюмени, Крас
ноярске, Сургуте, Чите, Салехарде и др
Рост интенсивности возд движения, эксплу
атация скоростных многоместных самоле
тов и сложной наземной авиац техник!
вызвали необходимость осуществления ком
Самолёт срадлщ,	* в л в.
40“
рнднси
О
qq Энввтсю
Лонещр
РЕ**ьяви
Насабланн
ТРИПОЛИ
КАИР
СУД
АНГОЛА
ГЕР/4 А д
И В И Я I
! ЕГИП1
Нусдибу
НУМШО
КАБО ВЕРДЕ
ЯРАЯ*
Б Ар ДЖ У
БМС1
КОНАКРИ
ФРИТАУН
МОНРОВИЯ _
18^
ЛОНДОН '
оариж*^т;
жны
МИКОСЦИ^
БЕЙРУТ
ТЕЛЬ ДВМВ
тггггг.vokb»la.spb.i'u  Оамолбт своими руками?!-------------
хЕльсинхиХвД'
° Е Д ин
Е и Н
МЕЖДУНАРОДНЫЕ
АВИАЛИНИИ „АЭРОФЛОТА**
х? ,-V^EfJ)b4»nv/ *иигстон\ 3
САН САЛЬВАДОР
мдн*гу*^9^
&

22*^

^багамские острова
0^рЕНС Северный тропт
t^lgCAH ГО ДОМИНГО
" 2 3
• Г’*П(1рТ.0ф<г]Ек|н
КАРАКАС /
' ДЖОРДЖТАУН
Щр АМАРИ М
& I ’/
1 о КАЙЕННА
БРАЗИЛИЯ*
^•1 воллвияХ.

асунсьо
Бяда^ “ОН1ЕВИДЕО


б^ДдпЁш№'?₽££3
вы£,*д£йич5
тирднаМ '
"jpo?

САН ТОМЕ
БРАЗЗЛВДЛТ
БУЖУМБУРДЖ^ЗО
КИНШАСА	-т31
ЭР рия)г
%
оинд^уЛ^Г* 2?
аиг«1»4риоТ
/’j, МАДАГАСКАР
160°
геве₽40
вОси6ирсЧив
МАЛЕ
«<»г„
К Ъаика
52
ТЁП РАН
мьян
КЕЛЬСИИ
Чог
Львов
РУМЫНИЯ
БУХАРЕСТ
Саломеи
'Риис
*^0
w w ил ukb-Li.spb.i^1- С'лвГйлЕ1! 1вии4и
40“
СЕУЛ
53
Vtok*o
0®ИИ
*М БОЛ ГАРИ
Б|о«вр“вйы
КУАЛ1 ЛУ
________СИНГАПУР
УЛАН-БАТОР'
М О Н Г О
1ЯЕНв7\’* ¥/w/i/wJx
нишояве
'ДАЛЕ ШТ
СЕЙШЬЛЬСК!
//ОСТРОВА
ВИКТОРИЯ
РСКИЕ ОСТРОВА
маврикия
’порт ЛУИ
ИИ Дени
Урунш
Мадрас
\49
Ч1РИ ЛЛНКА
Цифрами на карте обозначены государства		
1	Ирландия	11 Чехословакия
2	Финляндия	12 Португалия
3	Дания	13 Андорра
4	Нидерланды	14 Албания
5	Бельгия	
6	Люксембург	Сокращения
7	Г ерманин	Дюсс - Дюссельдорф
8	Швейцария	Эр -Эрфурт
9	Лихтенштейн	Л Леипциг
10	Австрия	-Франкфурт иа Майне
’44»

Цифрами на нарте обозначены			
	Америка	27	Сан-Томе и Принсипи
1	Ямаииа	28	Джибути
2	Гаити	29	Уганда
3	Доминиканская	30	Руанда
	Республика	31	Бурунди
4	Тринидад и Тобаго	32	Малави
5	Белиз	33	Зимбабве
6	Г влемапа	34	Свазиленд
7	Г ондурас	J5	Лесото
8	Cai ьвддор		Азия
9	Никарагуа	36	Ливан
10	Носта-Рина	37	Сирия
11	Панама	38	Иордания
12	Суринам	39	Израиль
13	Геиаиа (Фр)	40	Кувейт
	Африка	41	Натар
14	Тунис	42	Объединенные Арабские
15	Г амбия		Эмирвты
16	Га инея-Бисау	43	Йеменская Республика
17	Сьерра Леоие	44	Непал
18	Либерия	45	Бутан
19	Нот-д Ивуар	46	Бангладеш
20	Буркина-Фасо	47	Лаос
21	Гана	48	Вьетнам
22	Того	49	Камбоджа
23	Бенин	•	50	Малайзия
24	Камерун	51	Бруней
25	Центральноафриканская	52	КНДР
26	Республика Экваториальная Гвинея	53	Республика Корея
	Международные пассажирские		
	авиалинии	(даны иа	1990 г)
Лубровн
СУ**И“
плексных мер по обеспечению безопасности
и повышению регулярности полетов В февр
1973 при МГА были созданы Госааианадзор
СССР и Госавиарегистр СССР, преобразо-
ванные а сент 1986 в Государственную
комиссию по надзору за безопасностью по
лётоа при СМ СССР Для совершенство-
вания УВД аэропорты оснащались новыми
маркерными радиомаяками системы посадки
и азимутально дальномерными радиомая
ками ближней наашации Магистральные
самолёты Ил 62, Ту 154, Ту 134 оборудо-
вались новой системой регистрации парамет-
ров полёта, более совершенными бор-
товыми радиостанциями КВ и УКВ диапа
зонов В 1971—75 расширились связи
«Аэрофлота» с авиакомпаниями зарубежных
стран В нояб 1972 самолет Ил-62М про
дожил аозд трассу из Москаы через Ал-
жир и Рабат в Гааану Начались полеты
по линиям Москва — Лондон — Нью-Йорк,
Москва — Париж - Монреаль Успешно эк-
сплуатировалась Транссиб авиамагистраль
между Зап Еаропой и Японией через СССР
курсировали самолеты «Аэрофлота», за
рубежных авиакомпаний «ДЖАЛ», «Эр
Франс», «САС» «Люфтганза» и др СССР
внёс важные предложения в ИКАО по со-
вершенствованию методоа возд навигации,
разработке стандартов на авиац техни
Ку внедрению метрич системы единиц
Продолжая наращивать объем работ по об-
служиванию отраслей нар х-ва, Г а СССР
внесла значит вклад а освоение нефтя-
ных и газовых месторождений, стр-во газо
проводов и иефтепроаодов Мн работы
по транспортировке тяжеловесного крупно
габаритного оборудования выполнялись с по-
мощью самолетов Ил-76Т и вертолётов
Ми 6, Ми-8, Ми-10К Расширению масшта-
бов аэрофотосъемочных работ способство
вало поступление в Г а СССР новых са-
молётоа-аэрофотосъёмщиков Аи 30 В 1971 —
75 была сфотографирована площадь 28 мли
кмг В сельской местности широкое распро
страиеиие получило стр во опорных баз и аэ
родромов с твёрдым покрытием ВПП (к кон
80-х гг их насчитывалось св 2000 и св
400 строилось) На полях Казахстана еже
годно участвовало в работах по уннчто
жению сорняков ок 900 самолетов Обра-
батываемая с воздуха площадь с х угодий
в Нечерноземной зоне РСФСР составляла
80 млн га Росли объёмы авиац работ
по охране лесных богатств страны, обра
ботке хлопчатника В сер 70 х гг Г а
СССР стала рентабельной отраслью нар х ва
страны В 1975 «Аэрофлот» переаёз 98,1
млн пассажиров, 2091,4 тыс т грузов,
380 9 тыс т почты
В 1976 80 было построено св 80 аэ
роаокзалоа общей пропускной способностью
ок 20 тыс пассажиров а 1 ч В их числе
Шереметьево-2 в Москве, аэродромные ком
плексы а Таллинне, Фруизе Ереване, Вла
дивостоке и др Реконструкция Виукоаско
го аэропорта в Москве повысила его про
пускную способность до 4100 пасс в 1 ч
Построено и реконструировано 25 ВПП для
приёма самолетов Ил 62 и Ту 154 в Пет
ропавловске Камчатском, Хабаровске, Крас
ноярске, Пеаеке и др После аведения в
эксплуатацию в янв 1977 первой отечеств
АСУ «Старт» в ленингр аэропорту Пул
ково ею были оснащены аэропорты в Кие
ве (Борисполь), Ростоае на Дону, Мине
ральных Водах. Сочи В 1981 введена в
действие АСУ в моек возд зоне, рас
считанная иа одноврем обработку данных по
325 самолётам находящимся в воздухе
Продолжалось оснащение самолетов Ил 62,
Ту 154, Ту 134 комплексом средств автома
тизир захода иа посадку в сложных ме
теоусловиях В целях экономии авиац топ
лива проводилась дальнейшая работа но
«спрямлению» трасс широкому использова-
нию тренажерной техники
В кон 70-х гг введены в эксплуата
нию 350 местный широкофюзеляжный пасс
самолёт Ил 86 и ближний магистральный
пасс самолет Як 42 В 80 е гг созданы
пасс самолеты нового поколения — широко
фюзеляжный дальний магистральный само-
лёт Ил 96 300, ср Mai истральный самолёт
Ту 26 * jMt iei И. ' I-. Д'щ й II Л Htj 1 i
К nuH i',i x гг «Аэ[ ,-iot» перево
ежегодно более 120 м ш пассажиров,
< 3 тыс т грузов, св 400 тыс т почты На
долю возд транспорта приходилось до 20%
общего пассажирооборота СССР, а на даль
них магистралях (4 тыс км н более) —
са 80% Доля авиаперевозок в грузообо
роте страны была невелика (менее 0,1%)
Самолёты Г а СССР выполняли регуляр-
ные полеты в 4000 городов и насел пунк
тов Сов Союза и в аэропорты почти 100
зарубежных гос-в (см карту) Общая про
тяженность возд линий «Аэрофлота» пре-
высила 1 млн км Значительно возросли
скорость перевозок, производительность по
лётов и нх эффективность Расширялось
применение Г а а с х-ве, эиергетич
стр ае, лесной пром-сти и в др отраслях
Подготовку кадров Г а СССР вели от
раслевые уч зааедения Академия граждан-
ской авиации в Ленинграде, ин ты инжене^
роа гражд ааиации в Москве, Киеве, Риге,
высш летные уч ща в Кировограде и Ак
тюбннске, а также ин т повышения ква
лификации а Ульяновске, летные и техн
уч ща В кои 1980 Актюбинское и Кирово-
градское летные уч-ща готовили пилотов
для трансп авиации, Сасовское и Бугуру
сланское — для авиации местных линий.
Краснокутское и Кременчугское (вертолёт
ное) —для нар хоз авиации С 1978 в лёт
ных уч щах гражд авиации был введён
профессионально психология отбор абиту
риентов Г а СССР имела иеск ПИИ Г о
сударственный научно-исследовательский
институт гражданской авиации «Аэропро-
ект» Научно-экспериментальный центр
автоматизации управления воздушным дви
жением и др
В 40—80-х гг Г а СССР возглавляли
Ф А Астахов (1942—47), Г Ф Байдуков
(1947 — 49), С Ф Жаворонков (1949 -57),
П Ф Жигарев (1957—59), F Ф Логинов
(1959- 70), Б П Бугаев (1970—87)
А Н Волков (1987—90), Б Е Панюков
(1990—91) Г а СССР награждена орде
нами Ленина (1963), Октябрьской Рево
люции (1973)
Лит История гражданской авиации СССР
М 1983
ГРАЖДАНСТВО ЧЛЕНОВ ЭКИПАЖА.
Вопрос о Г ч э регулируется законода-
тельством гос ва, в реестр к рого занесено
возд судно Законодательство по этому воп
росу разнообразно В нек рых странах в сос-
тав экипажа возд судна могут входить
лишь собств граждане допущение иностр
граждан в качестве членов экипажа, осо
бенно на пост работу, ограничено Зако
нодательство большинства стран ие содер-
жит положений о Г ч э и предоставляет
авиац администрации право запрещать или
Ограничивать аыдачу соответствующего сви-
детельства иностр гражданину
Двухсторонние соглашения о возд сооб
щении зачастую содержат прааила, поз-
воляющие одному договаривающемуся гос ву
отказать а допуске на свою территорию
возд судов другого договаривающегося
гос ва если в составе экипажа этого возд
судна имеются граждане третьего гос ва
ГРАНАТОМЕТ авиационный —обычно
гладкоствольное автоматич оружие боево
ю вертолета для стрельбы унитарными гра
иатамн ло наземным площадным целям
Калибр совр авиац Г 30—45 мм Автома
тика Г действует за счёт Энергии внеш при-
вода (преим электрического, см рис),
возможно использование энергии отводи
мых пороховых газов, отката ствола, сво-
бодного затвора и др Отличит особенное
тями авиац Г по сравнению с ааиац ав
томатич пушками являются простота кои-
«.грукции, относительно низкая стоимость,
малая нач скорость гранаты (200—300 м/с),
короткий ствол (10—15 калибров), низкое
макс давление а канале ствола (120—
150 МПа), небольшие габаритные разме
ры и масса образца (15—25 кг) и др Ма
лая нач скорость гранаты обусловливает
большое рассеивание и навесную траекто
Принципиальная схема устройства 40 мм автомата
ческого авиационного гранатомета ХМ 129 (США!
I — злектрокоитакт капсюля гранаты 2 — запи
раюший клин 3 — барабан 4 — криволинейный паз
для возвратно поступательного перемещения стао
ла 5 — электродвигатель 6 ствол 7 — ствольная
коробка 8 — граната 9 — криволинейный паз ме
ханнзма подачи гранат 10 — криволинейный паз
запирающего кчниа 11 — механизм подачи
рию её полёта Большое рассеивание делает
неэффективной стрельбу из Г по мало
размерным одиночным целям, поэтому Г
применяются в осн как дополнит воору
жение для поражения площадных целей (прн
этом навесная траектория позволяет обес
лечить поражение целей, расположенных
за складками местности) Г размещают-
ся на ЛА в подвижных и неподвижных ус
таноаках с дистанц управлением стрель
бон, к рая ведётся преим на дальностях
1-2 км Для авиац Г а условиях огра-
ниченного из-за противодействия противни-
ка времени стрельбы важно повышение
скорострельности Г что является одной из
осн задач совершенствования авиац авто
матич оружия	А Г Шипунов
ГРАНУЛИРУЕМЫЕ СПЛАВЫ - конст
рукц металлич материалы, полученные
путём изостатич прессования при высоких
давлениях (компактнрования) мельчайших
частиц (гранул) сплавоа определ хим сос-
тава, закристаллизовавшихся с высокой
скоростью Металлургия гранул — одно из
перспективных направлений порошковой ме
таллургин В авиац пром сти широкое при
менение находят Г с на основе никеля,
титана, алюминия
Технол схема изготовления заготовок
или детален методом металлургии гранул
включает след операции приготовление
расплава, по хим состаау соответствую
щего заданному сплаву, получение гра
иул (используются методы центробежного
распыления заготовок, оплавляемых плаз
менной дугой распыления расплава сжаты
ми инертными газами, центробежного распы
ления расплава и др), рассев и сепара
ция гранул, дегазация гранул и засыпка
190 ГРАЖДАНСТВО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
их в герметичные металлич или керамич
формы, компактированне гранул в зато
товки с плотностью, близкой к теоретичес-
кой, методами горячего изостатич прессе
вания (в спец аппаратах — газостатах
или высокотемпературных гидростатах) нли
в контейнерах обычных гндравлич прессов
Первичное компактированне может допол
няться прессованием, ковкой илн штампов-
кой Компактные заготовки подвергают за-
тем термич и механич обработке и контро-
лю качества
Важная характерная особенность метал-
лургии гранул — высокая скорость затвер-
девания капель металлич расплава если
затвердевание пром слитков проходит при
скорости охлаждения менее 1°С/с, то при
затвердевании гранул размером до 200—
300 мкм скорость охлаждения в интервале
кристаллизации превышает Ю 000°С/с
Высокие скорости охлаждения, достигае
мые при кристаллизации гранул, в сочета-
нии с горячим изостатич прессованием обес
печивают ряд преимуществ нового технол
процесса отсутствие в больших объёмах
зональной ликвации и высокая однородность
состава, структуры и свойств изделий даже
из сложнолегир сплавов, значительно
меньшая чувствительность свойств к раз
мерам заготовок и деталей, измельчение
структуры сплава в сочетании со смеще
нием фазовых равновесий по диаграмме
состояния, возможность изготовления дета
лей или точные заготовок сложной фор-
мы при миним трудоёмкости, резкое сок
ращение расхода металла, возможность по-
лучения изделий из сплавов с повышенным
содержанием легирующих компонентов, а
также создания нового класса материалов
переменного хим состава, обеспечивающих
значит повышение механич , эксплуатац и
мн спец хар к Так, в сплавах алюминия
с переходными металлами в неск раз уве
личивается растворимость (пересыщение
твёрдого раствора), что приводит к существ
повышению конструкц прочности и жаро
прочности Г с алюминия со свинцом, к-рые
невозможно получить традиц способом,
значительно превосходят известные алюм
сплавы с оловом по антифрикц свойствам
Гранулирование, приводя к многократному
измельчению хрупких первичных кристал-
лов, даёт возможность, эффективно дефор-
мируя брикеты, получать изделия с низким
коэф линейного расширения (сплавы алюми-
ния с высоким содержанием кремния) и с
хорошим сочетанием прочности и электрич
проводимости при повыш темп рах (сплавы
алюминия с редкоземельными металлами)
Из высоколегнр никелевых сплавов, не под
дающихся обработке давлением из-за малой
пластичности в литом состоянии, методом
металлургии гранул изготовляются диски
газотурбинных двигателей Предел прочнос-
ти этих дисков на 20%, а при высоких
темп-pax на 30% выше, чем у дисков, по
лучаемых в серийном произ-ве обычными
способами Новая технология позволяет
снизить массу деталей и увеличить ресурс
Наряду с Г с на основе никеля, титана,
алюминия получают распространение и др
гранулируемые материалы Так, гранулиру
емые быстрорежущие стали обеспечивают
значительно более высокую стойкость режу
щего инструмента и возможность замены
дефицитных легирующих элементов Метал-
лургия гранул открывает широкие перепек
тивы для повышения свойств сплавов на
основе разл металлов
Лит Металлургия гранил — новый прог
рессивный технологический процесс производства
материалов в сб Обработка легких н жаро
прочных сплавов, М 1976 Добаткнн В И
Елагин В И Гранулируемые алюминиевые
сплавы М 1981
В И Добаткин Н Ф Аношкин
А Н Грацианский В К Грибоиский
ГРАФИКА МАШИ И НАЯ — совокупность
матем и аппаратных средств, обеспечива-
ющих представление и преобразование в
ЭВМ графич информации Математи
ческне средства Г м — графич алго
ритмы, структуры данных, графич языки
Графич алгоритмы используются для ре
шения задач построения геом объекта, геом
преобразований (поворот, перенос, измене
нне масштаба и Др), позиционирования
(определение линий пересечения пов-стей),
метрич операций (вычисление длины ли-
нки, площади пов сти, объема тела и др ),
интерполяции и аппроксимации кривых и
пов-стей, визуализации геом объектов Для
визуализации используются методы начер
таг геометрии, позволяющие представить
на плоскости Пространств объекты, линей-
ные рисунки двумерных объектов, линейные
(каркасные) рисунки трехмерных объектов, в
т ч с удалением невидимых линий, мо-
нохроматич и многоцветные тоновые изоб-
ражения пов-стей и сплошных тел (см рис )
Структура графич данных — разновидность
базы данных, в соответствии с к рок стро
ится т н дисплейный файл — последова-
тельность команд и данных, управляющая
работой устройства визуализации Графич
язык — разновидность алгоритмич языка
высокого уровня, реализующего алгорит
мы Г м Аппаратными средствами
Г м служат графич периферийные уст
ройства ЭВМ При наличии соответствую
щнх аппаратных средств взаимодействия
Изображгнис и; KiijiHtjio тела с помощью машин
ноя графики
человека с ЭВМ и команд графич языка,
обеспечивающих режим диалога работы
ЭВМ, используется т н интерактивная гра
фнка Г м позволяет глубже и шире ис
пользовать возможности системы автомата
зированного проектирования авиац техники
и др автоматнзир систем
ГРАЦИАНСКИЙ Алексей Николаевич (р
1905)—сов полярный летчик. Герой Сов
Союза (1957) Окончил Киевский политехи
ин-т н Харьковское лётное уч ще (1928)
С 1929 работал лётчиком испытателем в ОКБ
К А Калинина, по заданию Осоавиахи-
ма построил уч спортивный самолёт «Онега»
со складывающимся крылом С 1934 в по
Э И Григолюк	Д П Григорович
лярной авиации Летал иа гидросамолё-
тах на линиях Иркутск — Якутск — Тнкси,
Красноярск — Игарка — Диксон Участво-
вал в поисках пропавшего самолёта С А
Леваневского (1937—38), испытывал мн ти-
пы самолетов Участник Вел Отечеств
войны В 1958—65 зам ген конструктора
в ОКБ О К Антонова Награждён 2 ор-
денами Ленина, медалями
ГРЕБЕНЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ —
вспомогательная, как правило вертикаль-
ная, аэродинамич пов сть самолета, пред-
назначенная для повышения его путевой ста-
тич устойчивости (см Боковая устойчи-
вость) Наиболее часто Г а располага-
ются в плоскости симметрии самолета на
хвостовой части фюзеляжа — форкнль (рас-
полагается перед килем) и под фюзеля-
жем — подфюзеляжный гребень Форкнль
увеличивает путевую статич устойчивость
самолета на больших углах скольжения
Один или неск подфюзеляжных греб-
ней, расположенных под углом к плос-
кости симметрии, повышают путевую статнч
устойчивость самолёта на больших углах ата-
ки Чтобы обеспечить более благоприят-
ные условия для взлёта, посадки и стоянки
ЛА, эти гребни могут выполняться склады-
вающимися (убирающимися) Иногда приме
няют горизонтальный Г а, устанав-
ливаемый на носовой части фюзеляжа, та
кой гребень аэродинамически благоприят-
но взаимодействует с вертикальным опе-
рением (см Интерференция аэродинамичес-
кая) Г а чаще всего применяют на манёв
реиных сверхзвук самолетах, на к-рых толь-
ко вертнк оперением трудно обеспечить
требуемый запас путевой статич устойчи-
вости на всех режимах полета Площадь Г а
обычно невелика (1—3% площади крыла)
ГРИБОВСКИЙ Владислав Константинович
(1899—1977)—сов воен лётчик и авиа
конструктор, полковник Окончил Петрогр
арт курсы командного состава РККА
(1920), Егорьевскую теоретич школу лёт-
чиков (1921), 1 ю Моск высшую школу
воен лётчиков (1923), Севастопольскую лёт
ную школу (1923), Высшую воен авиац
школу возд стрельбы и бомбометания
(1924) В 1930—32 нач Моск школы лёт-
чиков Осоавиахима, в 1932—38 зам нач
КБ Осоавиахима, в 1938—39 нач опыт
ного отдела планерного з да, в 1939—43
нач и гл конструктор ОКБ, в 1943—48
гл конструктор и директор (с 1947) авиац
з да Под рук Г созданы уч -тренировоч-
ные планёры Г-2бис, Г-6, Г-7, Г-9, Г-13,
первый в СССР гидропланёр Г 12, спортнв
но тренировочные самолёты Г-10, Г 14, Г-22,
Г 23, Г 25 На самолетах и планёрах Г
установлен ряд мировых рекордов Награж
дён орденами Ленина, Красного Знамени,
медалями
ГРИГОЛЮК Эдуард Иванович (р 1923) —
сов ученый в области механики, чл корр
АН СССР (1958) После окончания МАИ
(1944) преподавал в ряде вузов [МАИ
(проф с 1965), МВТУ, МГУ и др] Рабо
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт cboiii№I£££XJUQK 191
тал в Ин-те механики АН СССР (1953—58),
Ин-те гидродинамики Сибирского отделе-
ния АН СССР (1958—65), зав лаб Ин та
механики МГУ (с 1966), зав кафедрой Моск
автомеханич ин та (с 1977) Осн труды в
области прочности ПВРД прочности и ус-
тойчивости оболочек Награждён орденами
Дружбы народов, «Знак Почета»
ГРИГОРОВИЧ Дмитрий Павлович (1883 —
1938)—один из пионеров отечеств самолё-
тостроения Окончил Киевский политехи ин-т
(1909) В годы учебы в ин те предпринял
первые попытки постройки лёгких спортив-
ных самолётов С 1911 издавал в Петербурге
журнал «Вестник воздухоплавания» В 1913
поступил на з-д «Первого Российского това-
рищества воздухоплавания Щетинин и К'1»,
а в сер 1917 основал собств небольшой
з-д, к-рый был национализирован в марте
1918 В период 1913 —18 построил серию
гидросамолётов от М-1 до М 20, наиболее
удачными нз к-рых были летающие лодки
М-5 и М-9 (см Григоровича самолеты),
составившие основу формирования парка
отечеств гидроавиации К конструкторской
деятельности вернулся в 1922, работал на
авиац з-дах, в конструкторских орг-циях
(отделе мор опытного самолетостроения,
Центр КБ) и в 1923—38 создал ряд само
лётов мор и наземного базирования, в т ч
летающую лодку М 24, первый сов истре
битель, принятый на вооружение (И-2бис),
пушечные истребители И-Z и ИП 1 Был
необоснованно репрессирован и в 1928—31
находился в заключении, работая при этом в
ЦКБ-39 ОГПУ, где были созданы истреби-
тели И Z и (совм с Н Н Поликарповым)
И 5 Всего Г создано 80 самолетов пазл
типов Под его рук работали С П Коро-
лев, С А Лавочкин, Н И Камов, Г М Бе-
риев. И В Четвериков, В Б Шавров Н К
Скржинский, М К Тихонравов, ставшие впо
следствии известными конструкторами авн-
ац и ракетно-космич техники После основа-
ния МАИ возглавил кафедру конструкции
самолётов Портрет см на стр 191
Лит Арлазоров М С Конструкторы М
1975
ГРИГОРОВИЧА САМОЛЁТЫ В период
1908—35 Д П Григоровичем создано 80
самолетов разнообразных типов, в числе
к рых гидросамолеты разл назначения, ист-
ребители и др самолеты сухопутного бази-
рования Многие из них были в серийном
произ ве, нек-рые строились в единств эк
земпляре (это варианты, предшествовав-
шие серийному образцу, самолёты нового
типа и т п ) Осн данные иек-рых самолётов
приведены в табл 1 н 2
М-i (морской первый) — летающая лодка
(ДЛ), построенная по образцу франц лодки
«Донне-Левек» с внесением ряда конструк-
тивных изменений Схема — полутораплаи с
толкающим возд винтом —будет характерна
для мн гидросамолетов Григоровича Каби-
на двухместная (сидения рядом)
М 2, М-3, М-4 — ЛЛ с увеличенными по
сравнению с М-l размерами, изменёнными
обводами корпуса и профилем крыльев,
более мощными двигателями, построены с
целью достигнуть более высоких летных и
мореходных качеств Весной 1915 Мор ве-
домство приняло 4 экз лодки М-4
М-5 (рис 1 и рис в табл VI)—одна
из лучших Л Л своего времени, отработан
ная по форме корпуса, коробке крыльев
и компоновке в целом на основе предшест-
вующих моделей Каркасы лодки и крыльев
деревянные, обшивка лодки из фанеры, об-
тяжка крыльев — миткаль Экипаж — 2 чел
Отличалась хорошими мореходностью (прео
долевала волну выс до 0,5 м) и пилотаж
ными свойствами Выпущена в нач 1915
В воен действиях использовалась как раз-
ведчик (мог устанавливаться пулемет), ио
после выпуска М 9 стала применяться в уч
целях (для подготовки мор летчиков)
В 1915—23 выпущено ок 300 экз
М-6, М-7, М 8 - опытные ЛЛ, выполнен-
ные по образцу М 5, но с изменёнными
обводами
М9 (рис 2 и рис в табл VI)— ЛЛ
с увеличенными по сравнению с М-5 раз
мерами, трёхместная Устанавливались дви-
гатели мощн от 95,6 до 162 кВт (в осн
ПО кВт) Отличалась хорошими мореходны-
ми и пилотажными хар ками В сент 1916
Я И Нагурский с пассажиром на борту
выполнил на М 9 (на гидросамолете — впер
вые) две петли Нестерова подряд Предназ-
началась для разведки, могла проводить
бомбометание В передней кабине устанав-
ливался шкворневой пулемет (на нек-рых
экземплярах пушка) Применялась в 1 й
мировой и Гражд войнах В 1916—23
построено ок 500 экз Создание М-9 (на-
ряду с М-5) было одним из наиболее
значит достижений Григоровича в гидро
авиации
М-15 — дальнейшее развитие ЛЛ М-9 со
значит уменьшением размеров Вследствие
нехватки двигателей выбранного типа ЛЛ
М 15 была построена в небольшом кол-ве
и использовалась гл обр как тренировоч
ный самолет
М-16 — поплавковый гидросамолет раз-
ведчик Двухместный биплан с ферменным
хвостом, толкающим возд винтом, с двумя
главными и одним хвостовым поплавком
Построено 40 экз
М-17 — незначит видоизменение ЛЛ М-15
Построено неск экз
М-20 — ЛЛ, сходная с М 5, но с двига-
телем «Рон» мощн 88,3 кВт Выпущена в
небольшом кол-ве, применялась в Гражд
войне
МК-1 (морской крейсер)—однопоплавко-
вый гидросамолет больших (для своего
времени) размеров, постановщик мин, даль-
ний разведчик и бомбардировщик Трёх-
двигательный фюзеляжный бнплац с закры
той кабиной экипажа, возд винты тянущие
В носовой части поплавка на рабочем месте
стрелка-наблюдателя предусматривалась
установка крупнокалиберной пушки (до 3
дюймов) Этот оригинальный по замыслу
самолёт постигла неудача — в первой по-
пытке взлета он затонул на разбеге Эки-
паж спасся, самолёт получил большие по-
вреждения и не восстанавливался
ГАСН (гидроаэроплан спец назначения),
СОН (самолет особого назначения)—двух
двигательный двухпоплавковый гидросамо
лёт, первый в мире мор торпедоносец
Был оборудован двумя стрелковыми уста-
новками— одна перед рабочими местами
двух летчиков, другая — за коробкой крыль-
ев Из 10 заказных самолётов был построен
один, проходивший лётные испытания в
1917 В 1920 испытания возобновились, но
вскоре были прекращены
М-И —одноместный мор истребитель
типа ЛЛ (опытный образец и неск трени-
ровочных самолётов — двухместные) Во-
оружение — неподвижный пулемёт, установ-
ленный перед кабиной под обтекателем Для
защиты лётчика и двигателя применено
бронирование Самолет предназначался для
сопровождения лодок М-9, но в осн исполь-
зовался как разведчик В эксплуатации
было ок 60 экз
М 12—видоизменение М-11 с нек-рыми
отличиями в оперении и форме носовой
части лодки Выпущено неск экз
М-24 и М 24бис — развитие ЛЛ М-9
(с изменениями) под более мощные дви-
гатели (162 и 191 кВт) Построено 40 экз
М 24 и 20 экз М 24бис
МРЛ-1 (морской разведчик с двигателем
«Либёрти») — ЛЛ, одностоечный биплан с
толкающим возд винтом Построен 1 экз
Испытания показали необходимость совер
шенствования самолёта, что привело к соз-
данию след модели
МР 2 по схеме аналогичен МРЛ-1, но с
увелич размерами Самолёт потерпел ката-
строфу в ходе летных испытаний (выпол
ненные позднее в ЦАГИ испытания моде
ли в аэродинамич трубе выявили недоста-
точную продольную устойчивость МР-2)
МУ 2 — уч ЛЛ с металлич корпусом и
отечеств двигателем А1-11 Самолёт оказал
ся перетяжелёиным и в серии не строился
РОМ 1 (разведчик открытого моря,
МДР-1)—мор дальний разведчик, ЛЛ с
поплавками боковой остойчивости Два дви-
гателя установлены по схеме «тандем» с
толкающим и тянущим возд винтами Кон
струкция смешанная корпус лодки, ниж
Табл 1 —Гидросамолёты Д П Григоровича
Основные данные	М 1	М 5	М 9	М 16	МК 1	М 11	ГАСН (СОН)
Первый полёт год	1914	1915	1916	1916	1916	1916	1917
Начало серийного производства, год	—	1915	1916	1917	—	1917	—
Число, тип и марка двигателей	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД	3 ПД	1 ПД	г пд
	«Гном»	«Гном	«Сальмсон»	«Сальмсон»	«Рено* (2),	«Рон*	«Рено»
Мощность двигателя, кВт	36,8	Моиосупап* 73 5	НО	ПО	«Испано» {!) 2X162	80 9	162
Длина самолета м			8,6	9	8,6	IX ЮЗ 30	7,6	28
Размах крыла, м	—	13,62	16	18	16.5	8,75	—
Площадь крыла, мг	—	37,9	54 8	61 8	—	26	150
Взлетная масса кг	620	960	1540	1450	—	926	—
Масса пустого самолета, кг	420	660	1060	НОО	—	676	—
Максимальная скорость км/ч	100	105	U0	110	—-	148	по
Практический потолок, м	—	3300	3000		—	3000	—
Максимальная продолжительность поле та ч		4	3.5	4	-	27	-
192 ГРИГОРОВИЧ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
крыло и поплавки нз кольчугалюминия, верх
крыло деревянное с полотняной обтяжкой,
хвостовое оперение из кольчугалюминия
с полотняной обтяжкбй Вооружение —
бомбы и четыре пулемета в двух турель-
ных установках Самолёт проходил летные
испытания, но вследствие перетяжеления,
неблагоприятной центровки и т п в серии
не строился
РОМ-2 (МДР 1) — развитие РО.М-1 с дву-
мя двигателями, установленными параллель-
но (с тянущими возд винтами), и из
мененными обводами корпуса лодки Лёт-
ные качества улучшились но не отвечали
требованиям нач 30-х гг (в серии не
строился)
И-] — первый опытный сухопутный йстре
битель Григоровича (разрабатывался одно-
временно с И-I Н Н Поликарпова по ана
логичному заданию, отсюда одинаковые обо-
значения) Одноместный одностоечный би-
план деревянной конструкции с полотняной
обшивкой
И-2 (рис 3) — развитие И-i Отличия
отсутствие поперечного V крыла, моноко-
ковый фюзеляж овального сечения (вместо
расчалочного) улучшенные капоты двига-
теля и т д Вооружение — два пулемета
ПВ-1 с синхронизаторами стрельбы Самолет
был принят для серийного произ ва
И 2бис (рис в табл X)—серийный ва-
риант с нек-рыми переделками по сравне
нию с И-2 (в ср часть фюзеляжа для
повышения прочности введена сварная фер-
ма, увеличены размеры кабины и др )
По существу, это был первый сов истре
битель, выпущенный значит серией (211
экз )
И-Z (пушечный истребитель «Z»)— одно
местный истребитель, подкосный низкоплан
с мощным пушечным вооружением (рнс 4)
Увеличение калибра оружия стало возмож-
ным благодаря созданию Л В Курчев-
скнм т н дииамореактивных пушек с ма
лой отдачей (отдача компенсируется реак
цией отбрасываемых назад газов) На И-Z
были установлены две трёхдюймовые АПК
(автоматич пушкн Курчевского) под крылом
и синхронный пулемёт ПВ 1 Передняя часть
фюзеляжа с кабиной взята от И-5. хвосто-
вая часть фюзеляжа — дуралюминовый мо
нокок овального сечения с большим вертик
оперением и высоко поднятым подкосным
горизонтальным оперением (чтобы ослабить
воздействие отбрасываемых пушками газов)
Крыло (на серийных самолётах) деревян-
ной конструкции В 1933—35 построен 71
самолёт
В связи с последующим успешным разви-
тием скорострельных авиац пушек мень-
Продолжение табл 1
Основные данные	М 24	МРЛ 1	МР-2	МУР 1	РОМ 1	МУ 2	РОМ-2
Первый полёт год	I923	1925	1926	1926	1927	|928>	1929
Начало серийного производства год	1924	—		—	-	—	—
Число тип и марка двигателей	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД	2 ПД	1 ПД	2 ПД
	«Рено»	«Либерти»	«Лоррен Днтрнх»	«Рон» (М 2)	«Лоррен Днтрнх*	М 11	БМВ VI (М 17)
Мощность двигателя кВт	162	331	331	88,3	331	80 9	500
Длина самолёта м	9	10,6	13 6	8	16	8,6	17,4
Размах крыла, м	16	132	156	11 5	28	1 1.8	26,8
Площадь крыла, мг	55	50	56 7	33	104,6	35 6	108 2
Взлётная масса, кг	1650	2600	2770	1000	5830	1086	6587
Масса пустого самолёта кг	1200	1660	1770	700	4518	820	4150
Максимальная скорость полёта, км/ч	130	185	179	129	165	136	180
Практический потолок м Максимальная продолжительность поле	3500	3050	4200	3500	3470	3150	4500
та ч	—	5	5	3	5	3	5
13 Авиация
www.vokb-la.spb.ru
С амол ёТ
193
Табл 2 Сухопутные самолеты Д П Григоровича
Основные данные	И 2	И 2бис	СУВП	И Z	ИП 1	Э 2
Первый полёт, юд	|924	1925	|925	I93J	1934	J935
Начало серийного производства, год	1926	1926		|933	1936	
Число гнп и марка двигателей	1 ПД	1 ПД	1 пд	1 ПД	1 ПД	2 ПД
	«Либерти*	М 5	«Бристоль- Люцифер*	М 22	М 25	«Пиррус Гермес»
Мощность двигателя, кВт	зи	331	73 5	353	460	88,3
Длина самолёта, м	7,32	7,32	8.4	7,65	7,2	7 9
Площадь крыла, м2	23,4	23,4	24 1	19 5	199	13,8
Размах крыла, м	iOS	10 8	137	П 5	10.9	11
Взлётная масса, кг	1530	1575	1150	1648	|880	1546
Масса пустого самолета кг	1130	1 152	820	1180	1200	1051
Максимальная дальность полета, км	650	600			600		2000
Максимальная скорость полета, км/ч	242	235	139	259	343	296
Практический потолок, м	5800	5340	3050	7000		5000
шего калибра пушки АПК распростране-
ния не получили
ИП 1 (истребитель пушечный, ДГ-52) —
одночестный истребитель, свободно несущий
моноплан (рис 5) с полуубирающимся
назад шасси Конструкция крыла и фюзеля-
жа металлическая (обтяжка рулей — полот
но) Возд винт с изменяемым на земле
шагом Вооружение на опытных образцах
две АПК, на серийных — две пушки ШВАК
и шесть пулемётов ШКАС В 1936—37
выпущено 200 самолетов
ИП-4 (ДГ-53) — модификация ИП-1
уменьш размеров Построен 1 экз
СУВП (самолет «Укрвоздухпуть»)— под-
косный высокоплан с открытой кабиной
летчика и трехместной пасс кабиной По-
строен по заказу об-ва «Укрвоздухпуть*
и эксплуатировался на возд линиях Ук-
раины (серийно не выпускался] Конструк
ция смешанная фюзеляж и подкосы крыла
сварные из стальных труб, крыло и опере-
ние деревянные, вся обтяжка из полотна
Э 2	(ДГ-55)—спортивно тренировочный
двухместный моноплан деревянной конструк-
ции с убирающимся шасси Самолет хо
рошо зарекомендовал себя в полетах, но в
серии не строился
С участием Григоровича (как соавтора
проекта или консультанта) был осущест-
влен еще ряд разработок, в числе к-рых
истребитель И-5 (см Поликарпова само-
леты}, тяжелый бомбардировщик ТБ 5,
тяжелые штурмовики серии ТШ и др
Лит Шаврив В Б Истирая конструкций
самолетов в СССР ю 1938 г 3 изт М 1986
ГРИЗОДУБОВ Степан Васильевич (1884 —
1965) —советский авиаконструктор, изоб-
ретатель и лётчик. Окончил Харьковское
техн паровозостроит уч-ше (1904) и стал
мастером электромеханич ремесла В 1908—
12 построил самолеты Г I, Г 2, Г-3 и Г-4
(летавший) с бензиновыми 4 и 3-цилиндро
выми двигателями АДГ 1 и АДГ 2 мощ-
ностью соответственно 38 и 22 кВт (в этих
двигателях использовались детали франц
двигателя «Анзаии») В 1915—16 в армии,
где после обучения в Петрогр школе авиа-
ции получил диплом пилота-авиатора В
19)9—20 командовал Харьковским авиапар-
ком, восстанавливал самолеты для Красной
Армин С 1924 руководил секцией планер
ного спорта и маломощной авиации Осоавиа-
хима Украины и Крыма Один из органи
заторов планеризма в стране В 1939 построил
спортивный самолёт Г 5 с бензиновым дви
гателем АДГ 4 мощи |8 кВт В квартире
Гризодубовых открыт (1972) Музей истории
авиации Харькова
ГРИЗОДУБОВА Валентина Степановна
(р 1910/11)—сов лётчица, полковник,
Герой Сов Союза (1938), Герой Соц Тру-
да (1986) Дочь С В Гризодубова Окон
чила Пензенскую летную школу Осоавиа-
хима (1929) Занималась планерным спор-
том, работала летчиком инструктором в
Тульской авиац школе В Красной Армин
с 1936 Совершила перелеты Москва —
Актюбинск (совм с М М Расковой),
1937, Москва — поселок Керби (ныне село
им Полины Осипенко, Хабаровский край,
совм с Расковой и П Д Осипенко),
1938 Участница Вел Отечеств войны В
ходе войны была ком авиаполка Совер-
шила ок 200 боевых вылетов С 1945 рабо-
тала в гражд авиации Пред Антифаш
к та сов женщин (1941—45) Деп ВС СССР
в 1937 — 46 Награждена 2 орденами Ленина,
орденом Октябрьской Революции, 2 орде
нами Отечеств войны i-й степ, орденами
Трудового Красного Знамени Красной Звез-
ды, медалями
ГРИИ (Greene) Чарлз (1785—1870)—англ
воздухоплаватель, пилот и конструктор аэро-
статов Первым в 1823 предложил напол
иять свободные аэростаты светильным газом
вместо водорода, что на 40% уменьшило
подъемную силу, но значительно удешевило
полёт В 1821—58 совершил 498 полетов
(в т ч с науч целями) на аэростатах,
наполненных светильным газом, и 28 — иа
аэростатах наполненных водородом Впер
вые ввел в практику свободных полетов
гайдроп, что облегчило посадку На построен-
ном им в 1836 аэростате объемом 2500 м1
совершил более 100 полетов, в т ч полёт
с экипажем 12 чел В 1840 разработал
проект аэростата для полетов через Атлан-
тику Для исследования хар-к атмосферы в
1852 провел 4 полета на выс до 6990 м
3 раза перелетал на аэростате через Ла
Манш
ГРИНЧИК Алексей Николаевич (1912—
46)—сов летчик-испытатель 1 го класса,
инж -подполковник Окончил летную школу
при МАИ (1935), МАИ (1936) Участник
Вел Отечеств войны Совершил 57 боевых
вылетов, сбил 6 самолетов противника Ра-
ботал летчиком-испытателем-инженером в
ЦАГИ и ЛИИ, изучал проблемы выхода
самолетов из штопора Летал на самолетах
102 типов Погиб при проведении завод-
ских испытаний одного из первых сов реак
тнвных самолетов МиГ-9 Награжден 3
орденами Ленина, 2 орденами Отечеств
войны 1 й степ , медалями
ГРИЦЕВЕЦ Сергей Иванович (1909—39) —
сов летчик, майор, дважды Герой Сов Сою-
за (дважды 1939) В Кр Армии с 1931
Окончил Оренбургскую воен школу летчи
ков (1932), школу возд боя (1936) Участ-
ник войны в Испании и боев в р-не р Хал
хин Гол Сбил ок 40 самолетов противника
Погиб при исполнении служебных обязаннос-
тей Награжден орденом Ленина, медалями
Jlui Головин А П Сергеи Грииевси, Ч<
лябинск |974
ГРОМОВ Михаил Михайлович (1899—
1985)—сов летчик, ген-полковник авиации
(1944), проф (1937), Герой Советско
го Союза (1934) В Советской Армии
с 1918 Окончил теоретич курсы авиации
им Н Е Жуковского при Высшем техн
уч-ше (1917), Моск центральную авиац
школу летчиков (1918) Участник Гражд и
Вел Отечеств войн Работал лётчиком-
испытателем В 1940—41 нач ЛИИ Во вре-
мя Вел Отечеств войны был ком авиади-
визии, команд ВВС фронта, команд возд
армиями С 1944 нач Гл управления бое-
вой подготовки фронтовой авиации, в 1946—
49 зам команд Дальней авиацией, затем
(до 1955) на руководящей работе в МАП
Совершил перелеты по замкнутому протя-
женному маршруту (совм с А И Фили-
ным). 1934, Москва — Сев полюс — Саи-
Джасинто в США (совм с С А Дани-
линым и А Б Юмашевым), 1937, и Др
Г —- один из первых сов летчиков, полу-
чивших награду ФАИ — медаль А де Лаво
(1937) Деп ВС СССР в 1937—50 Наг
ражден 4 орденами Ленина, орденом Ок-
тябрьской Революции, 4 орденами Красно-
го Знамени, орденами Суворова 2-й стел,
Отечеств войны I й степ , 3 орденами
Красной Звезды, медалями Имя Г при-
своено Летно-иссл ин-ту
Соч Через всю жизнь, М, |986
Лиг Кригер Е Герои Советского Союза
М М Громов М, 1938, Резниченко Г И,
Вся жизиь — небу, М 1983
ГрОССМАИ Евгений Павлович (19] 0—53) —
сов ученый, один из основателей сов
школы аэроупругости, проф (1949), д-р
техн наук (1940) После окончания аэро-
механич ф-та Казанского ун-та (1932) ра
бота л в ЦАГИ (исследовал флаттер, нормы
прочности и статич аэроупругость) Труды
по автоколебаниям самолетных конструкций,
дивергенции крыла, реверсу и эффективно-
сти элеронов (особенно для самолетов со
стреловидным крылом) Гос пр СССР
(1942) Награжден орденами Трудового
Красного Знамени, Красной Звезды
ГРОХОВСКИЙ Павел Игнатьевич (1899—
1946)— сов конструктор, изобретатель и ор
гаиизатор произ ва парашютной и возд 
десантной техники, мастер парашютного
спорта (1934) Участник Окт вооруж вое
стания и Гражд войны Окончил Качин-
скую воен авиац школу (1925) С 1929
летчик-испытатель НИИ ВВС, одновременно
рук конструкторского отдела при Управле-
нии ВВС РККА, а затем нач и гл
конструктор Особого коиструкторско-произ-
водств бюро ВВС РККА (1932—34), нач
и гл конструктор Эксперим ии-та Нарко-
мата тяжелой пром-сти по вооружениям
РККА (до 1937) Создал первые в мире хлоп
чатобумажные людские и грузовые парашю-
ты, парашютные системы и автоматич уст-
ройства к ним, грузовые контейнеры для
возд -десантных войск, оригинальные конст-
рукции опытных самолётов Награждён
194 ГРИЗОДУБОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
С В Гризодубов
В С Гризодубова
Ч Грии.	А Н. Гриичик
С. И. Грицевец.
&
М М Громов
Е П Гроссман
П И Гроховский
орденом Ленина. Необоснованно репрессиро-
ван; реабилитирован посмертно.
Лит Казаков В, Небо помнит. , М. 1988.
Чутко И Э.. Мост через время, М., 1989
ГРУЗОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ —
трансп. ЛА для перевозки почты, грузов,
техники с сопровождающим их персоналом.
Ми траисп ЛА создаются для воен. (см.
Военно-транспортный летательный аппарат}
и для гражд. применения. В качестве Г л. а.
используются грузовые самолёты (ГС), гру-
зовые вертолёты (ГВ) и дирижабли. ГС и
ГВ по взлётной массе подразделяются на
лёгкие, средние н тяжёлые. Важнейшие
хар-ки Г л. а,: грузоподъёмность, габа-
ритные размеры и объём грузовой кабины,
часовая производительность и себестоимость
перевозок.
ГС и ГВ имеют, как правило, грузовую
кабину, в к-рой размещается и швартуется
перевозимый груз; она имеет большие гру-
зовые двери (люки) и оснащена трапами
(наездами или рампой) и трансп. обору-
дованием для выполнения погрузочио-раз-
грузочиых операций на земле и сброса
грузов и техники в воздухе. Возможно так-

Рис. I, Погрузка орбитального корабля «Буран*
на самолет Ан-"225 «Мрия» на космодроме Ба икон vp
же жесткое наруж. крепление груза, а ГВ
могут транспортировать его и на гибкой
внеш, подвеске. На дирижаблях груз разме-
щается в гондолах.
До нач. 40 х гг. грузовые перевозки осу-
ществлялись иа пасс, и грузопасс. само-
лётах с бортовыми грузолюками. Первые
специализир ГС с хвостовыми люками были
построены: в США — Фэрчайлд С-82 «Пэ-
кет» (1944), в Германии — Арадо-232
(1944); в Великобритании — Бристоль 170
«Фрейтер» (1945). Первый сов. специализир.
ГС Ан-8 был создан в 1956, в 1957 —
Ан-12, в 1965—первый в мире широкофю-
зеляжиый ГС Ан-22 «Аитей» (диаметр фю
зеляжа 6 м), а в последующие годы — лёг-
кие Ан-24Т, Ан-26, Ан-32 и СКВП Ан-28 для
местных возд. линий. Для иих характерны
схема с высоким расположением крыла, раз-
мещение турбовинтовых двигателей иа кры-
ле, фюзеляж с хвостовым и (или, носовым
грузолюками, возможность эксплуатации
на мягких грунтах, автономность эксплуа-
тации.
К трансп. самолётам с ТРДД принад-
лежат сов. ГС //л-76Т, Ан-72 (укороч.
Рис. 2. Транспортировка орбитального корабля
«Бурай» на самолёте Аи-225 «Мрия».
взлёта и посадки) и его модификация Аи-74
«Арктика», Аи-124 «Руслан», Аи-225 «Мрия»
грузоподъёмностью 250 т, способный пере-
возить груз, размещённый иа фюзеляже
(см. рис. I и 2), а также амер ГС
Локхид С-5 (двухпалубный, с носовым и
хвостовым грузолюками), Локхид С-141 и
Боинг 747-200F (контейнеровоз с носовым
люком).
Начиная с 50-х гг. в качестве Г. л. а.
начали широко применяться трансп. и много-
целевые вертолёты, а затем вертолеты-
краны. Независимость от аэродрома делает
вертолёт незаменимым трансп. средством в
труднодоступных р-нах, а способность за-
висать в воздухе позволяет использовать
вертолёт для выполнения уникальных мон-
тажных операций, в т. ч с доставленными
им конструкциями (грузами). В СССР в ка-
честве ГВ использовались мн. отечеств,
машины разл грузоподъёмности, в г. ч.
Ми 4, Як-24, Ми-6, Ми-2, Ми-10К, Ми-8,
Ми-26 (грузоподъёмность 20 т), Д'а-15М,
Ка-18, Ка-26, Ка-25К. Ка-32 и др. За ру-
бежом своими разработками в области ГВ
выделяются амер, фирмы «Сикорский» и
«Боинг вертол».
Эксплуатация'дирижаблей была практиче-
ски свёрнута после 2-й мировой войны.
В 70-х , гг. в ряде стран (в т, ч. в
СССР) получили развитие исследования по
целесообразности применения дирижаблей
для транспортировки крупногабаритных
тяжёлых (до 500 г) грузов.
ГРУЗОПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ —
быстро переоборудуемая (конвертируемая)
модификация пассажирского самолёта. При
проектировании базового самолёта в кон-
струкции фюзеляжа предусматриваются
грузовая дверь, усиленный пол (под транс-
портировку грузов) и узлы крепления кон-
тейнеров и поддонов. На нек-рых пасс са-
молётах контейнеры, располагаемые в под-
польных грузовых помещениях, позволяют
(При отсутствии пассажиров) полностью
использовать грузоподъёмность самолёта,
и необходимость в конвертировании отпа-
дает. Но в большинстве случаев эти помеще-
ния не позволяют решить проблему полно-
стью. Цель создания Г с.— лучшее ис-
пользование грузоподъёмности самолёта,
поскольку на нек-рых линиях в зависи
мости от времени года пассажи роза груз-
ка в одном направлении больше, чем
в обратном, и, кроме того, пассажиро-
загрузка снижается в ночных рейсах.
Г. с появились в период реактивной
авиации (порщ самолёты имели грузовые
модификации).
«ГРУММАН» (Grumman Aerospace Corpo-
ration)— авиаракетостроит. фирма США.
Образована в 1929 как «Грумман эркрафт
энджиннринг» (Grumman Aircraft Enginee-
ring Corporation), совр. назв. с 1969.
Осн. поставщик авиац. техники ВМС США.
Во 2-й мировой войне широко использо-
вались разработанные фирмой палубные
истребители F4F «Уайлдкэт» (первый по-
лёт в 1939, построено ок. 8 тыс ), F6F
«Хелкэт» (1942, построено 12 275, см. рис.
в табл XX) и бомбардировщик ТВ «АБейд-
жер» (1941, построено ок. 10 тыс.). Позднее
фирма создала: палубные истребители F8F
«Бэркэт» с ПД (1943), реактивные F9F
«Пантера» (1947, построено ок, I тыс.)
и «Кугар» (1951, построено 1985), F11F
«Тайгер* (1954), палубные самолёты ПЛО
AF «Гардиан» с ПД (1949) и S-2 «Тра-
кер* с двумя ПД (1952, построено более
I тыс.), палубный самолёт дальнего радно-
локац. обнаружения Е-1В «Трейсер» с дву-
мя ПД (1956), гидросамолет U-16 «Аль-
батрос» (1947), лёгкие палубные воен.-
трансп самолёты С-l с двумя ПД (1955)
и С-2 с двумя ТВД (1963). разведыват.
13*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	1W
Экспериментальный истребитель Х-Й9.
и лёгкий ударный самолёт OV-1 «Мохок»
с двумя ТВД (1959), реактивный самолёт
РЭБ ЕА-6А (1963). Осн. программы 80-х
гГ.: произ-во палубных истребителей F-I4
«Томкэт» (1970, см. рис. в табл. XXXV)
с крылом изменяемой стреловидности, само-
лётов дальнего радиолокац. обнаружения
Е-2 «Хоукай» (I960, см. рис. в табл. ХХХШ),
самолётов РЭБ ЕА-6В «Праулер» (1968)
и палубных бомбардировщиков А-6 «Интру-
дер* (1960); постройка эксперим. истреби-
теля Х-29А (1984, см. рис ) с крылом об-
ратной стреловидности; модификация истре-
бителей бомбардировщиков Дженерал дай-
торов, обусловливающих рост дернообра-
зующих трав. Для задернения Г. а. приме-
няют разл. травосмеси, в к-рых гл. роль
играют луговые злаки. Простые травосме
си содержат 3—7 видов трав, сложные —
8 —12 видов.
При создании дернового покрытия, а так-
же в связи с планировочными работами поч
вы и грунты лётных полос подвергаются
механич. обработке: вспашке, лущению,
боронованию, культивации, фрезерованию
и укатыванию. Для нормального развития
дернообразующнх трав в почву лётных по-
лос регулярно вносят органич. и минер,
удобрения.
Г. а. устраиваются гл, обр. для воен, и
с.-х. авиации и на местных возд. линиях
гражд. авиации. См. также ст. Давление на
грунт.
Лит.: Се-тьскохозийственные аэродромы, М., 1974,
Изысканна и проектирование аэродромов, М., 1981.
А П. Журавлёв
ГРУППОВОЙ ПИЛОТАЖ — маневрирова-
ние группы ЛА с сохранением строя.
ГРУШИН Пётр Дмитриевич (р. 1906) — сов.
учёный в области авиац. техники, акад. АН
СССР (1966; чл.-корр. 1962), дважды Ге
рой Соц. Труда (1958, 1981). Окончил
МАИ (1932). В 1934 — 40 гл. конструктор
КБ МАИ; руководил разработкой н пост-
ройкой авиетки «Октябрёнок» аэродинамич.
схемы «тандем», штурмовнкоа «Ш-Тандем»
П. Д. Грушин.
О. В. Гудков.
Союза (1971). Окончил Борисоглебскую воен,
авиац. школу (1952), Высш, курсы авнац.
инструкторов (1952), Школу лётчиков-испы-
тателей (1958), МАИ (1966). Летал на са-
молётах св. 70 типов. Проводил заводские
испытания самолётов, в т ч. сверхзвук, ист-
ребителей на критич. режимах полёта, са-
молётов новых конфигураций (МиГ-бес-
хвостка и др.). Погиб при испытании само-
лёта, Награждён орденами Ленина. Тру-
дового Красного Знамени, Красной Звез-
ды, «Знак Почёта*.
ГУДОВАИЦЕВ Николай Семёнович (1909—
38)— сов. воздухоплаватель. Учился в Ом-
ском индустриальном техникуме. Окончил
Табл. — С а м о л ё т ы фирмы «Грумман»
Основные данные	F6F-3	А-6Е	F-14A	Е-2С
Первый полёт, год ...	1943	1970	1970	1971
Число и тип двигателей	. .	1 ПД	2 ТРД	2 ТРДДФ	2 ТВД
Мощность двигателя, кВт 		1490	—		3660
Тяга двигателя, кН .	.	....	—	41.4	93	
Длина самолёта, м			10,24	16,69	19.1	17,64
Высота самолёта, м . . .	3 43	4.93	4.88	5.М
Размах крыла, м			13,06	16,15	.<	19.54/11,65*	2Е56
Площадь крыла, м1 . . ... ..... Взлётнаи масса, т:	31,03	49,1	52,5	6МЗ
нормальная	. _ 		5,53	—	26,55	
максимальная			6	26,58	'	‘	33 72	23,6
Масса пустого самолёта, т . . . .	4,1	12.09	18.04	17,2
Максимальная боевая нагрузка, т . .	—	8.17	6.58	
Максимальная скорость полёта, км/ч . .	605 (прн массе 5,16 т)	1037 (у земли)	2550	602
Максимальная Дальность полёта, км .	1746	1627	3220	2580
		(с макс, боевой нагрузкой):		(перегоночная)
		5222 (с подвесными баками)		
Потолок, м			11430	12925	15240	9390
Экипаж, чел		1	2	2	5
Вооружение или спец, оборудование .	6 пулемётов	До 30 бомб по 227 кг или 3 бом	Пушка М-61 (20 мм.	РЛС AN/APS-125 (дальность
	(12,7 мм)	бы по 908 кг и 2 подвесных топ- дивных бака	675 снарядов), до 16 У Р, бомбы	обнаружения самолётов с высо- ты 9150 м — 480 км, крылатых
				ракет -- 185 км)
* При изменении угла стреловнЛности крыла от минимального до максимального.
немикс F-I11 в вариант самолёта РЭБ
EF-1I1A. Осн. данные нек-рых самолётов
фирмы приведены в табл.	Л1. А Левин.
ГРУНТОВЫЙ АЭРОДРОМ — аэродром, на
к-ром взлётно-посадочные полосы, рулёж-
ные дорожки и места стоянок не имеют ис-
кусств. аэродромных покрытий. Наиболее
распространённый тип покрытия лётных по-
лос Г. а. — т. н. дерновое покрытие.
Для нормального функционирования Г. а.
в течение всего тёплого периода года не-
обходимо, чтобы пов-сть лётных полос не
только была достаточно ровной и гладкой,
но и обладала значит- связностью и упру-
гостью, была свободна от грязи и пыли, не
выдувалась ветром, не размывалась ливня-
ми. Большое значение имеет регулирование
водного режима почв и грунтов: вода ока-
зывает весьма существ, влияние на физ.-
мехаиич- свойства пов сти лётной полосы, в
особенности на её способность противосто-
ять деформирующему действию опор ЛА;
кроме того, вода — один из важнейших фак-
196 ГРУНТОВЫЙ
(др. назв. «Тандем-МАИ», см. рнс. в
табл. XIII) и «ББ-МАИ». В 1940—41 гл.
конструктор КБ на Харьковском авиац. з-де;
здесь под его рук. создан опытный истреби-
тель дальнего сопровождения «Гр-1». В 1942
работал в ОКБ С. А. Лавочкина (гл. инже-
нер, зам. гл. конструктора). В 1943—48 на
руководящей работе в авиац пром-сти. В
1949—51 декан факультета МАИ- С 1953
ген. конструктор, руководитель пр-тия. Зо-
лотая медаль им. А. Н. Туполева (1979). Ле-
нинская пр. (1963), Гос. пр. СССР (1965).
Награждён 7 орденами Ленина, орденами
Октябрьской Революции, Трудового Крас-
ного Знамени, медалями.
ГТД - I) общее обозначение газотурбин-
ных двигателей. 2) Марка нек-рых сов, вер-
толётных газотурбинных двигателей, в чис-
ле к-рых ГТД-350 конструкции С. П. Изо-
това (см. ВК), ГТД-Зф конструкции
В. А. Глушенкова.
ГУДКОВ Олег Васильевич (1931—73) —
сов. лётчик-испытатель, майор, Герой Сов.
Дирижаблестроит. ин-т (1935). С 1931 ле-
тал на свободных аэростатах и дирижаб-
лях. В 1937—38 ком. уч.-опытной эскадры
дирижаблей ГВФ. Погиб при выполнении
полёта на дирижабле В-6 для снятия с
льдины группы И Д. Папанина. Награждён
орденом Красной Звезды.
ГУЛАЕВ Николай Дмитриевич (1918—85) —
сов. лётчик, ген.-полковник авиации (1972),
дважды Герой Сов. Союза (1943, 1944).
В Сов. Армии с 1938. Окончил воеи. авиац.
уч-ще (1940), ВВИА (1950), Воен, акаде-
мию Генштаба Вооруж. Сил СССР (1960),
Участник Вел. Отечеств, войны. В ходе
войны был ком. звена, ком. эскадрильи,
штурманом истребит, авиаполка. Совершил
ок. 250 боевых вылетов, сбил лично 57 само-
лётов противника. После войны на ко-
мандных должностях в Войсках ПВО Наг-
раждён 2 орденами Ленина, орденом Ок-
тябрьской Революции, 4 орденами Красно-
го Знамени, орденом Отечеств войны 1-й
степ., 2 орденами Красной Звезды, медаля-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Н С Гудовани.ев
Н Д Гулаев
М И Гуревич
Ж Л Д’Аламбер
ми Бронзовый бюст в станице Аксайская
Ростовской обл
Лит Отважные сыны Дона Ростов н/Д
1970
ГУРЕВИЧ Михаил Иосифович (1892/93 —
1976) — сов авиаконструктор, д р техн наук
(1964), Герой Соц Труда (1957) Окончил
Харьковский технол нит (1925) Занимался
конструированием и постромкой планёров
С 1929 работал инж конструктором и ру
ководителем группы в разл КБ авиац
пром-сти В 1940 А И Микоян н Г создали
истребитель МиГ 1, а затем его модифика-
цию МиГ-3 В 1940—41 МиГ 3 строился
большой серией и принимал участие в пер-
вый период Вел Отечеств войны В 1940—57
Г —зам гл конструктора, в 1957—64 гл
конструктор в ОКБ Микояна В годы вон
ны Г участвовал в создании опытных са-
молётов, после войны — в разработке скоро
стных и сверхзвук фронтовых истребителей,
многие из к-рых длит время изготовля-
лись большими сериями и находились на
вооружении ВВС Ленинская пр (1962),
Гос пр СССР (1941, 1947, 1948, 1949, 1952,
1953) Награжден 4 орденами Ленина, 2 ор-
денами Трудового Красного Знамени ор
деном Красной Звезды, медалями См ст
МиГ
<ГЭРРИТТ ТОРБИН ЭНДЖИН»— см
* Гарретт тербин энджин»
ГЮГОНЬО АДИАБАТА (по имени франц
учёного П А Гюгоньо (Р Н Hugoniot)],
ударная адиабата — зависи
мость, связывающая термодинамнч пере
менные по обе стороны ударной волны, а
также криаая в плоскости р — V (давле
ние — удельный объем), связывающая разл
возможные состояния среды за ударной
волной с заданным нач состоянием pt, Vi
перед ней (см рис ) Обычно Г а запи-
сывается в виде tt—(| = 0,5 (р?—р।) (Кг-|-У।)
или ег—еi=0,5(pi+рг) (У| — Кг), где t — уд
энтальпия, е — уд внутр энергия, индексы
«1» и <2» относятся к состоянию газа перед
и за ударной волной
Адиабаты Гюгоньо в совершенном газе (а)
соответствующая термодинамически равновесному
состоянию (б) н аднабата Пуассона (е)
В совершенном газе Г а принимает вид
[формула Ранкина (Реикииа)—
Г ю г о и ьо]
Vl _ С2 _ Р2(У + 1) + РД? - 1)
V2 С| Р2(Т—1) + Pi(? +О’
где q — плотность газа, у — показатель ади
абаты Г а отличается от проведённой че
рез точ«)У I адиабаты Пуассона q/qi =
= (p/Pi) Т, описывающей нзоэнтропич
сжатие газа (кривая в на рис ), причём в
общей точке I обе эти кривые имеют общую
касательную и одинаковую кривизну
В реальном газе с неравновесными физ
хим превращениями различают Г а , соот
ветствующую замороженным физ хим про-
цессам, и Г а , соответствующую термо
динамически равновесному состоянию (кри
вые а и б) В ударной волне газ скачком
переходит из состояния 1 в состояние 2, а
затем в процессе релаксации осуществляет-
ся непрерывный переход из состояния 2 в
состояние 2'
Д — принятое обозначение нек-рых сов
авиац двигателей В нх числе турбоваль
ные и двухконтуриые турбореактивные дви
гатели Д-25В, Д 20П, Д-30, Д 30КУ.Д-30КП,
Д-90А конструкции П А Соловьёва (см
АШ), Д 36, Д-136, Д-18Т конструкции
В А Лотарева (см А И)
ДА* (Дегтярёв авиационный)—один из пер-
вых сов авиац пулемётов Создан в 1928
В А Дегтяревым на основе пехотного руч-
ного пулемёта ДП Калибр 7,62 мм, ско
рострельность 780 выстрелов в 1 мин, мае
са пулемёта 8,8 кг Применялся до сер 30-х
гг гл обр в качестве оборонит воору
жения на бомбардировщиках и разведыват
самолётах
ДАВЛЕНИЕ ГИДРОДИНАМИЧЕСКОЕ —
скалярная величина р, определяющая по-
верхностные силы в идеальной жидкости
(газе) и равная нормальному напряже
иию ра, приложенному к произвольно ориен-
тированной площадке и взятому с обрат
ным знаком В покоящихся вязкой иесжи
маемой н сжимаемой жидкостях из условия
равновесия среды следует, что в ней могут
возникать только нормальные напряжения,
значения к рых не зависят от ориентации
площадки В этом случае Д г определяется
так же, как и для идеальной жидкости
Р=— Р
В движущейся вязкой несжимаемой жид-
кости нормальные напряжения р,,, pvv, ptI,
приложенные к площадкам, ортогональным
декартовым осям х, у, z, зависят от ориеи
тации элементарной площадки, и Д г оп
ределяется как среднее арнфметнч диа-
гональных членов тензора напряжений, взя-
тое с обратным знаком,
1 /
Р	"Ь” Руу "Ь” Ргг)
Т о, Д г совпадает с термодинамнч
давлением, входящим в ур-иие состояния
среды
В движущейся же вязкой сжимаемой
жидкости Д г определяется выражением
р = -	+ Руу + р«) +	)divV,
где V — вектор скорости, р — динамич
вязкость, X — вторая вязкость Для несжи-
маемой жидкости divV=0, и второе соот-
ношение автоматически переходит в пер
вое Для сжимаемой жидкости divV^O и,
следовательно, в общем случае Д г отли-
чается от термодинамнч давления Для то-
го, чтобы они совпадали, необходимо сде-
лать допущение
2
х-~Г*
(гипотеза Дж Стокса) В большинстве
прикладных задач гипотеза Стокса, по ви
димому, справедлива и обычно используется
при решении Навье — Стокса уравнений Од-
нако в тех случаях, когда в потоке имеют
место релаксационные процессы (хим реак
ции, движение газа сложной мол структуры
ит п ), гипотеза Стокса не выполняется и
термодинамнч давление не совпадает с Д г
Для исследования таких течений вторая, или
объёмная вязкость часто вводится следую-
щим образом
1 = Х + -|-|1,
физически она отражает свойство изотроп-
ной жидкости, связанное с диссипацией
энергии а изотермнч жидкости из за изме-
нения объёма с конечной скоростью
В А Башкин
ДАВЛЕНИЕ ЗВУКА — пост давление, ис-
пытываемое телом, находящимся в стаци-
онарном звук поле Д з пропорционально
звук энергии и, следовательно, квадрату
звукового давления, но значительно меньше
этого давления
ДАВЛЕНИЕ НА ГРУНТ — отношение наг-
рузки (веса ЛА) к площади опорной пов-сти
шасси (колеса, лыжи, полоза) При этом
динамич Д иа г (при посадке ЛА) мо-
жет превышать статич давление более чем в
3 раза Значение Д на г определяет выбор
размеров и типа шасси при проектировании
самолётов, предназначенных для посадки на
аэродромы определ типа, напр грунтовые, а
также способность аэродрома принимать
самолёты разл класса Аэродромные покры-
тия характеризуют допускаемым Д иа г —
макс значением давления, при к-ром ещё
обеспечивается проходимость ЛА по ВПП
Оно должно быть ниже предельной проч-
ности грунта Допускаемое Д иа г для мяг
кого, мокрого грунта 0,3 МПа, для сухого
грунта 0,4—0,6 МПа, для твёрдого покры-
тия ВПП — 0,9—1,8 МПа
ДАВЛЕНИЕ ТОРМОЖЕНИЯ — то же,
что полное давление
Д'АЛАМБЕР (D'Alembert) Жан Лерон
(1717—83)—франц математик, механик,
фило соф-просветитель и энциклопедист, чл
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт CBOiffini руками1
С А Дани тии	М Дассо
Парижской АН (1754) Петерб АН (1764) и
др академий В «Трактате о динамике»
(1743) сформулировал принцип позволя
ющий при учете инерц сил применить к
задачам динамики механич систем более
простые методы статики В «Трактате о рав
новесии и движении жидкости Лредназна
ченном продолжить трактат о динамике»
(1744) высказал положение о равенстве ну
лю сопротивления тела при его движении
в идеальной жидкости (см Д Аламбера — Эи
лера парадокс) Под его рук были прове
дены мн эксперим исследования по сопро
тивлению движению тет результаты к рых
показали в частности пропорциональность
сопротивления квадрату скорости и пло
щади миделевого сечения тела
Д’АЛАМБЕРА — ЭЙЛЕРА ПАРАДОКС
(по имени Ж Л Д'Аламбера и Л Эйлера) -
равенство нулю сопротивления аэродина
мического для тела конечного размера
обтекаемого безвихревым установившим
ся не отрывающимся от тела потоком идс
альной жидкости при отсутствии в нем осо
бенностей (стоков источников изолир вих
рей вихревои пелены и т п ) Это утвержде
ние противоречащее практич опыту даже
при обтекании тел жидкостями с очень малы
ми вязкостями и получию назв парадокса
Впервые оно было высказано Д Аламбе
ром(1744) применительно к обтеканию сфе
ры а его доказатечьство было дано Эйле
ром (1745) к рый указал что сопротивле
ние тела связано в осн со срывом пото
ка в кормовой части те та Позднее справед
ливость Д — Э ii была доказана для всех
тел конечного размера
Сопротивление тела полубесконечного раз
мера определяется характером поведения
контура тела на бесконечности и не за
висят от формы его носовой части Так,
напр для плоских тел с ур нием конту
ра усох”' при х->оо (Ох, Оу — декартовы
Табл —Самолеты фирмы «ДассоБреге»
оси координат ось Ох совпадает с налравле
нием набегающею потока) Д —Э ц имеет
место при т<05 при m — fJ 5 тело облада
ет конечным сопротивлением а при т>0 5 —
бесконечно бочьшим что юворит о невоз
можности существования течения около
|3ких тел Д — Э « указывает на то что
те та при соответствующем выборе их фор
мы могут иметь очень малое сопротивление
при движении в жидкости или газе при боль
ших Рейнольдса числах	В А Башкин
ДАЛЬНОСТЬ ВИДИМОСТИ на взлет
но посадочной полосе — см в ст Ви
димость
ДАЛЬНОСТЬ ВИДИМОСТИ НА ВПП - см
Видимость на ВПП
ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА летательного
аппарата — расстояние измеренное по
земной пов сти к рое ЛА пролетает от
взлета до посадки при израсходовании оп
редел запаса топлива Д п является одной
из осн летио техн хар к ЛА Д п вклю
чает расстояние пройденное ЛА при набо
ре высоты крейсерского полета в креи
серском режиме полета и при снижении
На Д п ЛА оказывают влияние разл
факторы полетная масса профиль почета
режим работы двигателей метеорол уело
аия и др В зависимости от располагав
мого запаса топлива и задачи полета разлн
чают перегоночную дальность полета прак-
тическую дальность полета техническую
дальность полета Наиб Д п реактивного
самолета достигается при полете с дозвук
скоростью на больших высотах полет на
малых высотах или со сверхзвук скоростью
примерно вдвое уменьшает ее значение
Для увеличения Д п широко использу
ются подвесные топливные баки и заправ
ка топливом в полете
ДАНИЛИН Сергей Алексеевич (1901 —78) —
сов штурман ген лейтенант инж (1943)
Герой Сов Союза (1937) В Сов Армии с
1919 Окончил Моск высш аэрофотограм
метрич школу (1921) С 1922 в Науч
нспытат ин те ВВС В 1937 совм сМ М Гро
мовым и А Б Юмашевым совершил пере
лет Москва — Сев полюс - Сан Джасинто
(США) В 1943—44 нач Науч испытат
ин та спец служб ВВС в 1944—51 зам нач
Гос НИИ и нач управления ВВС Один из
организаторов штурманской службы в ВВС
СССР Разработал методику слепых полетов
и посадки бомбометания из за облаков В
1951—53 пом главнокоманд ВВС по ра
диотехн службе в 1953 — 59 нач управления
ВВС Дел ВС СССР в 1937 — 46 Награжден
2 орденами Ленина орденами Красного
Знамени Суворова 2 й степ Отечеств вой
ны I й степ 2 орденами Красной Звезды
медалями Д — одни из первых сов лётчи
ков получивших награду ФАИ — медаль
А де Лаво (1937)
I <>ч А^ронавигаиия Зии VI 1442
«ДАН-ЭР» (Dan Air
Services)— авиаком
па ни я Великобрита
нии Осуществляет
перевозки в страны
Зап Европы и Бл
Востока Осн в 1953
В 1989 перевезла 5 8
млн пасс пассажи
рооборот 8 87 млрд п км Авиац парк —
55 самолетов
ДАССб( Dassault до 1949 Блок Bloch)
Марсель (1892—1986)—франц авнакон
структор и промышленник Окончил высш
авиац школу (1913) проходил аоен служ
бу в авиац лаборатории в Шале Медон где
участвовал в проектировании самолетов
В 1916 разработал возд винт к рым ос
нашались мн франц самолеты I й миро
вой войны В 1917 на основанной вместе с
А Потезом (Н Potez) фирме построил
свой первый истребитель бита и SEA 4 вы
пускавшийся серийно В 1931 основал
фирму «Блок» выпускаашую трансп са
молёты бомбардировщики и истребители
и национализированную в 1937 В 1940 был
арестован в 1944 заключен в концлагерь Бу
хенвальд В 1945 воссоздал фирму к рая
после слияния в 1971 с фирмой «Бреге» по
тучила назв «Дассо Бреге» Под рук Д бы
ли разработаны известные сверхзвук истре
бители серии «Мираж» стратегия бомбар
дировщик «Мираж» IV реактивные адм са
молеты «Мистер Фалькои» построен ряд
опытных и эксперим самолетов (всего ок
90) В постедние годы жизни занимал иа
фирме должности техн директора и совет
ника Награждён медалью Гуггенхеймов
(1976)
«ДАССО» (Avions Marcel Dassault) — са
молетостроит фирма Франции Ведет начало
от фирмы «Блок* (Avions М Bloch) осн
в 1931 М Блоком (см Дассо М ) и в 1937
национализированной В 1945 образована
новая фирма «Блок» (Societe des Avions М
Bloch) вскоре сменившая назв на «Д » В
1971 «Д » аошла в состав фирмы «Дассо
Бреге» К наиболее известным самолетам 30 х
гг относятся бомбардировщики М В 200
(первый полет в 1933) М В 210 (1934)
и М В 131 (1934) истребитель МВ 152
(1938 см рис в табл XXI) разведчик
МВ 174 (1939) пасс самолеты М В 300 с
тремя ПД (1935) М В 220 с двумя ПД
(1935) и МВ 160 с четырьмя ПД (1937)
В 1949 создан реактивный истребитель
Основные данные	Стратегический бомбардировщик «Мираж» (VA	Истребнтети бомбардировщики		
		«Мираж* lilt	*Я<\ар» А	«(. упер эгандар»
Первые полет год	1959	1961	1968	1974
Число и гнп двигателей	2 ТРДФ	1 ТРДФ	2 ТРДФ	1 ТРД
Мощность двн । а геля кВт	—	—		
Тяга двнгатечя кН	65 8	60 8	32 5	49
Длина самолета м	23 5	15 03	16 83	14 31
Высота само тега м	5 65	45	4 89	3 86
Размах крыта м	И 83	8 22	8 69	96
П ю цадь крыта м2	78	34 8	24	28 4
Максимальная взтегная масса т	33	137	157	12
Масса пустого еамотета т	14 5	7 05	7	65
Максимальная б тевая нагрузка т Радиус действия (типовое боевое зада	7 25	4	48	2 27
ние) км	2000	1200	1400	850
Максиматьная скорость по тега км/ч	2340	2340	1700	Ц00
Ноготок м	20000	17000	14000	13700
Экипаж чел Вооружение	2	1 2X30 мм	1	1 2X30 мм
встроенные |ущки	—		2X30 мм	
>правтяемые ракеты	—	3	4	2
198 ДАЛАМБЕРА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Бомбардировщик «Мираж* IV
М D450 «Ураган», затем истребители со
стреловидным крылом «Мистер» (1952,
см рис в табл XXXI) и «Супер мистер»
(1955) Наиболее известными самолётами
фирмы стали сверхзвук истребитель бесхво-
стка «Мираж» 111 (1956, см рис в табл
ХХХ11) и его варианты «Мираж» 5 и «Ми-
раж» 50 В 1959 создай сверхзвук страте
гнч бомбардировщик «Мираж» IV (см рис и
табл к ст «Дассо Бреге»), в 1966 — мио
гоцелевой истребитель «Мираж» F-1 К
гражд продукции фирмы относятся пасс
самолёт «Меркюр» (1971) и реактивные
адм самолёты «Мистер Фалькон» (произ-во
с нач 60 х гг ) Создай ряд эксперим са-
молётов, втч СВВП «Бальзак» и «Ми
раж» ili-V, истребители «Мираж» G и
G8 с крылом изменяемой стреловидности
«ДАССО-БРЕГЕ» (Avions Marcel Dassault-
Breguet Aviation) — самолётостроит фирма
Франции Образована в 1971 в результате
слияния фирм «Дйссо» и «Бреге» С 1981
под контролем гос ва в 1990 переименована
в «Дассо аанасьон» (Dassault Aviation)
Оси программы 70—80-х гг произ во истре-
бителей серии «Мираж»— «Мираж» 111, 5 и
50 (выпущено св 1400, см рис в табл
ХХХ11), «Мираж» F-], «Мираж» 2000 (см
рис в табл XXXV11), палубного истребите
ля-бомбардировщика «Супер этандар», ист
ребителя бомбардировщика «Ягуар» (в кон
сорциуме «СЕП ЕКАТ»), уч боевого самолё-
та «Альфа джет» (с «Дорнье», См рис 1),
адм реактивных самолётов серии «Мистер-
Фалькон» (к 1990 выпущено ок 1000 см
рис 2), мор патрульного самолёта «Ат
лаитик» ATL2 (с рядом фирм зап -европ
стран), постройка и испытания эксперим
истребителя «Рафаль» А (1986, см рис 3)
и его опытного образца (1991), проекти
роваиие возд космич самолёта «Гермес»
(совм с фирмой «Аэроспасьяль») Всего
с 1945 фирмами «Бреге», «Дассо» н «Д -Б »
выпущено св 6000 самолётов, создано 92
опытных и 78 предсерийных образцов Осн
данные нек рых самолётов фирмы приведены
в табл	Ю Я Шилов
«ДАЧА» РУЛЯ— резкое (ступенчатое) отк-
лонение одного из органов управления на
нек рый пост угол с сохранением его в те-
чение 5—10с при неизменном положении
остальных органов управления Ислоль
зуется для исследования характера реак
ции ЛА на резкие отклонения рычагов уп-
равления при оценке его динамич управ-
ляемости и устойчивости
ДБ — принятое в СССР обозначение ряда
созданных в 30 х гг самолётов типа «даль
ний бомбардировщик» Серийно выпускались
ДБ 3 и его модификации конструкции
С В Ильюшина (см Ил) и ДБ 240 В Г Ер-
молаева Небольшой серией строился са-
молет ДБ-А (1936)—модифицированный
под рук В Ф Болховитинова самолёт ТБ 3
ДБ 2 разработан в КБ А Н Туполева бри-
гадой П О Сухого (см Ту) На его моди
фииир варианте ДБ 2Б «Родина» в ] 938
выполнен рекордный перелёт женским эки-
пажем в составе ВСЁризодубовой, П Д
Осипенко и М М Расковой ДБ-ЛК —
эксперим самолёт типа «летающее крыло»
конструкции В Н Беляева (1940)
ДВИГАТЕЛЬ АВИАЦИОННЫЙ — теп
ловой двигатель для приведения в движе
ние ЛА (самолётов, вертолётов, дирижаблей
и пр ) С момента зарождения авиации и до
кон 2 й мировой войны единств практи-
чески используемым Д а был порш дви-
гатель внутр сгорания (ПД), образующий
с возд винтом (движителем) винтомотор-
ную установку самолета В процессе разви-
тия авнац техники Д а непрерывно совер
шенствовалнсь в направлениях повышения
мощности, снимаемой с единицы рабочего
Рнс 1 Учебно боевой самолет «Альфа джет*
Рис 2 Административный самотет «Мистер Рис 3 Экспериментальный истребитель «Рафаль» А
Фалькон» 900
Продолжение табл
Основные данные	Многоцелевые истребители		Экспериментальный истребитель «Рафаль* А	Учебно боевой самолёт «Альфа джет*	Морской патрульный самолёт «Атлантик* ATL2
	«Мираж» F 1С	«Мираж» 2000			
Первый полёт год	1969	1978	1986	[973	1981
Число и тип двигателей	1 ТРДФ	1 ТРДДФ	2 ТРДДФ	1 ТРДД	2 ТВД
Мощность двигателя кВт	—	—	—	—	4230
Тяга двигателя, кН	70,6	88,3	71 2	13,2	—
Длина самолёта, м	15	14.35	15 79	1229	31,62
Высота самолёта м	4 5	5,2	5 [8	4 19	10,89
Размах крыла, м	8,4	9	11,2	9,11	37 42
Площадь крыла мг	25	41	47	175	120 34
Максимальная взлётная мнсса, т	15 2	16,5	20	75	46 2
Масса пустого самолёта, т	74	7,4	9.5	3.515	25 5
Максимальная боевая нагрузка, т Радиус действия (типовое боевое зада	до 4	до 5	68	2 5	3
иве) км	740	>740	—	610	[850 (плюс патрули- рование 5 ч)
Максимальиая скорость полёта, км/ч	2340	>2340	2 [00	1000	645
Потолок м	18500-20000	18300—20000	—	[4600	9145
Экипаж чел Вооружение	1	1	1	2	12
встроенные пушки	2X30 мм	2X30 мм	2X30 мм	1 X 27 мм	—
управляемые ракеты	4	4	6	2	2
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт CBOiiftBlflfiATiEflb 199
Табл — Параметры авиационных поршневых двигателем
Годы
	1905—10	1910-15	1915—20	1920—25	1925—30	1935—40	1940 -45	1945 -50	1950-55
Литровая мощность кВт/л	4 52	7 20	10 70	Н 90	16 05	18 75	32 20	41 40	49 60
Абсолютная мощность кВт	29	68	221	283	462	562	1280	1920	2280
Удельная масса, кг/кВт Удельный расход топлива на взлётном реши	3 09	2 03	1 66	1 21	. 1 03	0 87	0 68	061	0 62
ме кг/(кВт ч)		0,29	031	0 32	031	0 32	0 29	0 28	0 23
объёма цилиндров (литровая мощность),
абсолютной мощности, развиваемой двига
телем иа земле, высотности, уменьшения уд
массы (отношение массы конструкции к
мощности) и улучшения экономичности [уд
расход топлива в кг/(кВт-ч)[ Характер
ные значения перечисл параметров, полу-
ченные путём осреднения показателей дви-
гателей наиболее известных серийных моде-
лей для каждого периода времени, приве-
дены в табл
До 1917 Россия ие имела собств авиадви-
гателестроения На неск з-дах собирались
и ремонтировались ПД иностр конструк-
ция С первых же послерев лет в стране
начали создаваться группы и коллективы,
в к рых разрабатывались разл типы ПД
Коренной перелом в развитии двнгателестро
ения наступил в кон 20 х — нач 30-х гг
В 1930 создан Центральный институт авиа
ционного моторостроения (ЦИАМ), в к-ром
объединились кадры конструкторов и ис
следователей, начавших активную рабо
ту по созданию и отработке прогрессивных
конструкций ПД Уже в начале тридцатых
гг насчитывалось неск з-дов, оснащённых
первоклассным оборудованием и выпус
кавших двигатели разл типов, в т ч ли
цензноииые Созданные прн з дах КБ совер-
шенствовали выпускаемые двигатели и раз-
рабатывали новые оригинальные конструк
ции Многие КБ возглавили конструкто-
ры, переведённые из ЦИАМ к-рый уже с 1935
начал заниматься только науч исследова-
ниями Вскоре СССР по техн уровню авиа-
двнгателестроения вышел в ряд передовых
стран мира Свидетельством этому явились
миогочнсл рекорды дальности, грузоподъ-
ёмности, скорости и высоты, установленные
сов лётчиками в предвоен годы
В СССР и за рубежом выпускались ПД
жидкостного и возд охлаждения Первые
характеризуются расположением цилиндров
в ряд вдоль оси двигателя С увеличением
мощности число рядов увеличивалось поя-
вились V образные, X образные и даже Ж-
образные двигатели с числом рядов 2, 4 и 6
Каждый ряд содержал по 4—6 цилиндров,
расположенных раздельно или объединённых
в блоки с общей рубашкой, в к рой цирку
лнровала охлаждающая жидкость Дви-
гатели таких схем разрабатывались в КБ
В Я Климова, А А Микулина, В А Добры-
нина, в то время как в КБ А Д Швецова
выпускались двигатели возд охлаждения, в
к-рых цилиндры располагались радиально
по 5—9 в одной плоскости (звезда) Цилинд
ры снабжались рёбрами и дефлекторами для
интенсификации охлаждения встречным по
током воздуха или спец вентилятором На
иболее мощные двигатели возд охлаждения
имели 2 и даже 4 ряда раднально располож
цилиндров
Для увеличения мощности и высотности
двигателей в 30—40 х гг применялись сис-
темы наддува при помощи приводных цент-
робежных нагнетателей с регулируемой сте-
пенью наддува по высоте Улучшение пока
зателей ПД достигалось также использоаа-
нием энергии выпускных газов для привода
турбокомпрессоров, служивших ступенью
системы наддува На скоростных самолётах
для утилизации энергии выпускных газов с
200 ДВИГАТЕЛЬ
успехом применялись реактивные выпускные
патрубки, создававшие дополнит тягу Зна
чит повышение показателей ПД было по
лучеио в результате улучшения рабочего
процесса в цилиндрах, оптимизации фазо-
распределеиия, зажигания, формы камеры
сгорания, перехода от карбюраторных
схем смесеобразования к непосредств
впрыску Были разработаны системы т и
гильзового распределения, позволившие уст
ранить впускные и выпускные клапаны
К сер 40 х гг ПД достигли очень высо
кого уровня совершенства Один из таких
ПД — двигатель ВД-4К конструкции Добры-
нина, созданный вскоре после войны — имел
мощную систему наддува и турбины, преоб
разующие энергию выпускных газов в полез-
ную работу, передаваемую на вал двига-
теля Повышение эффективности и мощности
двигателей в сочетании с прогрессом в об-
ласти аэродинамики и авиации в целом поз-
волили заметно увеличить высотность и ско
рость ЛА Самолёты истребители периода
2 й мировой войны достигали высот более
10 км и скоростей полёта 700—750 км/ч
Однако требование дальнейшего увели-
чения высотиости и скорости уже ие могло
быть удовлетворено виитомоторной группой
с ПД Ограничение возможностей ПД обус
ловливалось необходимостью значит увели-
чения мощности двигателя для компенсации
возраставшего лобового сопротивления и
падения кпд винта при приближении скорое
ти полёта к скорости заука
Существ рост скорости и высоты полёта
стал возможным в связи с появлением сило
вых установок на базе газотурбинных воз-
душно реактивных двигателей (ВрД) и жид-
костных ракетных двигателей (ЖРД) Дви
гатели обоих типов начали применяться в
авиации в конце 2 й мировой войны, однако
в дальнейшем ЖРД сохранились лишь в
ракетостроении, в то время как в аанац
технике во всё возрастающем объёме стали
использовать ВРД, к рые вытеснили ПД сна
чала в военной, а потом и в гражд авиации
иа ЛА большинства типов В 80-х гг ПД
применялись лишь иа легкомоториых спор-
тивных и уч самолётах и на лёгких верто*
лётах
Причина перехода от ПД к ВРД лежит
в особенностях скоростных хар к этих дви
гателей радикальное отличие скоростных
хар-к ВРД от хар к винтомоторной группы с
ПД заключается в том, что у ПД мощность
на валу н, следоаательно, тяговая мощность
винта PV мало зависят от скорости полёта,
поэтому с увеличением скорости У тяга Р
соответственно уменьшается В ВРД в пер-
вом приближении не мощность PV, а тяга
Р ие зависит от скорости в широком диапа-
зоне её изменения (рис I) Иными словами,
мощность ВРД с ростом скорости полёта
растёт, и именно это открыло пути радикаль-
ного увеличения скорости полёта самолётов
Применение ВРД позволило сначала осво
ить околозвук скорости полёта, а затем
достичь скоростей, в 2—3 раза превышаю-
щих скорость звука
В 80-х гг в эксплуатации в мире нахо-
дились неск типов ГТД, каждый из к рых
по схеме и параметрам оптимизирован для
условий эксплуатации самолётов заданного
назначения Так, магистральным пасс са
молётам с дозвук крейсерской скоростью
наиболее соответствует турбореактивный
двухконтурный двигатель (ТРДД) с боль-
шой степенью двухконтурности, а на самолё-
тах местных возд линий и на вертолётах ши
роко применяются турбовинтовые двигатели
н турбовальные двигатели Для самолётов
со сверхзвук крейсерской скоростью полёта
целесообразен двигатель с малой степенью
двухконтурности нлн даже одноконтурный
турбореактивный двигатель (ТРД) Для са-
молётов с широким диапазоном условий крей-
серского полёта (истребители, бомбарди-
ровщики) целесообразен одно- или двухкон-
турный двигатель с форсажной камерой
сгорания (ТРДФ, ТРДДФ), используемой
для разгона и полёта на сверхзвук скорости
Отечеств ГТД, разработанные под рук
А М Люльки, Климова, Микулнна. Доб
рынина, А Г Ивченко. С П Изотова,
Н Д Кузнецова, В А Лотарева, П А Со-
ловьева, С К Ту майского, О Н Фавор-
ского и др , обеспечили высокий уровень
лётно техи хар-к и эффективности ЛА сов
воен и гражд авиации
Газотурбинные двигатели во асё воз
растающей степени используются не толь-
ко для получения прямой и обратной тяги,
но также и для создания подъёмной си-
лы или увеличения подъёмной силы несу-
щих поверхностей ЛА — крыльев Так,
напр, расположение двигателей самолёта
Ан-72 над крылом в передней его час
ти позволяет, используя эффект Коандэ,
отклонять реактивную струю вниз вслед за
опусканием закрылков, что создаёт верти
кальную составляющую тяги, направленную
вверх (см Коандэ закрылок) Взаимодейст-
вие струи с пов-стью крыла также способ
ствует увеличению коэф его подъёмной
силы (см Энергетическая механизация кры-
ла) В нек-рых случаях целесообразно отби-
рать от двигателя часть воздуха и выпускать
его через спец щели в задней кромке кры-
ла, что также приводит к увеличению коэф
подъёмной силы (эффект суперциркуляции)
Созданы двигатели с поворотными сопла
ми (подъемно-маршевые двигатели), позво
ляющие осуществлять вертик взлёт н по-
садку Существуют двигатели, спроектиро
ванные специально для работы в вертик
положении и действующие только в процес
се аертик или укороч азлёта и посадки
(подъемные двигатели) Они имеют малые
уд вес и высоту, что позволяет размещать
их в фюзеляже самолёта без увеличения его
миделя Существуют и др методы исполь
зования двигателя для осуществления вер
тик взлёта самолётов, к-рые позволяют со-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ
I
__________i__________
Рнс 2 Классификация авиационных двигателей
четать в ЛА положит свойства самолетов
и вертолётов (см, напр. Преобразуемый
аппарат)
Для скоростей, соответствующих Маха
числу полёта Моо>3—3,5, рассматриваются
комбинир схемы двигателей, сочетающие в
себе газотурбинную часть, используемую для
взлёта и полёта на малых скоростях, и пря-
моточную, работающую на макс скоростях
полёта (турбопрямоточные двигатели)
Классификация двигателей авнац назначе-
ния приведена на рис 2
Дальнейшее усовершенствование авиац
ГТД происходит в направлении повышения
параметров термодинамич цикла — темп-ры
газов перед турбиной, степени повышения
давления, повышения кпд осн узлов при
одноврем увеличении их аэродинамич иаг-
ружеииости Это позволяет уменьшить чис-
ло ступеней компрессора и турбины и со
ответственно снизить трудоёмкость произ ва
авиац двигателей Большой прогресс дос-
тигнут в увеличении надёжности и ресурса
ааиац двигателей Эти хар-ки, важиые с по-
зиций безопасности полетов и экономики
эксплуатации, непрерывно улучшаются Со-
вершенствуется также эксплуатац и ре-
монтная технологичность двигателей
С М Шляхтенко
ДВЙГАТЕЛЬ ВНУТРЕННЕГО СГОРАНИЯ
(ДВС)—тепловой двигатель, внутри к-рого
происходит сжигание топлива и преобразо-
вание части выделившейся теплоты в ме-
ханич работу К ДВС относятся поршне
вне, газотурбинные, прямоточные, ракетные
и разл комбиииров двигатели Термин
«ДВС» применяют преим к порш даига
телям См также Двигатель авиационный
ДВИГАТЕЛЬ ИЗМЕНЯЕМОГО РАБОЧЕ-
ГО ПРОЦЕССА — авнац газотурбинный
двигатель, а к ром путём широкого регули-
рования элементов проточного тракта (нап-
равляющих аппаратов компрессоров, соп-
ловых аппаратов турбин, сопла и пр ), а
также применением дополнит узлов, отклю-
чаемых и переключаемых в процессе рабо-
Рис. I Принципиальная схема двигателя изменяемого рабочего процесса с регулируемыми элементами
1  вентилятор 2 — направляющий аппарат 3 - створка, 4 — компрессор 5 — камера сгорания
6 — сопловой аппарат 7 фореажнвя камера, 8 турбина, 9 - смеситель, 10 - сопло, чёрные кружки
с «рукоятками»— места возможного регулирования элементов двигателя
ты (камеры сгорания в наружном контуре,
клапаны перепуска, турбовентиляторные
приставки и пр ), осуществляется адаптация
режима работы двигатедя к условиям по-
лёта
Степень двухконтурности таких двигате-
лей изменяется в более широких пределах,
чем у обычных ТРДД, н мн схемы Д и р п
допускают переход с режимов работы по схе-
ме ТРДД ("ТРДДФ) иа режимы работы ТРД
(ТРДФ) Схема, показанная на рис I, поз
воляет представить многообразие возможных
принципиальных схем Д и р п Эти схе
мы могут быть созданы на основе исходного
газогенератора
Д и р п обладают лучшей экономич
иостью, чем ТРДДФ, на сверхзвук ско-
ростях полёта, при взлёте — разгоне и на
дозвук скоростях полёта на форсажных
режимах, на дозвук скоростях полёта с вы-
ключ форсажной камерой уд расход топ
лива близок к уд расходу топлива в ТРДДФ
и заметно меньше, чем в ТРД (рис 2) Др
важным преимуществом Д и р п перед
ТРДДФ и ТРД является низкий уровень шу-
ма при взлёте и наборе высоты Указанные
свойства Д и р п создают возможность нх
Рис. 2 Сравнение дроссельных характеристик
двигателя изменяемого рабочего процесса ТРДДФ
и ТРДФ иа дозвуковых (ст) и сверхзвуковых
(б) режимах полёта (С, —удельный расход топ
лива Р — тяга) 1 — ТРД (ТРДФ), 2 — двигатель
изменяемого рабочего процесса (то же с форсажом)
3 — ТРДД (ТРДДФ), 4 — ТРДДФ 5— двигатель
изменяемого рабочего процесса с форсажом 6 —
ТРДФ
применения на многорежимных самолётах с
большой продолжительностью полёта на
сверх и дозвук скоростях
ДВИГАТЕЛЬ КРИТИЧЕСКИЙ много-
двигательного самолёта — одни из
двигателей, отказ к-рого вызывает наибо-
лее неблагоприятные изменения в поведении
самолёта или в условиях его пилотирова-
ния Отказ Д к в ожидаемых условиях
эксплуатации ие должен приводить к опас-
ной ситуации При выборе тяговооружённос-
ти (энерговооруженности) многодвигат са-
молёта отказ Д к является расчетным слу-
чаем — работающие двигатели самолёта с
отказавшим Д к должны обеспечивать тягу,
достаточную для продолжения взлёта (см.
Продолженный взлет) нли ухода на второй
круг прн заходе иа посадку
ДВИЖИТЕЛЬ— устройство, с помощью
к-рого авиац двигатели (поршневые, га-
зотурбинные) создают тягу, необходимую
для движения ЛА Все Д авнац типа ра-
ботают по возд реактивному принципу, т е
создают тягу путём отбрасывания воздуха
со скоростью, к-рая больше скорости набе-
гающего потока К Д относятся несущие
винты вертолётов н воздушные винты са-
молётов К Д может быть отнесён венти-
лятор наруж контура ТРДД с раздельны-
ми контурами Существует закономерность
(см рис ), согласно к рой чем больше диа-
Зависимость удельной тяги движителя
в стартовых_ условиях от его относительного
диаметра DB(A/B=idem) или коэффициента
мощности 1 — открытые винты (а — винты
вертолётов, б — винты ТВД, в — виитовемтн-
ляторы), 2—вентиляторы наружного конту
ра ТРДД (степень двухконтурности 5 — 15)
метр винта DB при той же передаваемой
ему мощности WB (т е чем меньше коэф,
мощности винта WB/DB), тем больше уд.
тяга винта Рв/Пв	В Л Сосунов
ДВОЙНОЙ ВОСХОДЯЩИЙ РАЗВОРОТ
см в ст Разворот
ДВУХБАЛОЧНЫЙ САМОЛЕТ — самолёт,
хвостовое оперение к-рого (преим двухки-
левое) вынесено на балках, закреплённых на
крыле В передней части балок могут
быть установлены двигатели, а в крылье-
вой части балок — стойки шасси Экипаж
и целевая нагрузка располагаются в объёме
крыла или в гондоле, установленной иа
крыле (а отличие от двухфюзеляжного
самолёта, у к-рого они размещаются в
фюзеляжах) Преимущества Д с улуч-
шенный обзор, удобство погрузки и раз-
грузки, иногда снижение аэродинвмич. соп-
ротивления
Первый Д с «Пороховщиков № 2» (рнс
в табл V) был построен в 1914 А А Порог
ховщнковым Д с создавались К А Калини-
ным ("К 7, см рис в табл ХП), О К Ан-
тоновым (ОКА-33) В период 2-й мировой
войны применялись Д с — истребители Лок-
хид Р 38L (рис в табл XX) и Нортроп Р-61
www.vokb-la.spb.ru - Самол

201
Дж Де Хэвиллеид	П С Дей нек и и
(оба США) разведчик Фокке Вульф Fw 189
(Германия рис в табл XXI) Серийные
реактивные Д с Де Хэвиллеид «Вампир»
(рис в табл XXX) «Веном» «Си виксен»
(Великобритания) ГрузовыеД с Фэрчайлд
С 119 (США рис в табл XXX) Норд
авиасьои «Норатлас» (Франция) Армст
ронг Уитуорт «Аргоси* (Великобритания)
По схеме Д с построен отечеств самолет
М 17 установивший в кон 80 х гг ряд
мировых рекордов высоты
ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВ-
НЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — см Турбореактивный
двухконтурный двигатель
ДЕ ХЭВИЛЛЕНД((1е Havilland) Джефри
(1882—1965)—англ авиаконструктор пн
лот и промышленник один из пионеров ави
ации Окончил Оксфордский унт и высшую
инж школу Оставил работу на автомобиле
строит фирме для постройки самолета
собств конструкции разбившегося в первом
полете в 1909 Следующий свой самолет
(19|0) Де X пилотировал сам С 1910 ра
ботал на аэростатном (позже авиац ) з де
конструктором и летчиком испытателем где
построили испытал ряд самолетов ас 1914 —
гл конструктором на фирме «Эркрафт мень
юфекчурииг* где создал ряд истребителей
и бомбардировщиков в т ч широко при
менявшиеся в 1 й мировой войне DH2
(1915) D Н 4 (1916 см рис в табл VIII) н
DH9 (1917) Мн модифицир воен са
молеты Де X того времени использовались
после войны на гражд авиалиниях В 1920
основал авиа и моторостроит фирму «Де
Хэвилленд» где под его рук в 20—30 х гг
был создан ряд легких гражд самолётов
боевой самолет «Москито» применявшийся
во 2 й мировой войне а в 40 х гг и последую
щий период — ряд реактивных истребителей
и пасс самолетов в т ч первый реак
тивный пасс самолёт «Комета» Награжден
медалью Гуггенхеймов (1952)
«ДЕ ХЭВИЛЛЕНД» (De Havilland Aircraft
Со )—самолето и авиадвигателестроит
фирма Великобритании Осн в 1920 Де Хэ
виллендом В 1960 вошла в состав концерна
«Хокер Сидли» В 20—30 е г г выпускала
в осн спортивные туристские уч трени
ровочиые и легкие пасс самолеты в т ч из
вестной серии «Мос» D Н 60 «Мос» (пер
вый полет в 1925) D Н 6] «Джайант мос*
(1927) D Н 80 «Пусс мос» (1929 см рис
в табл XIV), D Н 82 «Тайгер мос» (1931)
D Н 87 «Хорнет мос» (1934) и др В 1937
был создан скоростной пасс самолет D Н 91
«Альбатрос» с четырьмя ПД В годы 2 и
мировой воины построен 778] самолет
деревянной конструкции D Н 98 «Москито»
(1940 широко применялись в качестве
лёгких бомбардировщиков истребителей и
разведчиков см рис в табл XIX) Боль
шими сериями выпускались реактивные
истребители D Н 100 «Вампир» (1943 см
рис в табл XXX) D Н 112 «Веном» (1949)
в 1951 создан палубный истребитель D Н НО
«Си виксен* с двумя ТРД В 1946 создан
эксперим реактивный самолет D Н 108 схе
Табл I Реактивные пассажирские самолеты «Комета* фирмы «Де Хэвиллеид*
Основные данные	«Комета» 1	«Комета» 4С
Первый полет год	1949	1959
Чисто и тип двигателей	4 ТРД	4 ТРД
Тяга двигателя кН	198	46 7
Длина самолета м	28 35	35 97
Высота самолета м	8 65	8 99
Размах крыла м	35	35
Площадь крыта м2	187 2	197
Максимальная взлетная масса т	47 627	73 5
Масса снаряженного самолета т	—	36 1
Максимальное число пассажиров	48	101
Максимальная коммерческая нагрузка т	5 67	104
Дальность полета с максимальной коммерче скои нагрузкой км	2816	5350
Коммерческая нагрузка при максимальном запасе топлива т		5 1
Дальность полета при максимальном запасе топ Лива км		6700
Максимальная крейсерская скорость полета км/ч	788	872
Экипаж чел	4	4
Табл 2— Военные самолеты фирмы «Де Хэвилченд»
Основные данные	Бомбардн ровщик «Москнто» В Mk IV	Истребитель бомбардиров шик «Вампир* F В Мк а	Ночной истребитель «Веном» NF3	Палубный всепогодный истребитель «Си внксеи» FAWI
Первый полет год	1941	1948	1953	1957
Число и тип двигателей	2 ПД	1 ТРД	1 ТРД	2 ТРД
Мощность двигателя кВт	1090	—	„„	—-„•
Тяга двигателя кН	——	13 8	22	42 2
Длина самолета м	12 34	9 37	11 17	1631
Высота самолета м	381	2 69	1 98	34
Размах крыла м	16 51	U 58	127	15 24
Площадь крыла м2	42 2	24 4	26	60 2
Взлетная масса т	9 72	5 6	7 17	[6 3
Масса пустого самолета т	6 08	3 28	—	—
Максимальная дальность полета км	3280	1880	16Ю	2400
Максимальная скорость полета км/ч	611	869	1013	1200
Потолок м	10300	12200	15000	16800
Экипаж чел	2	1	2	2
Вооружение	Бомбы	4 пушки	4 пушки	28 НАР и
	1907 кг)	120 мм) бомбы (907 кг)	(20 мм)	4 УР (илн бомбы мае сой 1 7 т)
мы «бесхвостка* со стреловидным крылом
В 1945 выпущен пасс самолет D Н 104
«Дав» с двумя ПД а затем первый реактив
ный пасс самолёт DH 106 «Комета» (1949
см рис в табл XXX) Самолёт «Коме
та» 1 вышел на авиалинии в 1952 но
в 1954 снят с эксплуатации из за ряда
катастроф В кон 50 х гг выпускались
усовершенств варианты всего построено
112 самолетов «Комета» Были также
созданы пасс самолет D Н 12] «Трайдент*
Табл
-Самолеты фирмы «Д е Хэвилленд оф Канада»
Основные данные	Военно транспортные			Пассажирские	
	DHC 4	DHC 5	DHC 6	«Дэш*7	«Дэш»8 100
Первый полет год	1958	1964	1965	1975	1983
Число н тип двигателей	2 ПД	2 ТВД	2 ТВД	4 ТВД	2 ТВД
Мошность двигателя кВт	1080	2130	433	835	1340
Длина самолета м	22 12	23 6	15 1	24 58	22 25
Высота самолета м	97	87	57	7 98	7 62
Размах крыла м	29 15	29 3	19 8	28 35	25 6
Площадь крыла м2	84 7	88	39 02	80	54 35
Взлетная масса т	12 9	186	5	19 96	13 84
Масса снаряженного самолета т	8 3	10 5	2 8	12 56	9 15
Максимальное число пассажиров (сол дат)	32	41	18	54	36
Максимальная коммерческая (перево знмая) нагрузка т	3 96	6 3	1 9	5 13	3 55
Дальность полета при максимальной на грузке км	1213	815	360	1260	1110
Нагрузка при максимальном запасе топ лива т	2 2	1 815	1 4	2 86	1 815
Дальность полета При максимальном за пасе топлива км	2100	3500	1600	2930	2410
Максимальная крейсерская скорость по лета км/ч	347	435	300	430	500
Экипаж чел	3	3	2	2	2
(1962) с тремя ТРДД и реактивный адм
самолет D Н 125 (1962) выпуск к рых был
продолжен концерном «Хокер Сидлн» Осн
данные нек рых самолётов фирмы прнве
дены в табл 1 и 2	Ю Я Шилов
«ДЕ ХЭВИЛЛЕНД ОФ КАНАДА» (De На
villand Atrcralt ol Canada Ltd DHC)—ca
молетостронт фирма Канады Осн в 1928
как филиал фирмы «Де Хэвилленд» в i960
вошла в состав концерна «Хокер Сидли»
с 1974 гос фирма В 1986 стала отделени
202 ДВУХКОНТУРНЫИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Пассажирский самолет «Дэш»8 300
ем канад филиала фирмы «Боинг» До конца
2-й мировой войны выпускала самолёты осн
фирмы (в т ч построила Н34 самолёта
D Н 98 «Москито»), затем перешла на раз
работку и произ-во собств моделей После
тренировочного самолёта DHC 1 «Чипманк»
(первый полет в 1946) был создан ряд
легких трансп СКВП гражд и воен ва-
риантов с ПД — DHC 2 «Бивер» (1947),
DHC-З «Оттер» (1951), DHC-4 «Карибу»
(1958), с ТВД — DНС 2 «Турбо бивер»
(1963), DHC-5 «Баффало» (1964) и DHC-6
«Туин оттер» (1965) Для коротких авиа-
линий созданы малошумные пасс СКВП
«Дэш»7 (1975. см рис в табл XXXVII)
и «Дэш»8 (1983, см рис ) к кон 1986
число выпущенных самолетов достигло 7000.
нз них 3791 — собств разработки Осн
данные нек-рых самолетов фирмы прнведе
ны в табл В 1991 фирма закуплена кон
сорциумом «АТР»	ю я Шилое
ДЕВИАЦИЯ (позднелат deviatio, от лат
devio — уклоняюсь с дороги)—i) Д авн-
ац конструкции — в расчётах на проч
ность при моделировании авиац конструк-
ции, напр крыла, балкой Д наз угол пово-
рота поперечного сечения балки при её из
гибе
2) Д магнитная — разность между
истинным магн курсом ЛА и маги кур-
сом, измеренным бортовым устройством
(напр. магн компасом). обусловлена
собственным магн полем ЛА В зависи
мости от того, какие материалы — магнитно
твёрдые или магнитно-мягкие—опреде-
ляют собств магн поле ЛА. Д ведет
себя по-разному при развороте ЛА по
курсу на 360° Если магн поле обус
ловлено магнитно-твёрдыми материалами
(их намагниченность может измениться
только под действием сильных магн по
лей), то при развороте ЛА на 360° Д дваж-
ды меняет знак и наз полукруговой
Если же осн влияние оказывают магнитно
мягкие материалы (нх намагниченность мо-
жет меняться под действием слабых магн
полей, в т ч магн поля Земли), то при
развороте на 360° Д изменит знак четы
режды н наз четвертной Д вызывает
погрешность в измерении магн курса ЛА,
и её необходимо учитывать при решении
навигац задач
ДЕГРАДАЦИЯ СТАБИЛИЗАТОРА — уста
ревшее назв угла установки стабилизатора
относительно плоскости хорд крыла
ДЕЙИЁКИН Пётр Степанович (р 1937)—
сов военачальник, генерал полковник авиа-
ции (1990). засл воен лётчик СССР
(1984) Окончил Балашовское воеи авиац
уч-ще лётчиков (1957), Воен-возд ака
демию им Ю А Гагарина (1969). Воен
академию Генштаба Вооруж Сил СССР
(1982) Службу проходил в авиац час
тях и соединениях Дальней авиации С 1985
команд авиац объединением, в [988—90
команд Дальней авиацией, с 1990 I й зам
главиокоманд ВВС, с 1991 главнокоманд
ВВС — зам министра обороны СССР
Награждён орденами «За службу Родине
в Вооруженных Силах СССР» 2-й и 3 й
степ , медалями
ДЕКОМПРЕССИЯ (от лат de-----пристав-
ка, означающая удаление, движение вниз и
conipressio— сжатие, сдавливание) — умеяь
шение давления окружающей среды (прн
подъеме на высоту, всплытии с глубин, раз
герметизации кабины ДА и т п ) Д харак
теризуется разностью между нач и конеч-
ным давлением, продолжительностью, скоро
стью изменения давления и кратностью
(отношением нач давления к конечному)
Изменение давления в высотных полетах мо
жет стать при определ состоянии организма
причиной высотных декомпрессионных рас-
стройств (ВДР), в частности декомпресси
он ной высотной болезни При выравнивании
давления в газосодержащнх полостях тела
с изменяющимся внешним давлением воз-
можны расстройства, характеризующиеся
нарушением или ослаблением различных
функций организма, наблюдающиеся даже на
сравнительно небольшой высоте Значитель
ное резкое снижение давления в течение ме-
нее 1 с, т н взрывная Д , сопровождающаяся
хлопком, как при взрыве, н чаще всего свя-
занная с мгновенной разгерметизацией каби
ны ЛА, вызывает не только неприятные ощу-
щения в кишечнике, заложенность в ушах, но-
совых пазухах, но и боли в суставах и мыщ
цах Снижение давления прн подъёме на 7 км и
более может вызвать образование в крови
и тканях газовых пузырьков, к рые могут
обусловить возникновение газовой эмболии
(декомпрессионной болезни) На выс 19,2
км при снижении давления до давления
насыщенных паров (66.5 кПа при нор
мальной темл-ре тела) возможно закипание
жидкостей организма, образование паро
газовых пузырьков в крови, лимфе и меж-
тканевон жидкости, в результате чего раз-
вивается высотная парогазовая эмфизема
(см Эмфизема высотная) Надежную защи-
ту от ВДР обеспечивают гермокабины ЛА и
высотное снаряжение
Лит Основы космической биолотии и медицины
т 1—3, М 1975	И И Черняков
ДЕКСБАХ Михаил Сергеевич (р 1937) —
сов лётчик испытатель, засл летчик испы-
татель СССР (1980). Герой Сов Сою-
за (1981) Окончил Армавирское воен
авиац уч ще лётчиков (1956) До 1966
служил в ВВС С 1967 (после окончания
Школы лётчиков-испытателей) в ОКБ А С
Яковлева Оёвоил многие типы опытных и
серийных самолётов Як, участвовал в испы
таннях самолётов Як 28. Як-40. Як 18Т
и др Провёл заводские и гос испы
тания первого в СССР самолёта вертик
взлёта и посадки (СВВП). первым произ-
вёл посадку СВВП на корабль н полёты
с корабля, провёл большую методич рабо
ту, способствовавшую освоению СВВП
лётчиками авиации ВМФ Награждён ор
денами Ленина. Октябрьской Революции,
Красной Звезды, медалями Портрет см на
стр 204
пасс . пассажи-
Авиац парк —
(по начертанию
«ДЕЛЬТА ЭР
ЛАЙНС» (Delta Air
Lines)— авнакомпа
ния США Осуществ
ляет перевозки в
страны Европы, Азии,
Северной и Юж Аме-
рики Осн в 1924
В 1989 перевезла 68,2 млн
рооборот 95,5 млрд п км
407 самолётов
ДЕЛЬТАВЙДНОЕ КРЫЛО
греч буквы А) — см в ст Крыло
ДЕЛЬТАПЛАН — планёр с балансирным
управлением и гибким крылом, имеющим
в плане вид буквы А Состоит (рис 1) из
каркаса, выполненного из труб днам 30—45
мм, на к-рый натянута герметичная ткань
(лавсан, дакрон) Ткань может быть под
креплена «латами* для придания ей соответ-
ствующего профиля Пов сть крыла в полете
имеет вид двух конич пов стей, совмещен
ных у вершины В точке пересечения киле-
вой и поперечной балок крепится подвесная
система пилота, обеспечивающая его распо-
ложение сидя илн лёжа Подвесная система
обеспечивает свободное перемещение пило
та относительно трапеции, выполняющей
роль ручки управления
Идея создания балансирного планёра и
её реализация принадлежат О Лилиенталю
Рис. 1. Конструкция дельтаплана 1 — гибкая по-
верхность крыла (купол), 2 — центральный узел,
3 — верхние растяжки, 4 — мачта 5 — киленая тру
ба (балка), 6 — носовой узел, 7 — боковая труба
(балка). 8—поперечная труба (балка) 9—ниж-
ние растяжки, ]0- рулевая трапеция, 1] —под
весиая система, ]2—латы
Рис 2 Формы крыла дельтаплана а — учебного,
б - учебно тренировочного в — спортивного
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	203
Рнс 3. Мотоде^ьтап ин
Рнс 4 Де.|ьтап1ан *Став\тич УТ*
Параметры его сборно разборного планера,
созданного в 1891, а также его складыва-
ющаяся конструкция соответствуют совр
Д (масса 20 Kt размах крыла 6,7 м. пл 13
м2) Балансирные планёры того времени и
все последующие имели недостаточную уп
равляемость и были сложными в приобрете
нии навыков пилотирования, т к пилот дер-
жался в вырезе крыла иа локтях и пред-
плечьях Полеты иа возд змеях (к рые
можно считать разновидностью Д ). букси-
руемых повозкой или судном, известны с
нач 20 в В 1962 австрал воднолыжники
стали применять их для буксировки за ка-
тером Змеи имели разл формы многоуголь-
ные коробчатые, в виде звезды и т п Но
наилучшей оказалась конструкция, запатен-
тованная Ф Рогалло (1951, США) Гиб
кое крыло Рогалло имело трапецию, обла-
дало хорошей устойчивостью и довольно вы
сокнм для змеев аэродинамическим качест-
вом (3.5—4)
Крыло совр Д (рис 2) имеет значит
удлинение, оптим аэродинамич профиль
Аэродинамич качество Д достигает 12 —14,
масса конструкции 7—40 кг, нагрузка на
крыло 5—6 кг/м2, диапазон скоростей полета
25—90 км/ч Получили распространение
мотодельтапланы, оснащенные небольшим
двигателем (10—15 кВт) для автономного
взлёта и набора высоты (рис 3) На Киев
с ком механическом заводе нм О К Анто-
нова создан Д «Славутич УТ» (рис 4),
к-рый принят к серийному произ-ву
Лит Вейге ын К Е Очерки по истории зет
иого дела ки I М 1940 Жеглов В А. Рыб
кин В Б Mancnvpii О В Учись ле
тать нл дельтаплане М 1980 Козьмин В В
Кротов И В Де п. та и ины 2 изд М 1489
А А Бадягин Ю В Макаров
ДЕЛЬТАПЛАНЕРНЫЙ СПОРТ — один из
массовых видов авиационного спорта, вклю
чающий полеты иа сверхлёгких планёрах, в
первую очередь дельтапланах и соревно
вания на продолжительность, дальность и
среднюю скорость полёта по маршрутам
разл конфигурации выигрыш высоты (раз
ннца между низшей и высшей точками по
лёта) и точность приземления Места сорев-
нований дельтапланеристов традиционно
связаны с горами, холмами, к рые позво-
ляют осуществлять взлет с йог и первоиач
набор высоты в динамич потоке обтекания
Однако Д с уверенно выходит и на равнину,
чему способствует развитие средств ме
ханизир запуска дельтапланов спец лебе
док, оснащённых вспомогат двигателями
для взлета и набора высоты, дельталетов
буксировщиков и т Д
Зарождение Дев СССР относится к
нач 1970-х гг , офиц признание он полу
чил в 1976. когда состоялся l-й Всесоюзный
слёт энтузиастов дельтапланеристов В 1978
была образована федерация Д с СССР,
к рая в 1988 преобразована в Объедин фе-
дерацию сверхлегкой авиации СССР В сер
80-х гг в СССР функционировало св 700
обществ дельта клубов при первичных орг-
циях ДОСААФ, пр тий и учреждений, объе
динявших более 10 тыс спортсменов Еже
годно ими выполнялось ок 400 тыс полётов
В 1986 образован Центр дельтаклуб, осн
задачами к рого являлись обучение пило
тов-инструкторов, спортсменов высшего раз-
ряда, подготовка сборной команды страны
Дельта клубы организуют лётную работу
в соответствии с нормами возд права, их
члены получают необходимую теоретич на
земную подготовку, занимаются самодеят
техн творчеством, участвуют в соревно-
ваниях
Массовые соревнования клубных, област-
ных, республиканских команд стали прово-
диться в кон 70 х гг С 1981 проводились
чемпионаты страны по Д с На I м чем
пионате СССР звание абс чемпиона завое-
вал А Кареткнн Развивался женский Д с
Первые абс чемпионки страны — Е Дробы-
шева (1989). О Опарина (1990) На между
нар соревнованиях сов спортсмены впервые
выступили в 1986 Первый сов мировой ре
кордсмен — А Коркач (в 1987 он прошёл
25 км треугольный маршрут со ср путевой
скоростью 25,56 км/ч)
В 1986 в СССР начали осваивать полеты
на моторных дельтапланах, появилась раз
новидность Д с —дельталетный спорт
Проведены первые всес соревнования по
дельталётному спорту (1988), абс чемпно
ном стал В Евтушенко Разновидностью
Д с являются также соревнования спорте
меиов. летающих на парапланах—дельта-
планах с нежестким (парашютным) крылом
За рубежом Д с наиболее развит в
Австралии, ФРГ, США, Франции. Венгрии,
Польше С 1977 проводятся чемпионаты
мира, Европы (I раз в 2 года), междунар
встречи Сов спортсмены впервые участво-
вали на чемпионате Европы в 1986, иа
чемпионате мира в 1988 Из 29 рекордов
мира зарегистрированных ФАИ (по состоя-
нию на I яив 1991), 12 принадлежит США,
остальные — др странам Перспективы раз
вития Д с связаны с олимпийским движе-
нием В 1985 Д с получил признание Меж
дуиар олимпийского к-та
См ст Рекорды авиационные
В И 1абава Е И Елизаров
ДЕМЕНТЬЕВ Петр Васильевич (1907 —
77)—сов гос деятель, ген полковник инж
(1976). дважды Герой Соц Труда (1941,
1977) После окончания Воен возд ака
1	ДЖ.
М С Дексбах
П В Дементьев
демии РККА нм проф Н Е Жуковского
(1931. ныне ВВИА) работал в авиац
пром стн В 1934—37 директор авнац з да
в Тушине в 1938—41 гл инж, а затем ди-
ректор авиац з-да № 1 в Москве В 1941 —
53 l-й зам наркома, l-й зам министра
авиац пром сти В 1953—57 министр авиаи
пром-стн СССР В 1957—65 пред Гос к та
по авиац технике — министр СССР В 1965 —
77 министр авиаи пром-сти СССР В годы
Вел Отечеств войны участвовал в орг ции
массового произ ва боевых самолётов дли
фронта Внёс большой вклад в развитие
авиац ггром стн СССР Деп ВС СССР с
1954 Гос пр СССР (1953) Награждён 9
орденами Ленина, орденами Красного Зна-
мени, Суворова 2-й степ , Кутузова l-й степ .
2 орденами Трудового Красного Знамени,
орденом Красной Звезды, медалями Брон-
зовый бюст в Казани Имя Д присвоено
Моск авиац производств объединению
ДЕМИН Сергей Владимирович (1906—
38) — сов воздухоплаватель Учился в МВТУ
и МАИ В 1930 (будучи студентом МАИ) был
одним из организаторов и участником пост
ройки дирижабля «Комсомольская правда»
Окончил Дирижаблестроит ии-т (1934) С
1932 ком дирижаблей В-1. В 4, затем
пом ком дирижабля В-Ь разработал ряд
систем, облегчающих ввод и вывод дири
жаблей нз эллинга, автоматич причал для
посадки дирижабля без стартовой команды,
системы подъема на дирижабль и спуска с
него в воздухе Участвовал (совм с И В
Паньковым} в рекордном полёте дирижаб
ля В-6 (1-й помощник командира) продол
жительностью 130 ч 27 мин (1937) Погиб
при выполнении полёта на дирижабле В 6
для снятия со льдииы группы И Д Папа
нина
ДЕМИНА Вера Фёдоровна (1911—841-
первая в СССР и в мире женщина — ко
манднр дирижабля, активная участница по
летов на свободных аэростатах Курсантом
воздухоплават школы Мосавнйхнма в 1929
участвовала в ремонте дирижабля «Москов
ский химик-резинщик», а в 1930—31 —в
стр-ве дирижабля «Комсомольская правда»
По окончании воздухоплават школы Осо-
авиахима (1932)—штурман, а с 1933 —ко-
мандир дирижабля «СССР В I» В 1937—
40— командир дирижабля «СССР В I» с
женским экипажем Во время Вел Отечеств
войны — пилот аэростата наблюдения 18 го
отд воздухоплават отряда Зап фрон
та, проводила возд разведку и коррек
тировку огня фронтовой артиллерии
Лит В тылу и иа фронте М 1984
ДЕМПФЕР (нем Ddmpfer — глушитель,
от dSmpien—заглушать) свободных ко-
лебаний ЛА—автоматич устройство
для демпфирования короткопериодич ко-
лебаний ЛА путём соответствующего откло-
нения органов управления Увеличение ско-
рости и высоты полёта привели к значит
ухудшению собств Динамич устойчивости
ЛА Нек-рое улучшение динамич устойчи
вости ЛА, к рое можно обеспечить за счёт
204 ДЕЛЬТАПЛАНЁРНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
<_ В Демин
Н Ф Дёмина
выбора аэродинамической схемы (см. Аэро
динамическое демпфирование), особенно на
больших скоростях и высотах полёта, ока-
зывается недостаточным, и задача улучше-
ния динамич. устойчивости ЛА на всех ре-
жимах полёта на практике решается с ис-
пользованием Д. Обычно в состав Д. входят
двухстепенной гироскоп (см. рис.), выра-
батывающий сигнал, пропорциональный уг-
ловой скорости w вращения ЛА относитель-
но нек-рой (напр., продольной) его оси, уси
литель электрич сигналов, фильтр, выде-
Структуриая схема включения демпфера
в систему управления самолетом 1 —
ручка управления, 2 — суммирующее уст-
ройство, РП — рулевой Привод, Г — >и
роскоп; У — усилитель, ф — фильтр
РМ — рулевая машинка
Самолёт
ей
Демпфер
РМ Ф У Г
ляющий полезный сигнал, и рулевая машин-
ка (см. Сервопривод). Выработанный Д сиг-
нал подаётся на рулевой привод, к-рый отк-
лоняет соответствующий орган управления
на угол, значение к-рого пропорционально
ы, препятствуя тем самым развитию коле-
баний. Прн этом различают Д. тангажа,
рыскания н крена. Однако использование
Д. наряду с улучшением устойчивости при-
водит и к нек-рому изменению хар-к уп-
равляемости, особенно на малых скоростях
полёта, что вызывает необходимость до-
полнит. отклонения лётчиком рычагов управ-
ления при полёте с пост, угловыми ско-
ростями (напр., при вираже). Для исклю
чення отмеченной особенности сигналы угло-
вых скоростей, поступающих в Д., пропус-
кают через автоматич. устройство (фильтр)
с целью исключения пост, составляющей.
Простейший приём исключения этой со-
ставляющей — вычитание из измеренного
сигнала соответствующей угловой скорости
её расчётного значения. Напр , прн вира-
же в горизонт, плоскости в Д. рыскания
можно использовать сигнал Awya==wv+
-|-(g/V')tg^cosv, где	сигнал на Д.
рыскания, —измеренный сигнал угловой
скорости рыскания, (g/KjtgOcosy— сос-
тавляющая угловой скорости рыскания при
вираже, О - угол тангажа, v — угол крена,
g — ускорение свободного падения, V —
скорость ЛА. В случае, если маневры совер-
шаются с перегрузкой, существенно боль-
шей единицы, на практике для снятия пост
составляющей в сигнале угловой скорости
используют фильтры с передаточной функ-
цией вида \г = Тр/(Тр-\-1). Введение тако-
го фильтра ослабляет влияние Д. на хар-ки
управляемости, однако несколько ухудшает
хар-кн устойчивости См также Система
улучшения устойчивости и управляемости
Лит Бюшгенс ГС., Студнев РВ.
Аэродинамика самолета Динамика продольного и
бокового движении, М, 1979	В. И Кобзев
ДЕМПФИРОВАН НЕ ко л е б а н и й летат
аппарата — уменьшение амплитуды ко-
лебаний ЛА, Различают естеств. Д., обес-
печиваемое только аэродинамич. силами и
моментами при неподвижных органах уп-
равления, н искусств. Д , обеспечиваемое
соответствующими отклонениями органов
управления. Первое, напр., происходит под
действием аэродинамич. моментов, обусловл.
вращением ЛА, пропорциональных угло-
вой скорости вращения и направл. в сто-
рону, противоположную вращению (см. ст.
Аэродинамическая схема. Аэродинамичес-
кое демпфирование). Значит, роль в обеспе-
чении Д. продольного движения могут играть
вертик, перемещения ЛА при колебаниях
угла атаки. Осн. вклад в Д. продольных
колебаний вносит горизонт, оперение, по-
перечных — крыло, путевых — вертик. one
рение. Естеств Д. с ростом высоты н Маха
числа полёта заметно уменьшается Для по-
вышения Д. ЛА используются автоматич.
устройства, наиболее простыми из к-рых яв-
ляются демпферы колебаний.
ДЕНИСОВ Сергей Прокофьевич (1909—
71) — сов. лётчик, ген.-лейтенант авиации
(1940), дважды Герой Сов. Союза (1937,
1940), В Сов. Армии с 1929. Окончил воен
школу пилотов (1931), курсы усовершенст-
вования комсостава при Академии Геншта-
ба (1939) Участник войны в Испании, боёв
в р-не р. Халхин-Гол, сов.-финл. и Вел. Оте-
честв. войн. В 1941 —43 нач. Качинской воен,
авиац. П|Колы летчиков, в 1943—44 ком,
истребит, авиадивизии, в 1944—47 в Гл.
штабе ВВС, с 1947 в отставке по болезни.
Деп. ВС СССР в 1937—46. Награждён ор-
деном Ленива, 2 орденами Красного Знаме-
ни, орденом Александра Невского, медаля-
ми. Бронзовый бюст на хуторе Постоялый
Ольховатского р-на Воронежской обл.
Лит: Гринько А И., Улаев Г Ф, Бо
гатырн земли Воронежской, Воронеж, 1965.
ДЕНЬ АВИАЦИИ Н КОСМОНАВТИКИ.
Всемирный день авиации и кос-
монавтики,—отмечается 12 апр. соглас-
но протоколу (п. 17) 61-й Ген конферен-
ции ФАИ, состоявшейся в нояб. 1968, и ре-
шению Совета ФАИ, принятому 30.4.1969
по представлению Федерации авиационного
спорта СССР Дата Д. а. и к. совпада-
ет с датой Дня космонавтики, установлен-
ного Указом Президиума ВС СССР от 9 апр,
1962 в честь первого в мире полёта чело-
века в космос, совершённого Ю А. Гага-
риным на космич. корабле «Восток* ]2 апр.
1961.
ДЕНЬ ВОЗДУШНОГО ФЛОТА, День
а в и а ц и и,— установлен постановлени-
ем СНК СССР от 28 апр, 1933 в честь
выдающихся достижений учёных, авиакон-
структоров, лётного и техн состава ВВС в
деле укрепления обороноспособности Сов.
гос-ва Дата празднования — третье воск-
ресенье августа.
ДЕРЖАТЕЛИ БОМБАРДИРОВОЧНОГО
ВООРУЖЕНИЯ (ДБВ)- комплекс уст-
ройств и агрегатов, установленных на ЛА и
предназначенных для загрузки, удержания
при транспортировке, подготовки к отделе-
нию и отделения подвешиваемых изделий в
соответствии с их назначением К ннм отно-
сятся авиац. бомбы, зажигат. баки, блоки
НАР, авнац. контейнеры с разл снаряже-
нием, пусковые устройства для управляе-
мых и неуправляемых ракет, установки пу-
лемётно-пушечного вооружения, авиац ми-
ны и торпеды, топливные баки ДБВ клас-
сифицируются по месту расположения на ЛА
(наружная и внутр подвеска), по конст-
руктивной схеме (кассетные и балочные,
С П Денисов.
С К Джевецкий
см. рис.), кол-ву подвешиваемых изделий
(одно- и многолозицнонные) н грузоподъём-
ности (разл. весовые группы). Основу кон-
струкций балочных держателей (как одно-,
так и многопозиционных) составляет сило-
вая балка. Кассетные держатели (много-
позиционные) выполняются в виде силовой
рамы и применяются гл. обр. при внутр,
размещении подвешиваемых изделий на ЛА.
От балочных держателей изделия отделяют-
ся либо свободно под действием веса и
аэродинамич. сил, либо принудительно с
использованием спец, приводов, работающих
Структурная схема держателей а — балочного. 6 --
кассетного. I —силовая балка или рама, 2—за-
мок; 3 - электро- или Пиропривод. 4 - узлы креп-
лении ДБВ к ЛА. 5 — механизмы н устройства
управлении системами подвешивания изделий. 6 —
устройства фиксации 1|одвешиваемых изделий
на горячем газе. Принудит, отделение при-
меняется при высоких скоростях полёта ЛА,
когда свободное отделение не обеспечивает
безопасного (без соударения с ЛА и дер-
жателем) движения изделия. От кассетных
держателей изделия отделяются только сво-
бодно	Б А Черпаков
ДЕСАНТНО-ТРАНСПОРТНОЕ ОБОРУДО-
ВА ННЕ летательного аппарата —
предназначается для загрузки, размещения
и закрепления в ЛА перевозимых грузов и
личного состава, а также для их выгрузки
или сбрасывания на парашютах.
К транспортному относятся верхнее
(рис. 1) или (н) нижнее (рис. 2) погру-
зочное оборудование, а также грузовые
трапы, защитные настилы пола, упорные ко-
лодки, распределители нагрузки и шварто-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св

205
Рис. 1. Верхнее погрузочное оборудова
ние I - грузовая балка; 2 — электро
тельферы, 3 — пульты
универсальные Стропы.
управления. 4
Рис. 3. Швартовочное оборудование: I - шварто
вечная цепь; 2 — швартовочный трос; 3 — двойной
швартовочный узел; 4 — швартовочный ремень. 5 —
стяжное устройство, 6 — оДинарный швартовочный
узел; 7 — швартовочная сеть.
Рис. 2. Нижнее погрузочное оборудование
коробка управления, 2 — пульт управления, 3 —
двуротий крюк; 4 — погрузочный блок с крюком.
5 — электролебёдка
вечное оборудование. По грузовым трапам
производится загрузка колесной и гусенич-
ной техники, они выполняются как отд. съём-
ные элементы или как отклоняемая часть
конструкции грузового люка (см. Рампа).
Защитные настилы предназначены для ис-
ключения пробуксовки в процессе загрузки
самоходной колёсной и гусеничной техни-
ки и исключения повреждения грузового
пола. Выполняются в виде укладываемых
на грузовой пол дорожек. Упорные колодки
используются для страховки колёсной тех-
ники в процессе её загрузки (выгрузки),
распределители нагрузки — для рассредо-
точения нагрузок на пол от опор перевози-
мой техники. Швартовочное оборудование
(рис. 3) обеспечивает закрепление в кабине
перевозимых грузов.
К десантному оборудованию относят-
ся: транспортёры и роликовые конвейеры,
обеспечивающие размещение и направлен-
ное движение вдоль грузовой кабины сбра-
сываемых грузов; устройства подвески вы-
тяжных парашютиых систем; сиденья; уст-
ройства принудит, введения в действие пара-
шютных систем; механизмы уборки вытяжных
звеньев парашютов; ограждения и створки.
Транспортёры в осн. используются для
сброса грузов в укупорке. Грузы располага-
ются группами (рис. 4) и перемещаются к
проёму грузового люка вместе с
ралями транспортёра приводом, Р~
техники " ...... ..............
ШЮтНЫХ
: магист-
При сбросе
и грузов, размещённых на пара-
платформах (рис. 5), последние
Рампа
Рис. , г . г,
транспортёра, 2 — привод транспортёра,
ханизм уборки швартовом ных лямок. 
4. Транспортёр <. грузами I — магистраль
_ ...........  __±	1, 3 — ме-
г	4 — грузы
в укупорке. 5 - вытяжное звено парашюта, 6 —
швартовочная лямка. 7 — швартовочный замок, 8 —
трос устройства принудительного введения в дейст-
вие парашютных систем
вместе с магистралями транспортёра приво-
дятся в движение вытяжными парашют-
ными системами Эти системы вводятся в
действие по команде экипажа путём сброса
с устройства подвески в возд поток за са-
молётом через проём открытого грузового
люка. С платформой вытяжная система сое-
диняется тросом После отделения груза или
платформы от самолёта парашютные систе-
мы, на к-рых они снижаются, вводятся в
действие вытяжными звеньями, соединён-
ными с устройствами принудит введения
в действие парашютиых систем. Роликовые
конвейеры более просты по конструкции и
в эксплуатации, чем транспортёры, но сбра-
сываемые грузы должны быть обязательно
размещены на платформах, к-рые приводят-
ся в движение вытяжной системой.
Сиденья предназначаются для размеще-
ния личного состава. В зависимости от рас-
положения в грузовой кабине ЛА раз-
личают бортовые и центр, сиденья. Они бы-
вают одно- и многоместными.
Устройства для принудит, введения в дей-
ствие парашютных систем парашютистов
206 ДЕСАНТНО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 5 Транспортер с грузами иа парашютных платформах I вытяжная
парашютная система, 2 — соединительное звено, 3 — вытяжное звено лара
шюта, 4 — устройство принудительного введения а действие парашютных
выполняются в виде расположенных вдоль
грузовой кабины тросов или труб, по к-рым
перемещаются поводки с кольцами К коль-
цам или непосредственно к тросам крепят-
ся карабины аытяжных звеньев парашютов
Ограждения и створки предназначены для
организации и регулирования направленно-
го движения парашютистов при их переме
щении по грузовой кабине к проемам, через
к рые производится сброс, а также для за
щиты парашютистов от повреждения дви-
жущимся вблизи грузом или возд потока
мн, возникающими прн открывании грузовых
люков и дверей	В И Богайчук
ДЕСАТУРАЦИЯ (от лат de-------приставка,
означающая удаление, и saturatio — на-
сыщение)— вдыхание чистого кислорода пе-
ред подъёмом человека на высоту с целью
выведения из организма азота, к-рый прн
резком снижении атм давления может выз-
вать развитие высотной декомпрессионной
болезни (см Декомпрессия) Выведение азо
та из организма происходит неравномерно
во времени '/з всего растворённого в крови
азота выводится в течение первых 10—15 мин,
затем происходит более медленное снижение
содержания азота Обычно Д длится ок 1 ч
ДЕСИНХРОНОЗ (от лат de-------приставка,
означающая удаление, и греч synchronos —
одновременный)— изменение разл фнзиол
и психич функций организма в результате
нарушения суточных ритмов его функц
систем Причины Д рассогласование функ
циональных ритмов организма с показа
инями внеш датчиков времени, напр , прн
трансмеридиональных перелётах, перелётах
иа значит расстояния в широтном наврав
лении, устойчивое рассогласование по фазе
ритма сон — бодрствование (работа в ве-
черние и ночные смены), частичное или
полное отсутствие привычных приборов в ре
мени Признаки Д плохой сон, ухудшение
аппетита, раздражительность, снижение
работоспособности, апатия, вялость Про-
должительность таких расстройств от I до
14 дней
ДЕСТАБИЛИЗАТОР — горизонтальное
оперение, устанавливаемое перед крылом
(см рис ) н предназначаемое для обеспече
ния или улучшения продольной управляемос-
ти ЛА В отличие от стабилизатора Д умень-
шает запас продольной статич устойчи
вости (отсюда назв , см Степень устойчи
вости) Обычно Д применяется на сверхзвук
ЛА схемы *утка* н, как правило, являет-
ся органом управления продольным движе-
нием (иногда дополнительно к осн органам
управления — элевонам) Д может быть
фиксированным или управляемым (исполь-
зуется как для балансировки, так и для уп-
равления ЛА) Управление ЛА осуществля-
ется с большими скоростями перекладки
(отклонения) Д (10° в I с и более) от
штурвала или ручки управления На тя-
жёлых (неманёвренных) самолетах Д обыч-
но используется только для балансировки
и наз балансировочным или триммируемым
(см Триммер) В этом случае Д управ-
ляется от спец кнопки и отклоняется с
небольшими скоростями (0,2—0,5° в 1 с)
Д увеличивает эффективность органов
управления продольным движением, ул уч
шает манёвренность ЛА, продольную управ-
ляемость на больших углах атаки Баланси-
ровка статически устойчивого ЛА нормаль
ной аэродинамической схемы осуществляет-
ся, как правило, при отрицат подъемной
силе стабилизатора, что уменьшает общую
подъемную силу ЛА В схеме же с Д соз
даваемая нм балансировочная сила направ-
лена вверх, т е суммарная подъёмная си
ла может увеличиваться Самолёты с Д по
сравнению с самолётами схемы «бесхвост
ка» могут иметь больший коэф подъёмной
силы на режимах взлёта и посадки и, сле-
довательно, лучшие взлётно-посадочные
хар-ки В зависимости от типа ЛА площадь
Д изменяется в широких пределах, доходя
до 25% площади крыла	А Г Обрубов
ДЕФЕКТОСКОПИЯ (от лат delectus —
изъян и греч skopeo—смотрю) авиаци
онных ко и с т р у к ци й — комплекс физ
методов, позволяющих осуществить ко нт
роль качества материалов, полуфабрикатов,
деталей и узлов авиац конструкции без нх
разрушения Методы Д позволяют оценить
качество каждой отд детали и осуществить
сплошной (100%-й) контроль, что особенно
важно для изделий авиац техники, для
к рых методы выборочного контроля путем
испытания (обычно с разрушением) части
партии образцов деталей недостаточны, т к
не позволяют судить о качестве каждой
детали из этой партии
Задачей Д авиац конструкций, наряду
с обнаружением дефектов типа трещин и
др нарушений сплошности, является конт-
роль размеров отд деталей (как правило,
прн одностороннем доступе), а также обна-
ружение негерметичности в заданных зонах.
Д авиац конструкций — один из методов
обеспечения безопасной эксплуатации ЛА;
объем и выбор вида Д зависят от усло-
аий его эксплуатации (см Эксплуатацион-
ная живучесть)
До кон 60-х гг Д авнац конструкций
использовалась гл обр в условиях произ вэ
с целью отбраковки заготовок и деталей,
содержащих дефекты (гл обр металлургии
происхождения) Развитие реактивной авиа-
ции, создание высокоресурсных скоростных
ЛА большой грузоподъёмности значительно
повысило требования к надёжности авнац
конструкций Переход на техническое обс-
луживание и ремонт авиационной техники
по состоянию привели к необходимости при-
менения Д также в процессе эксплуатации
Для этого уже на стадии проектирования
предусматривается необходимая контроле-
пригодность авиац конструкций, поз-
воляющая использовать методы Д в лаб.
и цеховых условиях при изготовлении, а
также в аэродромных условиях при техоб-
служивании ЛА для контроля деталей и уз-
лов (без их разборки или с частичной
разборкой) с макс надёжностью и досто-
верностью при миним затратах времени В
ряде случаев для повышения контроле-
пригодности авиац конструкций необхо-
димо предусматривать спец окна (лючки)
или разъёмы, облегчающие доступ средств
контроля к нужным участкам В нек-рых
случаях для своеврем обнаружения разви-
вающихся дефектов датчики дефектоскопов
встраиваются непосредственно в авнац
конструкции
Методы Д основаны на использовании
проникающих излучений (эл -магн , акустич ,
радиоактивных), взаимодействия электрич.
и магн полей с материалами, а также явле-
ний капиллярности, свето- и ц вето контраст-
ности В зонах расположения дефектов в
материале вследствие изменения структур-
ных физ хар-к материала изменяются усло-
вия его взаимодействия с указанными из-
лучениями, физ полями, а также с в-вами,
наносимыми на пов сть контролируемой де
тали или вводимыми в её полость Регистри-
руя с помощью соответствующей аппарату-
ры эти изменения, можно судить о наличии
дефектов, представляющих собой нарушение
сплошности материала или однородности его
состава и структуры, определить нх коорди-
наты и оценить размеры С достаточно
высокой точностью возможно также изме-
рение толщин стенок полых деталей и нане-
сённых на изделия защитных и др покры-
тий
В практике нашли применение след ме-
тоды Д авиац конструкций
Оптические методы — методы, осу-
ществляемые визуально (для обнаружения
поверхностных трещин и др дефектов разме
рами более 0,1—0,2 мм) или с помощью
оптич приборов (эндоскопов), позволяющих
обнаруживать аналогичные дефекты раз-
мерами более 30—50 мкм на внутр пов стях
и в труднодоступных зонах Оптич методы
обычно предшествуют др методам и исполь-
зуются для контроля всех деталей авиац
конструкций на всех стадиях изготовления
и эксплуатации
Радиационные методы, использу-
ющие рентгеновское, гамма- и др (напр ,
электроны) проникающие излучения разл
энергий, получаемые с помощью рентгенов
ских аппаратов, радиоактивных изотопов и
др источников, позволяют обнаруживать
внутр дефекты размерами более 1 —10% от
207
www.vokb-la.spb.ru - Сам
Рис. I. Объемы контроля прн радиационном ме-
тоде дефектоскопии: а — монолитный элемент, б —
многослойный пакет нз однородных материалов,
в — многослойный пакет нз разнородных материа
лов с различной плотностью
толщины просвечиваемого сечения в изде-
лиях толщиной (по стали) до 100 (рент-
геновская аппаратура) — 500 мм (прн ис-
пользовании быстрых электронов). Радиац
методы используются для контроля литых,
сварных и др. деталей авнац. конструкций
нз металлич. и неметаллнч. материалов, а
также для контроля дефектов сборки разл.
узлов (рис. 1).
Радиоволновые методы основаны
на изменении интенсивностей, сдвигов по
времени или фазе и др. параметров эл -магн.
волн сантиметрового и миллиметрового
диапазонов прн распространении их в изде-
лиях из диэлектрич. материалов (резина,
пластмассы и др.). На глубине 15 — 20 мм
возможно обнаружение расслоений пло-
щадью более I см2.
Тепловые м е т о д ы — методы, ис-
пользующие ИК (тепловое) излучение наг-
ретой детали для обнаружения неоднород-
ности её строения (несплошность в много-
слойных изделиях, в сварных и паяных
соединениях). Чувствительность совр. ап-
паратуры (тепловизоры) позволяет заре-
гистрировать разность темп-p на пов-сти
контролируемой детали менее 1 °C.
Магнитные методы основаны на ана-
лизе магн. полей рассеяния, возникающих
в зонах расположения поверхностных и
подповерхностных дефектов в намагнич.
деталях из ферромагн материалов (рис. 2).
В оптим. условиях, при расположении де
фекта перпендикулярно направлению на-
магничивающего поля, могут быть обнару-
жены достаточно тонкие дефекты, напр шли-
фовочные трещины (в стали) глубиной
25 и раскрытием 2 мкм. Магн методами
можно также измерять с погрешностью, не
превышающей 1 — 10 мкм, толщину за-
щитных (немагнитных) покрытий, нанесен-
ных на деталь нз ферромагн. материала.
Акустические (ультразвуковые)
методы — методы, использующие упругие
волны широкого диапазона частот (0,5—25
МГц), вводимые в контролируемую деталь
под разл. углами Распространяясь в ма-
териале детали, упругие волны затухают в
разл. степени, а встречая дефекты, отра-
жаются, преломляются и рассеиваются.
Анализируя параметры (интенсивность, нап-
равление и др.) прошедших и (или) отра-
жённых волн, можно судить о наличии по-
верхностных и внутр, дефектов разл; ориен-
тировки размерами более 0,5—2 мм2 Конт-
роль может быть проведён при односторон-
нем доступе (рис. 3) Возможно также из-
мерение с погрешностью не более 0,05 мм
толщины полых изделий (ограничениями яв-
ляются значит, кривизна пов-сти детали и
сильное затухание УЗ волн в материале)
Акустич. методами (на низких частотах)
могут быть обнаружены расслоения пло-
щадью более 20 — 30 мм2 в клеёных и пая-
ных конструкциях с металлич. н неметаллич.
заполнителем (а т. ч. с сотовым), в сло-
истых пластиках, а также в плакированных
листах и трубах. Используя г. и метод
акустич. эмиссии, можно обнаружить в на-
груж элементах авиац. конструкций разви-
вающиеся (т. е. наиболее опасные) тре-
щины, выделив их из обнаруженных др.
методами менее опасных, иеразвивающихся
дефектов. Зоны контроля при этом форми-
руются с помощью разл расположения дат-
чиков (рис. 4) на конструкции. Проволоч-
ные датчики устанавливаются в зоне конт-
роля так, чтобы их направление не совпало
с направлением развития усталостной тре-
щины (рис. 5).
Вихретоковые ( электро инду к-
тивные) м е т о д ы основаны на взаимодей-
ствии полей вихревых токов, возбуждённых
датчиком дефектоскопа в изделии из элек-
тропроводящего материала, с полем этого
же датчика. Эти методы Д. позволяют выяв-
лять нарушения сплошности (трещины
протяжённостью более 1—2 мм и глубиной
более 0,1—0,2 мм, плёны, неметаллнч.
включения), измерять толщину защитных
покрытий на металле, судить о неоднород-
ностях хим. состава н структуры материала.
Рис. 3. Зоны контроля при акустическом {уль
тразвуковом) чегоде дефектоскопии' а —отверстие
в ребре, б—сход ребра, в — отверстие под на-
кладкой
щины. Обработка такими в-вами повышает
цвете- и светокоитрастность участка изде-
лия, содержащего поверхностные трещины,
относительно окружающей этот участок
неповреждённой пов-сти. Эти методы поз-
воляют обнаруживать поверхностные трещи-
ны раскрытием более 0,01 мм, глубиной
от 0,03 и протяжённостью от 0,5 мм в деталях
йз непористых материалов, в т. ч. в дета-
лях сложной формы, когда применение др.
методов затруднено или исключено.
Течеискания методы основаны на
измерении давления внутри полой гермети-
зиров, детали илн интенсивности вытека-
ния жидкости либо газа через образовав-
шееся нарушение герметичности
Методы Д. по отдельности не являются
универсальными, поэтому наиболее ответств.
детали обычно проверяют, используя неск.
методов, хотя это и приводит к дополнит,
затратам времени. Для повышения надёж-
ности результатов контроля и производи-
тельности труда внедряют автоматнзиров
комплексы, в т. ч, с использованием ЭВМ
для управления контролем н обработки ин-
формации, получаемой с датчиков дефек-
тоскопов.
Лит Приборы для иеразрушающего контроля
материалов и изделий Справочник, под ред,
В В Клюева, т. 1—2, М, 1976; Неразрушаю-
щий контроль металлов н изделий, под ред Г С Са-
мойловича, М., 1976.
Ю. П Бородин, Д С Шрайбер
ДЕЦИБЕЛОВ ШКАЛА — логарифмич.
шкала, используемая в акустике для изме-
рений звуковых давлений и интенсивностей
Рис. 2. Зоны контроля при магнитном методе
дефектоскопии а — свободная поверхность, б
обшивка около потайной (выступающей) головки
заклёпки (болта), а—незаполненное отверстие,
г — свободный пакет; д пакет с заклепками
(болтами >
Рис. 4. Зоны контроля методом
акустической эмиссии; Д), Д2.
о внутр, напряжениях. Аппаратура для конт-
роля вихретоковыми методами высокопро-
изводительна и позволяет автоматизировать
разбраковку.
Электрические методы основаны
на использовании гл. обр слабых пост то-
ков и электростатич. полей; позволяют об-
наруживать поверхностные и подповерх-
ностные дефекты в изделиях нз металлич. и
неметаллич- материалов я различать нек-рые
марки сплавов между собой.
Капиллярные методы основаны на
явлении капиллярности, т е. на способ-
ности нек-рых в-в проникать в мелкие тре-
ДЗ, Д4 — датчики.
208 ДЕЦИБЕЛОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
звука, к-рые в акустике авиационной меня-
ются в весьма широких пределах ( ~ 10* раз)
Согласно Д ш , звук колебания измеря-
ются в уровнях звукового давления
L = 20 1g Р/Ра, где Рп=20 мкПа — пороговое
давление, соответствующее порогу слыши-
мости человека Уровень звук давления
60—70 дБ соответствует нормальной разго-
ворной речи, 120 дБ вызывает болевое ощу-
щение, 160 дБ наблюдается вблизи мощного
работающего реактивного двигателя. В
акустич измерениях применяется также
уровень звуковой мощности источ-
ника, равный Lr= 101g IT/Wo, где ИГ0=
= 1 пВт (10-и Вт) — принятое значение
звук мощности, соответствующее потоку
звук энергии через площадку в I мг при ин-
тенсивности звука /о= 1 пВт/мг
«ДЖАЛ» (JAL, Japan
Air Lines) — авиа- V	\
компания Японии, од- \	\
на из ведущих в ми- \
ре Осуществляет пе- \ Jp\
ре возки в страны 'увИМт \
Зап Европы. Азин,	х.
Юж Америки, а так- \______________
же в Россию, США,
Канаду и Австралию. Осн в 1953 В 1989
перевезла 22 мл и пасс , пассажирооборот
53,08 млрд п -км Авиац парк — 90 само-
лётов
«ДЖА ПА И ЭР СЙ С-
ТЕМС» (Japan Air
Systems Co Ltd ,
JAS)— авиакомпа-
ния Японии Осуще-
ствляет перевозки на
внутр авиалиниях,
а также в нек-рые —
страны Юго-Вост
Азии Осн в [971 под назв «Тоа доместик
эрлайнс». В 1989 перевезла 12,7 млн пасс,
пассажирооборот 7,13 млрд п км Авиац
парк — 73 самолёта
ДЖЕВЕЦКИЙ Степан Карлович (1843—
1938)—рус исследователь и изобретатель
Техн образование получил в Центр школе
искусств и пром-сти в Париже Один из ос-
нователей, а с 1882 товарищ председателя
воздухоплааат отдела Рус техн об-ва
Опубликовал ряд работ по теории полёта
птиц и аэропланов В 1892 предложил метод
расчёта гребного винта, послуживший осно
вой теории возд винта Совершил неск.
полетов иа возд. шаре, в т ч в 1887 для
наблюдения солнечного затмения Разрабо-
тал и построил ряд возд. винтов, ветряков
Табл — Самолёты концерна «Дженерал дайнемикс»
Основные данные	Стратегический бомбардировщик FB-t 11	Истребитель- бомбардировщик Fill	Многоцелевой истребитель F-16C
Первый полёт, год	1967	1971	1984
Число и тип двигателей	2 ТРДДФ	2 ТРДДФ	1 ТРДДФ
Тяга двигателя, кН	90.5	111	104 или 123
Длина самолёта, м	22 98	23,02	15,03
Высота самолёта, м	5,22	5,22	5,09
Размах крыла, м	. ,	21,32/10 34*	19,20/9 74*	9,45
Площадь крыла, м1	. . Взлётная масса, т	51,1	48,77	27,87
нормальная	51.7]	28.28	11,37
максимальная	. 4	53.91	45,36	19 >9
Масса пустого самолёта т	21,55	23,53**	8,32 нлн 8,66
Максимальная боевая иагрузка, т	17	11,34	5,44
Максимальная скорость полёта, км/ч .	2330	2655	2145
Максимальная дальность полёта, км	7550	6]10	2100 (перехватчик)
Потолок, м	15320	17650	15240
Экипаж, чел	2	2	1
Вооружение или спец оборудование	Бомбы или до 6 УР	Пушка (20 мм) бомбы, НАР, УР	Пушка (20 мм), УР, бомбы
•Прн минимальной и максимальной стреловидности
и турбин, в 1912—14 построил и испытал
самолёт с тандемным расположением крыль-
ев Автор оригинальных конструкций подвод-
ных лодок. С 1892 жил в Париже Был пе
реводчиком соч Н Е Жуковского на
франц, язык. Портрет см. на стр. 205.
Соч - О сопротивлении воздуха в применении
к полету птиц и аэропланов, СПБ. 1887 Опреде
.теине элементов гребных винтов, «Морской сбор
ник», 1892, т 251, № 9. Теория воздушных винтов
и способ нх вычисления, Киев, 1910
«ДЖЕНЕРАЛ ДАЙНЕМИКС» (General Dy-
namics Corp )—один нз крупнейших воен-
пром концернов США. Образован в 1952
иа базе кораблестроит фирмы «Электрик
боут», в 1954 присоединил фирму «Конвэр»
Разработкой и выпуском авиаракетно-кос-
мнч продукции заняты 4 отделения из 14
Концерном созданы боевые самолёты с кры
лом изменяемой стреловидности истреби-
тель-бомбардировщик F-i 11 (первый полёт в
1964, см. рис в табл XXXIV) и стратегия
бомбардировщик FB-111 (1967) В 1974
разработан опытный истребитель YF-16,
послуживший основой для первого серийного
варианта F |6А (1976) и усовершенствован-
ной модели F-16C (1984) Осн авиаракетно-
космич. программы 80-х гг . произ-во истре-
бителей F-[6 (к сер. 1991 в США и др. стра-
нах выпущено ок. 3200, см рис в табл
XXXVI), крылатых ракет «Томагавк», ракет-
носителей «Атлас-Центавр», тактич УР,
электронного оборудования; участие в соз-
я
Экспериментальный самолёт F-16XL
дании опытного самолёта YF-22 (совм. с
фирмами «Боинг» и «Локхид*) по програм-
ме истребителя ATF, проектные исследо-
вания эксперим возд -космич самолёта
NASP На основе истребителя F-16 со-
зданы эксперим самолёты YF |6CCV(1976).
AFT1/F-16 (1982) и F-I6XL (1982, см. рис.).
Оси данные нек-рых самолётов концерна
приведены в табл.	М А Левин
«ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК» (General Ele-
ctric Company) — фирма США, выпускаю-
щая электронное, электротехи. оборудование
и авиадвигатели Осн в 1882 В 1918 был
создан авиац турбонагнетатель, в годы 2-й
мировой войны велось массовое произ-во
турбонагнетателей для ПД истребителей и
бомбардировщиков Программы разработки
авиац. ГТД начались в 1941 с освоения
1абл— Двигатели фирмы «Дженерал электрик»
Основные данные	F101-GE-102 (ТРДДФ)	F404-GE-400 (ТРДДФ)	TF34-GE-400A (ТРДД)	T700-GE 700 (ГТД)	CF6-8OC2 (ТРДД)	CF6 50С2 (ТРДД)
Тяга, кН	133	71,2	41,3	—	249	234
Мощность, кВт	—	—	—	изо	—	—
Масса, кг	2000	970	670	188	4050	3960
Диаметр, м Удельный расход топлива на взлётном режиме,	1.4	0,885	1,32	0,584	2,827	2 675
кг/(Н-ч)	—	02	0,037	-Л-	0,033	—
г/ (кВт-ч) на крейсерском режиме	—	—	—	285	—	—
кг/ (Н -ч)	—	—	—	-—	0 06	0,064
Расход воздуха, кг/с	159	63 5	153	4,5	780	670
Степень повышения давления	26,5	25	21	17	29,4	30,4
Степень двухконтурности	2	0,34	62	—	5,2	4,31
Температура газа перед турбиной, К		1600- 1656	1498	1473	1528	1620
Применение (летательные аппараты)	Бомбардировщик	Истребитель	Самолёт ПЛО	Вертолеты	Пассажирские	Пассажирские
-	Рокуэлл В-1 В	Макдоннелл- Дуглас F 18	Локхид S-3A	Сикорский UH-60A н Хьюз АН 64	самолеты Эрбас ннДаст рн АЗЮ и АЗ00-600, Боинг 747 и 767 Макдон нелл-Ду глас MD И	самолёты Макдоннелл Дуглас DC-10- 30. Эрбас ин да стр и АЗООВ
14 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
произ-ва ТРД I А англ конструкции для пер
вого амер реактивного истребителя Белл
ХР 59А Фирмой был создан и испытан
первый амер ТВД TG-100, велись работы
по авиац ядерной силовой установке В 1952
началась разработка ТРДФ J79 для сверх-
звук самолётов (к 1986 выпущено 17 200
с учётом произ ва в др странах) Выпус
кает ГТД для истребителей, бомбардиров-
щиков, воен -трансп и пасс самолётов (в
т ч шнрокофюзеляжных) и вертолетов
К осн программам кон 80-х гг относятся
произ во ТРДДФ F101, F110, F404, ТРДФ
J79 н J85, ТРДД TF34 и TF39, ТВД и турбо-
вальрых ГТД Т58, Т64 и Т700 для воен ЛА
н ТРДД CFM56 (с фирмой ^СНЕКМА»),
CF6 (см рис), CF34, CF700, ТВД и ГТД
СТ7 и СТ58 для пасс и адм самолётов н вер-
толетов, разработка ТВВД GE36 UDF (лёт-
ные испытания с 1986) и ТРДДФ GE37 для
амер истребителя ATF 90-х гг (стендовые
нспымнии с 1987) Осн данные нек рых
двшат1 н'й фирмы приведены в табл
ДЗЮБА Иван Михайлович (р 1918)—сов
лётчик-испытатель, полковник, засл лётчик-
испытатель СССР (1961), Герой Сов Сою
за (1942) Окончил Одесскую летную шко-
лу (1938) Участник Вел Отечеств войны
Выполнил 238 боевых вылетов, провел 25
возд боев, сбил 12 самолетов противника
С 1943 на испытат работе в Науч ис
пытат ин-те ВВС Одним из первых ос-
воил технику пилотирования реактивных
самолетов Выполнил более 70 программ
испытаний самолётов и спецтехники, 5 прог
рамм гос испытаний опытных самолетов,
освоил 117 типов и модификаций истреби
телей, бомбардировщиков, воен трансм и
пасс самолётов Испытывал средства спа
сеиня лётчика, определял хар ки устойчи-
вости и управляемости самолётов С А Ла
вочкина, системы вооружения иа реак
тивных самолётах Лавочкина, А И Ми-
кояна и С В Ильюшина, катапультную
установку на самолёте — летающей лабо-
ратории УТИ-МнГ 15 Обучал летчиков-
испытателей и космонавтов Ю А Гагарн
иа, Г С Титова, А Г Николаева и др
С 1974 в Гл штабе ВВС Сов Армин Наг
раждён орденом Ленина, 2 орденами Крас-
ного Знамени, Отечеств войны 1-й и 2 й
степ , Красной Звезды, медалями Портрет
см на стр 220
ДИ — принятое в СССР в 20—30 х гг обоз
начение двухместных истребителей Под этой
маркой было разработано неск опытных
самолётов (первым был 2И Н1 или ДИ 1,
см Поликарпова самолеты), а ДИ-6
(ЦКБ 11) конструкции С А Кочеригина
и В П Яценко строился серийно
ДИАГОНАЛЬНЫЙ КОМПРЕССОР — см в
ст Компрессор
ДИВЕРГЕНЦИЯ элементов конст-
рукции ЛА (от ср-век лат diverge — от-
клоняюсь)— потеря статич устойчивости
ЛА в целом или к л его части (напр , кры-
ла, рулей, лопасти винта вертолета), характе
ризуемая состоянием нейтрального равно
весия частей ЛА под действием стацио-
нарных аэродинамич и упругих сил Соглас-
но Нормам лётной годности самолётов, крн
тич скорость полёта, прн к рой наступает
Д (Ккр ,1ив). должна не менее чем в 1,2 ра-
за превышать предельную скорость 1/пред
ЛА на всех высотах полета
Д крыла явилась причиной мн катастроф
и аварий самолётов (напр , моноплана
С Ленгли в 1903) Первые работы, посвя-
щённые Д, в кон 20-х гг выполнили нем
учёный X Рейснер и англ учёные Р Фрей
зер, В Дункан Эффективный метод расчета
критич скорости Д крыльев большого уд-
линения предложен в СССР в кои 30 х гг
Е П Гроссманом
Важная методнч особенность совр ис-
следований Д — обычно совм выполнение их
с рассмотрением др явлений динамич и
статич аэроупругости В частности, пред-
ставление о Д крыльев может быть полу
чеио по результатам расчёта реверса элеро-
нов, поворотного стабилизатора, носков, ру-
лей — по результатам измерений нх шар
нирных моментов и жесткости проводки
управления, Д фюзеляжа с дестабилизато
ром может быть исследована на основании
расчета суммарных аэродинамич хар к сво-
бодно летящего самолета Важное пред-
ставление о хар-ках Д может быть полу-
чено при исследовании флаттера
При приближении состояния конструкции
к Д деформации (а также производные
аэродинамических коэффициентов ЛА по уг-
лам атаки и отклонения рулей) резко на-
растают и становятся неопределёнными по
Сравнительные характеристики дивергенции крыла
обратной стреловидности / — для исходного крыла,
П - для крыла ужесточённого композиционным
материалом (Г, Р/( - критические скорости дивер
генцин соответственно для исходного и ужесто
чёиного крыла)
знаку Напр , наиболее опасная Д для са-
молётов с крылом обратной стреловидности
характеризуется увеличением (вплоть до
бесконечно большого значения) производной
су — коэф подъёмной силы по углу атаки
(см рис ) Эта производная, как и критич
скорость Д, определяется при статических
испытаниях упруго подобной модели в аэро-
динамнч трубе, в ряде случаев более пол
ное н строгое представление о Д к др
формах потерн устойчивости ЛА дают ис-
пытания динами чески-подобной модели По-
вышение жёсткости крыла, гл обр иа изгиб,
достигаемое ужесточением его композиц
материалами и нек рым рациональным нап-
равлением их волокон, позволяет уменьшить
темп роста производной cF, уменьшить
аэродинамич нагрузки и увеличить критнч
значение скоростного напора Опасность др
форм Д весьма ограничена и при необ-
ходимости наиболее просто устраняется ра-
циональным выбором жёсткостных хар-к
конструкции	Г 4 Амирьянц
ДИНАМИКА ПОЛЕТА — раздел аэромеха-
ники. изучающий динамич свойства и дви-
жение ЛА разл назначения В Д п иссле-
дуется движение ЛА как в целом по траекто-
рии (траекторное движение), так и движение
относительно его центра масс в установив-
шемся и переходном режимах, а также при
наличии разного рода возмущений (возму-
щенное движение), устойчивость ЛА иа
разл режимах полета (см также Режимы.
ЛА) и его управляемость, как при использо-
вании «классич » органов управления, так и
«новых», появившихся в 80-х гг (см Непо-
средственное управление подъемной и бо-
ковой силами)
Все возрастающая скорость полёта и
улучшающаяся маневренность ЛА оставляет
пилоту всё меньше времени на принятие ре
шения, н его исполнение требует все более
широкого использования автоматики Поз
тому в Д п значит внимание уделяется
синтезу систем управления (см Автомати-
ческое управление) и эргономике (см Эрго-
номика авиационная) системы «ЛА—чело-
век» (см Лётчик), разработке систем улуч
шения устойчивости и управляемости
Существ место в Д п отводится разра
ботке методов создания и создания ЛА с
заданными летно-техническими характе-
ристиками (см Аэродинамический расчет)
Рост скоростей полёта и нагрузок на лета-
тельный аппарат я его элементы (крыло
н т п ) привели к тому, что стало необходи-
мым учитывать и в определ мере исключать
влияние на лётно-техн хар-ки ЛА его упругих
свойств (см Аэроупругость) Быстрое раз
витие средств автоматики позволили при-
ступить к разработке н в кон 80 х гг создать
первые системы, учитывающие это влияние,
— активные системы управления
Решение возникающих в Д п задач
базируется на знании и выборе аэродинами-
ческих характеристик ЛА (см также ст
Аэродинамика. Аэродинамические силы и
моменты), параметров силовой установки
(типа двигателей авиационных, тяги или
мощности двигателей, их зависимости от
высоты и скорости полёта — см Характе-
ристики двигателя), взаимного располо-
жения элементов ЛА (крыла, оперения,
двигателей и т п — см Аэродинамическая
схема), хар-к атмосферы (см , напр, Атмо-
сферное возмущение, Сдвиг ветра), хар-к и
состава бортового и наземного оборудования
(см , напр , Бортовое оборудование. Бустер-
ное управление, Электродистанционная си-
стема управления) При этом проектируемые
и разрабатываемые устройства и системы
апробируются в виде моделей в аэродинамич
трубах и др эксперим установках, при полу
натурном моделировании на пилотажных
стендах, натурных испытаниях в летных
210 ДЗЮБА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
исследованиях и доводятся в процессе летных
испытаний
Матем основой Д п являются теоретич
механика (см , напр Уравнения движения),
теории устойчивости и систем автоматич
регулирования, методы оптимизации и ста
тистич методы анализа и синтеза дииамнч
систем
динамическая высота — высота по
лета превышающая статический потолок
ЛА Д в достигается в динамнч режиме
полёта, при к ром часть кинетич энергии
ЛА переходит в потенциальную Макси
мально достигаемая Д в иаз динамическим
потолком ЛА
ДИНАМИЧЕСКАЯ ЖЕСТКОСТЬ упру г он
системы — отношение комплексных амп-
литуд силы или момента соответствующего
смешения (линейного или углового), являю
шееся функцией частоты колебаний Для
линейных систем (а при нек рых ограни-
чениях и для нелинейных) Д ж , зависящая
от оси параметров системы, полностью ха-
рактеризует соответствующие динамич
свойства системы (в т ч ЛА) Для опреде-
ления Д ж . напр при изучении взаимодей-
ствия рулевых приводов и органов управле
иия ЛА, наряду с расчётными методами эф
фективно использование эксперим исследо-
ваний на соответствующих стендах
ДИНАМИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК— 1) Д п
самолета — наибольшая высота, дости
гаемая самолётом в неустановнвшемся по-
лете В области установившихся режимов
полета (ниже линии статических потолков,
см рис ) может быть достигнуто равенство
внеш снл, действующих на самолёт Выше
линии статич потолков силы не могут быть
уравновешены, поэтому полет может быть
только иеустановнвшимся, переход в эту
область возможен лишь путём преобразова-
ния части кииетич энергии самолета в по-
тенциальную Однако достижение макс
энергетич высоты, равной макс удельной
энергии самолета, неосуществимо Макс
удельная энергия е реализуется в горизон
тальком установившемся полете при макс
тяге двигателей Для перевода самолёта в
режим набора высоты необходимо увеличить
угол атаки, что приводит к увеличению
аэродинамич сопротивления, в результате
чего нарушается баланс сил и производная
уд энергии de/d/=K«jt (И — скорость само
лёта, — продольная перегрузка) стано-
вится отрицательной Т о , переход в об
ласть выше линии статич потолков возмо
жен только из тех точек, в к-рых произ-
водная уд энергии в горизонт полёте по-
ложительна, т е из области, лежащей нн
же линии статич потолков Возможно неск
типов такого перехода Если при макс
тяге создать угол атаки при к-ром тяга
уравновешивает сопротивление, то переход
будет совершаться цо линии e=const Па-
раметры траектории (скорость, высота, угол
наклона траектории) будут изменяться, при
чём макс значение угла наклона траектории
достигается в точке статич потолка Для
обеспечения макс высоты в таком движе-
нии выход иа него из горизонт полёта
нужно производить из точек границ области,
допускаемой по скоростному напору или по
Маха числу полета Самолет может дос
тичь большей высоты, если закон управления
усложнить Движение также должно начи
наться нз точек границ области при макс
тяге двигателей На первом участке полета
угол атаки необходимо выдерживать таким,
чтобы обеспечить движение с максимально
допустимой нормальной перегрузкой (если
она достигается) По мере увеличения высоты
угол атаки увеличивается до значения
максимально допустимого условиями устой
чивосги полета, и на остальной части траек
тории остается постоянным Такой полёт
Диаграммы полета для достижения динамического
потолка I — кривые набора высоты при условии
t>=<onsi во время полета 2 кривая набора вы
соты для достижения максимального динамического
потолка, 3 — кривая списка соответствующая мини
мальному уменьшению удельной энергии, 4 - гр а
ница области режимов полета, допустимых по с ко
ростному напору (прочности конструкции) или
числу Моя
происходит с уменьшением уд энергии, поэ-
тому после достижения Д п при сииже
нии самолет переходит в горизонтальный
установившийся полёт в точке области с
меньшим значением уд энергии Макс
значение высоты полета на этой линии явля-
ется практически достижимым Д п . если
в этой точке области режимов полёта выпол-
няются требования устойчивости, управляе-
мости и обеспечивается работа силовой
установки Использование неустановнв
шихся режимов полета наиболее эффек-
тивно для скоростных самолетов, кине-
тич энергия к рых составляет большую
часть полной энергии Расчеты и практич
рекордные полеты показывают, что для сверх
звук самолётов динамич потолок может
превышать статический на 10—15 км
2) Д п вертолёта — наибольшая вы-
сота, достигаемая вертолётом в полете с
поступят скоростью
Лит Микоян С А, Динамический метод на
бора высоты в сб Летчику ° практической
аэродинамике М 1961	Б X Давидсон
ДИИАМИЧЕСКИ-ПОДОБИАЯ МОДЕЛЬ
ле.тательного аппарата - модель
ЛА, созданная в соответствии с законом ди-
намич подобия и используемая при иссле
доваииях флаттера и др явлений аэро
упругости в аэродинамических трубах По-
лученные в лаб условиях результаты
переносятся на натурный ЛА пересчётом
Обычно Д -п м геометрически подобна
натурному ЛА. имеет такое же распределе
ние масс и жесткостей и обеспечивает по
добие аэродинамич сил (без учета сил
вязкости) а также упругих и инерц сил
при малых колебаниях около положения
равновесия Все масштабы моделирова-
ния однозначно выражаются через 3 осн
масштаба длины kl, плотности и ско
рости Kj, (при малых скоростях пото-
ка в аэродинамич трубе) или скоростных
напоров к, (при больших скоростях) И для
модели, и для натурного ЛА при пересчёте
используется равенство безразмерных подо
бия критериев (чисел Ньютона. Коши, Стру
хала, Маха) Напр , масштабы для масс
км, жёсткостей kf и частоты колебаний кр
определяются след образом к^==К|.к’, кЕ=
= к(,к^к*=к^, Kp=KpKL'=K4 'kv1
Осн масштабы выбираются оптимальны
ми для моделирования исходя нз данных
натурного ЛА в пределах, допускаемых
параметрами аэродинамич трубы Имеется
неск осн конструктивных схем Д -п м
модель копия, конструктивно подобная
модель отсечно-балочная модель Кроме
того применяют модели комбинир схемы,
упрощенные и схематические
Модель-копия выполняется из того
же материала, что и натурный ЛА,с соблю-
дением всех подробностей конструкции,
как её копия, геометрически подобная ей в
выбранном масштабе длин kl Масштабы
плотности и скорости при этом равны еди-
нице. и следовательно, плотность и скорость
потока прн испытанни модели-копии рав-
ны натурным Такие условия выполнимы
не во всех случаях Имеются и технол
затруднения при изготовлении элементов
модели
Конструктивно-подобная мо-
дель—модель, силовые элементы к-рой
подобны натурным по жёсткостным н мае
еовым хар кам. и схема их силового взаи-
модействия воспроизводит силовую схему
натуры Но такая модель не копирует
натурный ЛА во всех деталях Существует
неск возможных вариантов такой модели
Напр , силовые элементы могут быть вы
полнены из материала с др модулем уп-
ругости Получающаяся из за замены ма-
териала разница в массе восполняется т н
доводочными грузами При сохранении по-
добия по массовым хар-кам такая модель
будет Д -п м с масштабом скоростей к^=
= Ё1/г=(Ем/£н)'/г, где Ем н£н — модули уп-
ругости материала модели н натурного ЛА,
Е — приведённый модуль упругости Такую
модель изготовляют из целлулоида, вини-
пласта илн др пластиков и исследуют в аэро-
динамич трубах с малыми скоростями по-
тока В др варианте модели площади F сн_-
ловых элементов могут быть изменены в F
раз по сравнению с требованиями геом
подобия при сохранении их координат в се-
чениях конструкции В этом случае масш-
таб скоростей^ будет kv(EF) ’ н, подбирая
значения F и Е. можно создать Д -п м с лю
бым (в известных пределах) масштабом
скоростей Возможен вариант, в к ром прн
изменении уттноент толшин профиля крыла
в Н раз (Н>0,8) хар ки жёсткости его се
чений изменяются примерно в Н“* раз. масш-
таб скоростей будет Kk(EFH“2) ’ Выбирая
kl и комбинируя величины Е, F, А или заме-
няя только нек рые из них, можно в боль-
шинстве случаев подобрать такие их зна-
чения, при к-рых будут удовлетворены и тре-
бования эксперимента, н условия, диктуе-
мые технологией изготовления
Отсечно балочиые модели (см
рис )— модели, в к рых элементы ЛА (кры-
ло большого строит удлинения, фюзеляж и
т п ) схематизируются т н эквивалентны
ми балками Жёсткостные хар-кн такой бал-
ки воспроизводятся упругим стержнем лон-
жерона. геом формы создаются жёсткими
Общий вид отсечНо балочной модели
ДИНАМИЧЕСКИ 211
своими руками?!
14*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт
отсеками, моделирующими также и массо-
вые хар-ки Эти отсеки, разделённые между
собой щелями, передают на лонжерон инерц
и азродинамич силы и жёстко закреплены
на иём так, что следуют за перемеще
ниямн лонжерона, ио не стесняют его де-
формации и ие искажают жёсткостные
хар ки Массовые хар ки воспроизводятся
распределением масс по условиям подобия
Этн модели относительно просты, удобны и
дают хорошие результаты при моделирова-
нии
Модели комбинированной схе
м ы используются для тех участков ко нет
рукции, к к-рым отсечно балочная схема
моделирования не применима При этом
упругие свойства элементов в ряде слу
чаев можно воспроизводить путём прибли-
жённого копирования осн силовых элемен-
тов или заменой этой конструкции др упру
гой системой с приближённо эквивалентны
ми хар-ками Такой приём применим, напр ,
для узла сочленения крыла с фюзеляжем,
для корневых участков крыльев большой
стреловидности, для подмоторных рам
Нек рые сложные по силовой схеме участ
ки конструкции, жёсткости к-рых трудно on
ределить расчётом, можно выполнить на
модели конструктивно-подобными, приме-
няя материал с малым модулем упругости
Упрощенные и схематич модели применяют-
ся в тех случаях, когда нет необходимости
добиваться полного подобия по массовым и
жесткостным хар-кам Так, иногда можно
жёсткостные хар кн крыла малого удлине-
ния моделировать хар ками пластины В др
случаях, напр при установке тяжёлого аг-
регата на конце крыла, можно не выдержи
вать подобия крыла по массам, ограничи
ваясь подобием по жёсткости Такие модели
обычно применяют при предварит исследо-
ваниях ЛА
Лит Альхимович Н В Попов Л С
Моделирование флаттера самолета в аэродипами
ческих трубах М 1947 (ЦАГИ Труды № 623),
Седов Л И Методы подобия и размерности в
механике, 10 изд М 1987	£ И Соболев
ДИНАМИЧЕСКОЕ ДАВЛЕНИЕ — исполь
зуемое в зарубежной литературе, ио не ре-
комендуемое в отечественной иазв скорост-
ного напора
ДИПОЛЬ (от греч di---приставка, озиа
чающая дважды, двойной, и polos — полюс)
гидродинамический—точечная осо-
бенность в поле безвихревого течения иде
альной несжимаемой жидкости, к-рая пред-
ставляет собой предельное состояние источ-
ников и стоков равной интенсивности Q,
когда расстояние между ними /-*-0, a Q-*-oo
таким образом, что произведение Q-l=M=
= const Постоянная М наз моментомД и
является векторной величиной, т к оиа за-
висит от ориентации линии, соединяющей ис-
точник и сток в процессе предельного пе
рехода и называемой осью Д Как источник
и сток, Д является матем моделью и ис-
пользуется в аэро и гидродинамике для
анализа потенц течений, др иазв Л —
дублет На основе двух Д в результате
аналогичного предельного перехода можно
получить особенность более высокого поряд-
ка, к-рая наз м у л ьти д и п о л е м или
мультндублетом
В плоском случае в плоскости комплекс
ного переменного z=x-(-iy течение от Д ,
расположенного в точке zq, ось к рого сос
тавляет угол а с осью х, описывается комп
лексным потенциалом
М ехр(ш)
ш(г) = <р + 1ф = ——--
2n(z — z0)
где Ф(х,у) — потенциал скорости, ф(х, у) —
функция тока Схематич картина линий
тока (сплошные линии $=const) и экви
потенциальных линий (штриховые линии
212 ДИНАМИЧЕСКОЕ
<p=consl) для Д (zo=a=0) показана иа
рис В рассматриваемом течении расход
жидкости через произвольный замкнутый
контур, охватывающий Л , равен нулю, это
свойство делает Л очень удобным для ана-
лиза обтекания тел Так, напр , если в
однородный набегающий со скоростью
поток поместить Д с Л1=2пКоо, то
суммарное течение будет соответствовать
обтеканию кругового цилиндра единичного
радиуса Понятие Д используется также
при анализе течений идеальной сжимаемой
жидкости на основе линеаризов ур ннй
(см Линеаризованная теория течений)
В А Башкин
ДИРЕКТОРНОЕ УПРАВЛЕНИЕ самолё-
том—способ управления, при к-ром для
стабилизации движения самолёта на за-
данной траектории лётчик выполняет нн
днцируемые ему днректорным прибором
команды о необходимых воздействиях иа
органы управления Индикаторы команд Д
у совмещаются с указателями положения
самолёта относительно горизонта и заданной
траектории, а также с указателем сколь-
жения в командно-пилотажных приборах
(см рис в ст Пилотирование по приборам)
Д у существенно упрощает процесс пило
тирования по приборам и применяется гл
обр прн взлёте, заходе иа посадку и уходе
на второй круг
Команда управления формируется как раз-
ность текущего и заданного значений выб-
ранного для Л у параметра короткопери-
одич движения самолёта, напр углов кре-
на и тангажа (или нормальной перегрузки)
Выдаваемое значение параметра Л у яв-
ляется суммой сигнала отклонения от
траектории и сигнала скорости его изме
нения Конструктивно принцип Д у реали-
зуется в директорных системах траекторного
управления, включающих вычислитель ко
манд управления, контрольно-пилотажный
н навнгациоино плановый приборы Чаще
всего директорная система входит в состав
бортовой системы автоматич управления
(см Автоматическое управление)
Лит Михалев И А.Окоемов Б Н Чику
леев М С Системы автоматического управ
ления самолетом 2 изд , М 1987
ДИРИЖАБЛЕСТРОИТЕЛЬНЫЙ УЧЕБ-
НЫЙ КОМБИНАТ (ДУК)—был образо-
ван в 1933 в системе ГВФ в г Тушине
под Москвой на базе Моск дирижаблест-
роит нн-та, воздухоплават ф-та Леиингр
уч комбината ГВФ и Воздухоплават шко
лы ГВФ Включал Воздухоплават школу и
Дирнжаблестроит ин т Школа готовила
пилотов аэростатов и дирижаблей и техни-
ков по их эксплуатации, а ии-т — инжене-
ров-дирижаблестроителей широкого профи
ля ДУК в сотрудничестве с кДирижабле-
строем» принимал участие вин работах н
конструкторских разработках в области воз
духоплават техники В 1935 комбинату бы
ло присвоено имя К Э Циолковского В чис-
ле выпускников ДУК Г И Голышев, Н С
Гудованцев, С В Демин, А Ф Крикун,
И В Паньков, Г П Свищев, В А Усти-
нович, В В Уткин, А А Фомин В 1939 в
связи со свёртыванием дирижаблестроения
в стране ДУК был расформирован — Воз
духоплават школа закрыта, а ин т реорга
ннзован в Моск ин-т инженеров ГВФ, к-рый
послужил базой для создания в 1940
Московского авиационного технологичес-
кого института
«Д ИР ИЖ АБЛ ЕСТРОЙ» — спеинализир
пр-тие по опытному стр ву и эксплуатации
дирижаблей Осн в кои 1931 в Москве в
системе ГВФ, в 1932 переведено в г Дол
гопрудиый Моск обл , где ему была пе
редана дирижабельная база Осоавиахима
Сюда же были перебазированы ранее соз
данные в СССР дирижабли «Комсомоль-
ская правда» н В I В «Д » были построены и
проходили опытную эксплуатацию дирижаб
ли В-2 (объёмом 5000 м3), В-3 (6500 мэ),
В-5 (2158 м3), В-6 (18 500 м3), В 7, В-7
бис, В-8 (все объёмом 9150 м3), В 10
(3700 м3) Были созданы модерннзир аа
риаиты дирижаблей «Комсомольская прав
да» (получил назв В-4) н В 1 (В 1бис и
В 12) Был проведён ряд значит опытно-
конструкторских работ, в т ч построен ма
кетный цельнометаллич дирижабль, в ко ист
рукции к рого была реализована одна из
идей К Э Циолковского — применена обо
лочка из тонкостенных гофрнр листов нз
нержавеющей стали В «Д » работали такие
учёные и конструкторы, как Б А Гарф
М М Кулик, У Нобиле, А И Путилов,
Р В Пятышев, Г П Свищев, воздухе
плаватели Н С Гудованцев, С В Демин,
И В Паньков, С А Попов, В А Устинович
и др В 1936 производств база «Д » была
передана в Наркомтяжпром (з д № 207),
а эксплуатация и подготовка летных кад
ров остались за ГВФ В нач 1940 работы
по дирижаблям на пр-тин были прекра
щены
ДИРИЖАБЛЬ (от фраиц dirtgeable — уп-
равляемый)— управляемый аэростат Име-
ет удлинённый обтекаемый корпус, на пол
ненный подъёмным газом (гелий, водород
нли тёплый воздух), создающим аэростатич
подъёмную силу Возд винты, приводимые
во вращение двигателями, сообщают Л по
ступат скорость 60—120 км/ч (скорость
может быть и неск большей) В кормовой
части корпуса устанавливается оперение,
состоящее нз неподвижных пов стей (стаби
лизаторов), рулей направления и высоты
Корпус Д совместно с кормовым оперением
способен создавать аэродинамич подъёмную
силу, что позволяет сочетать лётно техн
хар кн аэростата и самолёта В ннж части
корпуса располагаются гондола с кабиной
управления, помещения для пассажиров и
экипажа, топлива и спец оборудования
Двигат установки с винтами обычно разме
щаются на корпусе илн гондоле Полёты
Д проводятся на высоте до 3 км, в отд слу
чаях — до 6 км
По типу конструкции корпуса н оболочки
различают (рнс 1) жёсткие дирижабли
н нежёсткие (полужёсткие дирижабли, мяг
кие дирижабли и разновидность послед
них — полумягкие Д ) Осн данные нек рых
жёстких, полужёстких и полумягких Д прн
ведены в табл 1—3
Взлёт Л происходит в результате сброса
балласта, а спуск — вследствие частично-
го выпуска подъёмного газа, прн этом фор-
ма и жёсткость корпуса сохраняются пу
тём пополнения воздуха в баллонетах Вер-
тнк взлёт, висение и вертик спуск Д мй
гут также осуществляться изменением вей
тора тяги винтов
В свободном полёте (т е при неработа
ющих движителях) устойчивость н управ
ляемость Д обеспечиваются только аэро
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. 1. Конструктивные схемы дирижаблей а — жёсткого, б — полу жесткого, в — полумягкого,
г — мягкого
статич подъёмной силой заключённого в его
корпус газа
В управляемом полёте устойчивость и уп-
равляемость Д в горизонт плоскости обес
печи ва юте я стабилизаторами и рулями нап-
равления, а при использовании движителей
с изменяемым вектором тяги также и возд.
винтами, в вертик плоскости — изменением
аэродинамич- подъёмной силы оперённого
корпуса (путём изменения углов атаки и
углов поворота рулей высоты) и вектора
тяги движителей
Изменением объёма газа в носовых и кор-
мовых баллонетах нежёстких Д дости-
гается изменение угла атаки при аэродииа-
мнч взлёте с разбегом Прн полёте с углом
атаки благодаря аэродинамич подъёмной
силе оперенного корпуса подъёмная сила Д
может увеличиться илн уменьшиться на
Ю—30% по сравнению с аэростатической
Д представляют собой совершенные инж
конструкции, обладают высокой надёж-
ностью Вес конструкции, приходящийся на
I м3 воздухоизмещения Д , составляет 4—6
Н. Достоинства Д - большая дальность и
длительность полёта, способность осуществ-
лять вертик взлёт, посадку, свободный
дрейф в атмосфере, длительное «зависание»
над заданным местом, экология чистота. Не-
достатки* существенно меньшие, чем у
самолёта, скорость полёта и трансп произ-
водительность, чувствительность к метеорол.
условиям, необходимость спец наземных
сооружений — причальных мачт и эллингов
Историческая справка 24 сент
1852 совершил первый полёт Д. объемом
2,5 тыс м3 конструкции А. Жиффара (I на
рис 2) с возд винтом, приводимым во вра-
щение паровой машиной, наибольшая мощ-
ность к-рой (2,2 кВт) не позволяла этому
Д летать даже при слабом ветре В 1872
был испытан в полёте Д. объёмом 3,8 тыс
Табл i —Жёсткие дирижабли
Основные данные	R 100, Велико- британия	К 101, Велико- британия	LZ 120, Герма- ния	LZ-126, Герма- ния	LZ 127, Герма ния	LZ-129, Герма ння	LZ 130, Герма- ния	LZ 132**, Герма- ния	«Мэкон» ZRS-5 США	Д-100 (проект, 1939), СССР
Начало эксплуатации, год	1929	1929	1920	1924	1928	1936	1938	__	1933		
Объём внешний, тыс м3	156,3	180,1	24,2	79,5	122	217	217	259	209 5	118,1
Объем газовый, тыс м3	145,8	156	22.0	73,5	1104	200	200	240	194	107,7
Длина, м	216.1	236,8	120 8	200	236,5	245 1	245.1	266	239,3	201,6
Диаметр, м	40,5	40,2	18,7	27 6	30,5	41,1 Водород	41 1	42	40.5	33,9
Подъёмный газ Аэростатическая подъемная си	Водород	Водород	Водород	Водород	Водород		Водород	Водород	Гелий	Гелий
ла*, кН Полезная аэростатическая подъ-	1481,0	1584 0	225 6	753,4	1156,6	2025 8— 2135,6	2119	2413.3	1793— 1898,0	1086,0
ёмнаясила* кН	458,1	424.8	80,4— 98,1	370.8	522,9	884,9	912.3	—	730.8	405,1
Масса конструкции, т	105.7	119 7	13-14,8	39	59-62,1	118,8	116	—	109,8	61,0
Число двигателей	6	5	4	5	5	’ 4	4	4	8	4
Общая мощность двигателей, кВт	2910— 2940	2390	707	1470— 1880	2020	3240	3090	5290	3300	3060
Максимальная скорость, км/ч	132	124	123	123—127	130,3	133- 144	135-152	161	140,1	152
Крейсерская скорость, км/ч	93—117	93	ЮЗ	117	Н7	125- 128	123—128	135	92.6—101,9	123
Масса топлива, т	30—34,8	27	4 1	26,3	41.0	60,5-70	62,7—70	62	52-68	32,95
Экипаж, чел	40	42	6	24	37	52	52	40	60	32-34
Пассажиры, чел	100	50	30	20—30	20	50-70	—	100	—	50
Масса груза, т	—	>7	<5	>5	0,1	5—8	—	40	<19	5-20
Продолжительность полёта, ч	88	100	20-30	110	145	>140	>140	>140	75—160	100
Дальность полета, км	7000— 8200	8000— 9300	2200— 3200	8000— 12000	14000— 17000	16000	16000	16000	9000— 14000	12000
” На высоте 500 м ** Постройка не была закончена (1939)
Табл 2— Советские полужёсткие дирижабли
Основные данные	В 8	В 6	ДП 9**	ДП-5 (проект, 1933)
Начало эксплуатации, год Объём газовый (подъёмный	1935	1934	-	-
газ — водород), тыс м3	9,85	19,4	25,2	50,0
Длина, м	78	104 5	107 5	152,25
Диаметр, м Аэростатическая подъёмная	15,4	18.38	21,39	25,06
силв*, кН Полезная подъёмней сила*,	98,6	190,3—199,1	261,1	441,4
кН	36 88	72.6—81,4	90,25	166,8
Масса конструкции, т	6,29	12	16,4	28
Число двигателей Общая мощность двигателей.	2	3	2	3
кВт	515	530	1290	1660
Максимальная скорость, км/ч	128	109,8	125	127
Крейсерская скорость, км/ч	104	92—97,5	106	107
Масса топлива, т	2,8	4.66	4.3—6.7	13,5
Экипаж чел	6	10	14	18
Пассажиры, чел	—	16	16—24	24—50
Масса груза, т	0,957	0,3—0,5	0.1—0,5	1.2
Продолжительность полета, ч	28	40—50	32	43,5
Дальность полета, км	3000	4000—4600	3400	4600
* Нв высоте 500 м •* Постройка не была закончена (1938)
мэ франц, инж -судостроителя С-А.Л Дю-
пюи де Лома с мускульным приводом винта
(2) В том же году в Австрии Хейлейиом был
построен и испытан Д. объёмом 2,4 тыс мэ,
дл. 50,4 м, с корпусом, наполненным све-
тильным газом (3). Мощность двигателя
этого Д была ок 4 кВт, скорость полёта
не превышала 5 м/с. В 1883 летал Д.
объёмом 1,06 тыс. м3 Г Тиссандье н его
брата (4), оснащённый электродвигателем
и гальванич. элементами, а в 1884—Д
«Франция» Ш Ренара и А Кребса объё-
мом ок. 2 тыс м3 (5). по существу эти
полеты были первыми управляемыми Для
поддержания удлинённой обтекаемой фор-
мы корпуса Д использовались баллонеты
Кроме рулей направления в конструкцию
оперения Д стали включать и стабилиза
торы Наряду с мягкими Д начали проек-
тировать, а затем и строить жёсткие и
нежёсткие Д.
В России ряд интересных проектов Д был
сделан В- Н Архангельским, О К Костовн-
чем, А. И. Лодыгиным, Н М Соковиииым,
И И. Третесским, К Э Циолковским и

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св
213
др В 1893—94 в уч воздухоплават парке
в Петербурге по проекту австрийского изо
бретателя Д Шварца строился первый в
мире цельнометаллический П объёмом
3,85 тыс м3, дл 47,6 м (6), к-рый был
достроен в Германии, где в 1897 совершил
полёт
Первые Д , способные летать против ветра
со скоростью до 15 м/с, были созданы во
Франции и Германии Полёты первого нем
жёсткого каркасного Д конструкции Ф Цеп
пелина успешно состоялись в 1900 Д LZ I
объёмом 11,3 тис м3 (7) развивал скорость
до 28 км/ч В 1906 Д LZ 3 такого же
объема, как LZ 1, летал со скоростью 39,6
км/ч, имея при этом запас топлива иа
41 ч полёта Во Франции в 1902 братьями
Полем и Пьером Лебодн построен первый
полужёсткий Д объемом 2,3 тыс м3, дл
53 м (8), купленный воен ведомством Годом
раньше А Сантос-Дюмон на Д № 6 своей
конструкции (9) облетел вокруг Эйфелевой
башни со скоростью 25 км/ч и вернулся к
месту взлёта
Под влиянием достигнутых во Франции и
Германии успехов стр-во Д началось также
в Великобритании, Италии и России К
нач 1-й мировой войны в Европе строились
Д неск типов В России в 1908—15
было создано 9 Д , лучшими из к-рых были
«Альбатрос 11» объёмом 9,6 тыс м3, дл 77 м
(10) и «Гигант» объёмом ок 21 тыс м3,
дл 114 м (II) Кроме того, Д закупались
во Франции и Германии К нач l-й миро-
вой войны Россия имела 14 возд кораб-
лей Д. могли летать со скоростью до 70
км/ч, длительность полета (автономия)
достигала 30 ч На вооружении Германии
было 15 Д , Италии — 10, Великобритании —
7 и Франции — 5
В годы l-й мировой войны Д использо-
вались для проведения бомбардировочных
операций, дальних разведок, эскортирова
ния судов, поиска и уничтожения подводных
лодок Применявшиеся в Великобритании,
Франции, Италии, Германии и США мяг
кие и полу жёсткие Д объёмом от 2 до 31 тыс
м3 летали со скоростью 60—100 км/ч, име-
ли автономию 50—100 ч Наиболее из
вестиым был нем полужесткий Д PN-27
(31,3 тыс м1, дл 158 м) для ВМФ (12)
За время войны в Германии было пост
роеио ок 100 жестких Д объемом от 35
до 68 тыс м3, к рые со скоростью до 100 —
130 км/ч могли летать на высотах 4—6 км
Масса груза Д объёмом 68 тыс м3 со-
ставляла 32—34 т Длительность полёта до-
стигала 100 ч, а дальность — 6000 км Все-
го за время 1-й мировой войны было пост
роеио ок 500 Д , в т ч 120 —130 жёст-
ких В кон войны в строю оставалось ок
300^ Д
Существовавшие в 20 х гг самолеты не
могли обеспечить межконтинентальные возд
сообщения Это стимулировало в ряде стран
интерес к организации возд линий иа боль-
ших Д Возможности таких линий основы
вались на опыте успешной эксплуатации
англ жесткого Д R-34 объёмом 55 тыс м3,
совершившего в июле 1919 первый полёт
через Атлантнч ок (из Великобритании в
США), и дальних полетов нем П В 1919
в Германии был построен жесткий трансп
Д LZ-12O («Бодеизее») объёмом 22 тыс м3,
дл 120,8 м (13) В Великобритании и Фран-
ции в нач 20-х гг стали разрабатывать
жёсткие траисп Д , а в США воеи Д разл
типов для нужд ВМФ
В Италии в 1918—28 создавались полу
жёсткие Д В 1921—23 под рук У Но-
биле был построен полужёсткий Д N-1
объёмом ок 19 тыс м3, дл 109 м (14) В
кон 1925 его продали Норвегии и переимено-
вали в «Норге» Весной 1926 Д «Норге»
совершил перелёт из Рима до Киигс-Бея на
Шпицбергене протяжённостью 7250 км (с
четырьмя посадками), 11 мая 1926 с эки-
пажем 15 чел перелетел через Сев полюс,
совершив посадку в Теллере на Аляске
Расстояние 5300 км от Киигс-Бея до Тел-
лера было пройдено за 71 ч со ср скоростью
75 км/ч С 1931 в Италии Д не строились
В США после 1 й мировой войны инте-
рес к Д определялся их потенциальными
возможностями проводить дальние морские
разведки, охрану побережья, эскортирова-
ние судов, поиск подводных лодок, осущест-
влять дальние коммерч и воен перевозки
В 1922—23 в США по типу нем. Д LZ-59
был построен жесткий Д «Шенандоа» объё-
мом 76 тыс м3, к-рый использовался для
полётов в 1924—25 4 сент 1925 он потер-
пел катастрофу, попав во время полёта в
шторм Построенный в Германии в 1924
по заказу США жёсткий Д LZ-126 объ
емом 79,5 тыс м3 успешно эксплуатиро-
вался 8 лет в ВМС США В дальнейшем,
до 2-й мировой войны, в США разрабаты-
вались и эксплуатировались полумягкие Д
объемом до 12 тыс м3 для ВМФ и неболь-
шие коммерч Д Были построены два
эксперим цельнометаллич Д ZMG-2 объ-
ёмом 5,72 тыс м3, дл. 45,54 м (15) и «Слейт»
(9,54 тыс м3)
Табл 3 — Полумягкие дирижабли
Основные данные	В-10 (ДП 15), СССР	«Патриот», СССР	L, США	«Победа», СССР	G, США	«Европа», США	SKS 500, Велико британня	К США	ZPG-2, США	ZPG 3W США
Начало эксплуатации, год	1937	1947	1938	1944	1936	1972	1981	1939	1955	1959
Назначение	Учебно- траис портный	Учебно- транс портный	Учебно транс- портный	Учебно транс портный, газовоз	Учебно транс- портный	рекламио телевизи ониый	Транспортный	Патруль ный	Претиво ЛОДОЧНЫЙ	Противо лодоч ный и для ПВО
Объём газовый, тыс мэ	3,68	3,35	3,45	50	5,57	5,74	5,13	12	27,6	42,19
Длина, м	48,4	47	45	54	58,7	58,67	50	76,8	Ю4 6	122,8
Диаметр, м	12 1	11,8	11,5	13.6	13,8	14	14	17,6	22,8	25,9
Подъемный газ Аэростатическая подъём	Водород	Водород	Гелий	Водород	Гелий	Гелий	Гелий	Гелий	Гелий	Гелий
ная сила*. кН	37,47	33,75	32,08	50.91	52,97	51,01 — 54,64	19,05	113,79- 115,76	266,83	395,3
Масса конструкции, т Полезная аэростатиче Ская подъёмная сила*,	2,87	2,38	2,55	3.49	3 47— 3,57	4,33	3,25	8 77	17,25	26,2
кН	9,81	10,89	7 55	17 36	17,6— 19,62	13,44- 17 66	17,8	29,4 — 31,4	100,5	143
Число двигателей Обшая мощность двига	2	2	3	2	2	2	2	2	2	2
телей, кВт Максимальная скорость,	162	221	213	206	324	309	304	625	1180	2240
км/ч Крейсерская скорость,	97.5	96,5	96—104	106	9!	91	Ю4	120	135	152
км/ч Аэродинамическая подъ	82,5	81	74 80	88	77	76	91 97	99	НО	128
емная сила, кН Суммарная полезная	0	0	2,23 3,1	0	4,45	1,86	6,2	10,3	27,3	46,8— 77,4
подъемная сила, кН Отношение аэродинамиче- ской подъемной силы к	9,81	10,89	9,78— 10,65	17 36	22,05 — 24.5	15,3— 19,5	24 0	39,7— 41,7	127,8	189,8 — 220,4
полётному весу, %	0	0	8,9	0	7,8	3,6	ц.з	8 1	9,1	Ю,6_ 16,4
Экипаж, чел	3-6	2	2	4	7	1	1-2	8 -10	10—14	14 — 15
Пассажиры, цел	—	3	4	4—8			6	10			-		
Масса груза, т	-	—		—	—	—	1,5	До 1 6	7.6	10,7 - 13,9
Масса топлива, т Продолжительность поле	0,41	0,7!	0,3 0.61	1,53	0,61 — 0,71	0,6 0,8	0,2—0,4	2,5— 2,7	3,2- 60	5,37 7,35
та, ч	10,6	15 8	7,5 15	25,2			10-13	6,0	22	26	7-22
Дальность полета, км	875	1250	600 1200	2,300	—	760—1000	600	2300	2300	1000 —3000
* Нв высоте 500 м
214 ДИРИЖАБЛЬ	www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 2. Дирижабли 1 — А Жиффара (Франция, 1852). 2 —С АЛ Дюпюи де Лома (франция,
1872), 3 — Хейлейна (Австрия, 1872), 4 — братьев Г и А Тиссандье (Франция, 1883), 5 —«Франция»
Ш Ренара и А Кребса (Франция, 1884), 6— Д Шварца (Германия. 1897). 7 — LZ 1 конструкции Ф Цеп
целина (Германия, 1900), 8 — братьев П и П Лебеди (Франция, 1902), 9 — Сантос-Дюмона № 6 (Фраи
ция, 1901), 10—«Альбатрос И» (Россия, 1913) И —«Гигант» (Россия, 1915)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св<
Рмс. 2. дирижабли 12 — PN-27 (Германия, 1917), 13 — LZ-120 (Германия, 1919), 14 — N-1 (Италия, 1923)
15 —ZMG-2 (США. 1929), 16—Эмишена (Франция, 1931), 17 —LZ-127 (Германия, 1928). 18—R-101
(Великобритания, 1929), 19—«Акрон» (США. 1931)
216 ДИРИЖАБЛЬ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. 2. Дирижабли 20— В-1 (СССР, 1932), 21 — В-3 (СССР, 1932), 22— В-6 (СССР, 1934) 23— В-7
(СССР. 1934), 24 —К 2 (США, 1937), 25 — «Победа» (СССР, 1944), 26 — «Патриот» (СССР, 1947),
27 —ZPG-3W (США, 1960), 28 — фирмы «Гудьир» (США, 1969), 29 — SKS-600 (Великобритания, 1982),
30 — DP 50 фирмы «Камерон» (Великобритания, 1981), 31 — «Альбатрос А 1» (США, 1979)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво^ит^ру^ями^?^*
Во Франции в 20 х - нач 30 х гг про-
водились исследования по использованию
жёстких Д На дирижабле «Диксмюде»
(62 тыс м1) в 1923 французы установили
мировой рекорд продолжительности полета
118 ч 40 мин В 1931 был создан гибрид
ный Д (гелнкостат) конструкции Эмише
на объёмом 1,1 тыс м! (16) Мягкие и
полужёсткие Д строились и применялись во
Франции до 1938
В 1928 в Германии для арктич поле-
тов был построен жёсткий Д LZ 127 «Граф
Цеппелин» (17), способный летать со ско
ростью до 130,3 км/ч и без посадки пере
возить 20 пасс иа расстояние до 10 тыс
км В 1929 он совершил кругосветный по
лёт протяжённостью 35 тыс км с тремя по-
садками, в 1930 прилетал в Москву, а в
1931 совершил арктич перелет, проведя
тщательный осмотр и фотографирование
островов и бухт земли Франца Иосифа С
1928 на Д LZ 127 осуществлялись регуляр
ные пасс рейсы между Германией и Брази
Лией (10—11 тыс км) и Германией и США
С 1928 по 1937 он совершил 136 полетов в
Юж Америку и 7 в США Всего Д LZ 127
за 590 полетов покрыв 1700 тыс км, лере
вёз 13 тыс пассажиров Общий налет его
составил 17 177 ч Стр-во трансп Л про
должалось в Германии до 1939
В Великобритании проекты коммерч ис
пользования Д стали разрабатываться с
1919 В 1925—29 для пасс перевозок былп
построено два жестких Д R-100 и R 101
(18) Д R 101 был рассчитан на пере-
возку 50 пасс и 7 т груза по марш
руту Англия — Индия -Австралия 4 окт
1930 он был направлен в полет в Индию, хо
тя ие были проведены полностью его лёт
ные испытания и устранены конструктив
ные недостатки Пролетая над Францией на
высоте всего 100 м, Д попал в дождь и
нисходящим потоком был прижат к земле,
(>т удара возник пожар После этой катаст-
рофы Д в Великобритании не строились
Германо американская компания «Гудь-
ир-Цеппелин», созданная в США, построила
в 1926—33 для ВМФ два жёстких Д «Ак
рон» (19) и «Мейкон» объемом по 209 тыс м!
Имея крейсерскую скорость 92,6 км/ч, эти
Д могли совершать полеты продолжнтель
ностью 140—150 ч, в их внутр ангарах мог
ло находиться от 4 до 7 разведыват са
молетов Д «Акрон» в 1931— 33 совершил
51 полет, пробыв в воздухе 1131 ч В
1933 во время полета в шторм, снизившись
на малую высоту он был прижат к во-
де и потерпел катастрофу Аварии и ка-
тастрофы больших Д в США в 30 х гг,
а также развитие трансп авиации снизили
интерес к дальнейшему применению Д Ис-
пользование же воен нежестких Д объе-
мом до 20 тыс м* в США не прекраща
лось
В России в 1920 6 Петрограде совершил
ряд полетов Д «Астра» объемом 10,5 тыс
м *, переименованный в «Красную звезду», а
в 1923 — Д «VI октябрь» объемом 1,7
тыс м! В 1924 в Москве под рук Н В Фо-
мина и при участии А Н Туполева был
создан мягкий Д «Московский химик ре
Зинщнк» объемом 2,5 тыс м1, летавший в
1925—28, а на его основе в 1930 — Д
«Комсомольская правда» (2,5 тыс м\ дл
47,5 м) В 1932 в ЦАГИ и на з-де «Каучук»
был построен Д В-l объемом 2,2 тыс м\
дл 45 м (20)
В 1932 в «Дирижаблестрое» были созда
ны мягкие Д В 2 объёмом 5 тыс м3 и
В 3 объёмом 6,5 тыс м1, дл 63 5 м (21)
В 1932—34 под рук У Нобиле были пост-
роены уч эксперимент полужёсткий Д В 5
объемом 2158 мч дл 47,5 м и полужест
кий пасс Д В-6 (22) На Д В 6 в
сент 1937 совершен рекордный по про-
должительности полёт — 130 ч 27 мин что
на 11 ч 47 мин превысило рекорд, достиг
нутый во Франции в 1923 на Д «Дикс
мюде» 6 февр 1938 Д В 6 в тумане иа
летел на необознач на карте гору в р ие
г Кандалакша, что привело к катастрофе
и гибели 19 чел команды Спаслись 13 чел
В 1934 был построен полужесткий Д
В 7 объёмом 9,15 тыс м3, дл 78 м (23),
предназнач для морской разведки Под рук
М М Кулика был разработан и построен
уч тренир полумягкий Д В 10 (1937)
объёмом ок 3 7 тыс м3 В 1939 проводи
лась модернизация Д В 1, объём к-рого
Стал 2,9 тыс м1
В 1932—40 сов Д совершали полёты
вокруг Москвы, в Ленинград Петроза-
водск, Архангельск, Свердловск, Севасто
поль и др города В 1933 разрабатывал-
ся полужёсткий Д ДП-5 (см табл 2) В
1935 был построен, но не собран полужёст
кий Д ДП 9 В 1935—40 проходил испы-
тания полужёсткий Д ДП-16 Весной
1940 работы по стр-ву и эксплуатации Д
в СССР были прекращены, возобновились
в 1942
Во время 2 и мировой войны Д приме-
нялись в США и СССР В США в кон
1941 'было 10 небольших Д Большие по
терн флота побудили конгресс США при-
нять программу стр-ва 200 полумягких Д
для эскортирования судов н охраны побе-
режья Строились Д учебные объёмом
3,5 тыс м1 разведчики объемом 5 тыс м3,
для крейсерских полетов (типа «К») объе
мом 12 тыс м1 и дальних крейсерований
(типа *М») объемом 18 тыс м3. В основ
ном создавались полумягкие Д типа «К»
(24), к рые имели макс скорость 120 км/ч
На крейсерской скорости 92,5 км/ч они
могли летать 50 ч, пролетая 3500—4000
км За время войны амер Д совершили
более 55 900 полётов (свыше 550 тыс ч)
В СССР в 1942—47 Д применялись как
газовозы (доставляли водород для напол
нения привязных аэростатов, используемых
для подготовки парашютистов) и для спец
полетов В 1944 под рук Б А Гарфа был
спроектирован и построен Д «Победа» (25),
а в 1946 — Д «Патриот» (26), летавший в
1947
После окончания 2-й мировой войны
дирижабельный флот США был значительно
сокращен В 1950 е гг для ПЛО разраба
тывались полумягкие Д ZPG-2, ZPG 2W
и ZPG-3W (27) Новые Д были оборудо
ваны локаторами и спец магнитной и акус
тич аппаратурой для использования в ПВО
и ПЛО В 50 х гг в ВМФ было ок 50 Д
объемом от 13 до 42 тыс м3 Д ZPG-2,
ZPG-2W и ZPG 3W в 1958—61 выполняли
полёты продолжительностью 100—200 ч во
время снегопада, тумана и при ветрах ско
ростью до 30 м/с
В 1961 амер воен Д были сняты с воору
женин, материальная часть законсервиро
вана В 1950—70 е гг в США и Зап Евро
ле эксплуатировалось 4- 5 Д объемом 5—5,6
тыс м3 для рекламных, телевизионных и
прогулочных целей (28) Интерес к гражд
и воен использованию Д возобновился в
кон 60-х гг в связи с проблемами энер
гетич кризиса и необходимостью решения
задач, в недостаточной мере решаемых
другими ЛА Проведённые исследования Д
с разл формами корпуса, типами и пло-
щадью оперения и двнжит установками
с изменяемым вектором тяги показали,
что летно техн и эксплуатац хар ки Д мо-
гут быть улучшены Из-за малой скорости и
низкой производительности Д для перевоз-
ки пассажиров на дальние расстояния не
рентабельны Возможна перевозка крупно
габаритного оборудования массой 50—500 т
на расстояние в неск тыс км Кроме того.
Д могут использоваться для разведки над
морем, длит ииспекц полетов и др Работы
по исследованию и строительству Д прово-
дятся в США, Великобритании, Германии,
Японии, франции В 1969 в Великобритании
был построен опытный Д SKS-500, имею
щий движители с изменяемым вектором тя
ги, обеспечивающие ему вертик взлет, висе
иие и вертик спуск К кон 1988 аигл фирмой
«Скайшил» было построено 15 Д SKS 500
и SKS 600 объемом 6,57 тыс м’, дл 59 м
(29), используемых в Зап Европе, США,
Австралии, Японии для рекламы, радиове-
щания, прогулочных полетов и др В США,
Франции и Великобритании проводятся ра-
боты по новым эксперим аэростатнч ап-
паратам, втч высотным беспилотным Д,
способным длительное время летать на выс
18—21 км, и разл тепловым Д (30 и 31)
Продолжаются изыскания конструкций ге
л и ко ста то в (см Г ибридный летательный ап-
парат) В России выполняются исследова
ния перспективных Д разл назначения
Р В Пятышев Г П Свищев
ДИСКОПЛАИ — летат аппарат имеющий
крыло круглой формы в плайе (см рис )
Особенностью крыла Д на малых скоростях
полета является безотрывность его обтека-
ния до весьма больших углов атаки а
(агпвх»45°) На сверхкритич углах атаки
Планёр дископлан
(а>45°) сход потока с крыла Д имеет сим-
метричный характер, вследствие чего Д
присущи характерные противоштопорные
свойства (см Штопор) В СССР в 1950—62
были построены 3 эксперим планёра Д
2 планера Д успешно летали на малых
скоростях, на одном из них в полном объё-
ме выполнялся комплекс фигур сложного
пилотажа Планер-Д с пороховым уско-
рителем испытывался в полете на сверх
звук скоростях Однако Д имеет низкое
аэродинамическое качество (нз-за малого
удлинении крыла) и поэтому распростране
ния не получил
Впервые самолёт с крылом круглой фор-
мы в плане с тонким сфероидальным про
филем был построен в 1909 А Г Уфим-
цевым «Сфероплан» имел двигатель возд
охлаждения, 2 соосных винта противопо
ложного вращения, хвостовое оперение и
трехколесное шасси (см рис в табл IV)
В 1910 «Сфероплан» проходил испытания
на пробежки, но из за неполадок с двигате
лем взлет не был осуществлён
ДИСПЕРСНОУПРОЧИЕИНЫЕ МАТЕРИ-
АЛЫ — металлич материалы (гл обр спла
вы), упрочнённые дисперсными частицами
тугоплавких соединений (оксидов, карби-
дов, нитридов и др ), не растворяющихся и
не коагулирующих в металлич матрице
(основе) при высоких рабочих темп-pax Д
м — одни из классов композиционных ма-
териалов Макс эффект упрочнения достн
гается при достаточно малом размере
частиц упрочняющей фазы (0,01—0,05 мкм),
равномерном их распределении в структуре
материала и оптим расстоянии между час
тнцами Общее объемное содержание час-
тиц упрочняющей фазы обычно не превы
218 ДИСКОЛ ЛАН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
шает 5—10% Поскольку упрочняющие
частицы химически не взаимодействуют с
матричным (основным) металлом, эффект
упрочнения сохраняется вплоть до темп-ры
его плавления Благодаря этому Дисперсное
упрочнение дает возможность поднять гра
ницу жаропрочности материалов, когда ле
гирование и термич обработка уже не мо-
гут дать желаемых результатов
Равномерное распределение упрочняющих
частиц в матричном металле достигается
применением методов порошковой металлур
гин (см Порошковые материалы) Приме
некие дисперсного упрочнения, широко ис-
пользуемого при создании совр конструкц
металлич материалов, позволяет повысить
жаропрочность и расширить температурные
области использования практически всех
металлов н сплавов В авиастроении дис
персному упрочнению подвергаются сплавы
на основе алюминия, титана, никеля, а так
же нек-рые стали мартенситною класса
Лит Портной К И Бабич Б Н
Дисперсно} прочкенные материалы, М, 1974
Д А Петров
ДИСПЕТЧЕРСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ —
один из видов обслуживания воздушного
движения, предусматривающий пост конт-
роль и регулирование полётов в целях под-
держания установл порядка движения ЛА
на аэродроме и в контролируемом воздуш-
ном пространстве Осуществляется путем
передачи командирам ЛА диспетчерских раз-
решений (по их запросам) и указании,
касающихся выполняемых ими полетов Осн
задачи До— предотвращение столкнове-
ний ЛА между собой, а также с препят-
ствиями на площади маневрирования аэро
дрома, поддержание порядка и ускорение
движения в потоке ЛА
Различают Д о районное, подхода и
аэродромное Районное Д о распрост-
раняется на ЛА, выполняющие полёт по
возд трассе, контролируемому маршруту
Д о подхода — на ЛА прилетающие н
вылетающие в р-не аэродрома аэроузла,
аэродромное Д о —на ЛА, взлета-
ющие, садящиеся и движущиеся по пло
щади маневрирования аэродрома Дов
установл диспетчерских р нах и зонах воз-
лагается только на один диспетчерский
пункт Передача Д о смежному диспет
черскому пункту производится на установл
рубежах, к рые обычно совпадают с гра
ницами, разделяющими соответствующие
р-ны зоны
Для обеспечения Д о командир ЛА обя
зан в установл время до вылета предоста-
вить в орган обслуживания возд движения
план полета и получить диспетчерское
разрешение Полет должен выполняться в
Диспетчерская УВД аэропорта Минеральные Воды
Вертолёт спасения ДПЛА
Самолёт-носитель ДПЛА
Схема работы авиационного комплекса с дистанционно-пилотируемым ЛА
соответствии с представленным планом н
полученным диспетчерским разрешением
Отступление от плана н диспетчерского
разрешения (указания) без предварит сог
ласовация с диспетчерским пунктом допус-
кается только в чрезвычайной ситуации,
требующей немедленных действий со стороны
экипажа Как только позволит обстановка,
командир ЛА обязан доложить диспетчеру,
в р-не (зоне) к рого находится ДА, о пред
принятых действиях
В России задачи, возлагаемые на Д о,
решаются в процессе управления воздуш-
ным движением	А И Котов
ДИСТАНЦИОННО-ПИЛОТИРУЕМЫЙ ЛЕ-
ТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ (ДПЛА) — летат
аппарат, пилотируемый человеком (пилотом
оператором), находящимся иа пункте управ
ления, располагающемся на земле, на возд
или космич ЛА Для обозначения ДПЛА
употребляется также термин «телепнло
тируемый ЛА* (ТПЛА) ДПЛА является
дальнейшим развитием телеуправляемого
ЛА (ТУЛА) ДПЛА в отличие от ТУЛА
управляется оператором не эпизодически,
а непрерывно, в зависимости от конкрет-
ной обстановки в р не полёта ДПЛА
Для полного отображения обстановки в
р-не полета нек-рые ДПЛА оборудуются
телевиз камерой илн И К системой пе
реднего обзора ДПЛА — составная часть
авиационного (см рис), авиац-космич
или космич комплекса Одной нз гл сос-
тавных частей этих комплексов является
система дистанц управления ЛА Она долж-
на обеспечивать непрерывную помехоустой
чивую двухстороннюю связь, одновремен-
ное пилотирование неск ДПЛА, выпол
няющих разл задания Для воен ДПлА
связь должна быть скрытой, исключающей
возможность засечки противником ДПЛА и
пункта управления и определения их коор
дннат с Целью воздействия на них средст
вами поражения или радиоэлектронной
борьбы
Воен комплексы с ДПЛА подразделяют-
ся на разведыват , ударные, истребит,
мишенные, радиоэлектронного противодей-
ствия, ретрансляционные н др Гражд
ДПЛА могут решать задачи обнаружения
и картографирования очагов лесных пожа-
ров, надзора за состоянием водоемов, ав-
тострад, газовых, нефтяных и др трубопро-
водов, обработки полей ядохимикатами и
т д По кратности применения ДПЛА мо-
гут быть одно и многоразовыми, по месту
старта (посадки)—наземного, возд, возд -
космич и космич старта (посадки) Назем-
ный старт может быть с разбегом или вер-
тикальным Посадка на землю может про-
изводиться по самолетному (с пробегом) или
вертикально, а также с помощью парашюта
Возд и возд -космич старты и посадки
требуют спец систем и устройств на носи-
телях ДПЛА н на ЛА, принимающих ДПЛА
после выполнения ими задания
Осн достоинство комплексов с ДПЛА —
существенно меньшая стоимость их создания
и эксплуатации по сравнению с комп-
лексами, содержащими обычные пилотируе-
мые ЛА (прн условии одинаковой эффек-
тивности выполнения поставленных задач)
Осн недостаток комплексов с ДПЛА воен
назначения — уязвимость системы днстанц
управления, работа к-рой может быть на
рушена противником	Г В Лисицкий
ДИФРАКЦИЯ УДАРНОЙ ВОЛНЫ (от
лат diffractus — разломанный, преломлён-
ный)— процесс нестационарного взаимодей-
ствия падающей на тело ударной волны с
отражённой волной и возмущениями от об-
текаемого тела Нестационарность процесса
наиболее существенна в нач стадии, когда
ударная волна находится вблизи тела, а при
достаточном её удалении движение газа
приобретает квазистаинонарный характер
В случае ударной волны с пост значе-
ниями газодинамнч переменных за фрон-
том и пост скорости движения тела
после стадии дифракции устанавливается
стационарное течение
Исследование Д у в в общей постанов-
ке является весьма сложной задачей, тре-
бующей числ анализа системы нелиней-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св ДИФРАКЦИЯ
ных днф ур-ний Значит упрощения воз
можны в задачах Дув достаточно ма
лой интенсивности при малых углах отк-
лонения потока, когда применима линеа-
ризованная теория течений В такой поста
новке задачи получены аналитич решения
для тел простой формы (пластина, клин,
стенка с изломом) В процессе дифракции
плоской ударной волны на полубесконечных
конусе и клине реализуется нестацнонар
ное автомодельное течение (см рис),
допускающее понижение мерности задачи
Автомодельная картина дифракции ударной волны
иа клине АВ AiB, —падающая волна, ВС, В,С, —
отраженная волна CCt—дифрагированная волна
сплошная тнния —ударная волна штриховая —
звуковая линия (число Маха М= I)
Падение ударной волны на ЛА и ее диф-
ракция приводят к резкому изменению си
левых н особенно моментных хар-к, неста-
ционарные аэродинамич нагрузки могут
значительно превосходить свои значения
прн квазистацнонарном обтекании
Лит Курант Р, Фридрихе К Сверх
звуковое течение и ударные волны пер с англ ,
М 1950 Баженова Т В , Гвоздева Л Г
Нестапновариые взаимодействия ударных волн
М I977	ВИГолубкин
ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫЙ СТАБИЛИЗА-
ТОР — см в ст Стабилизатор
ДИФФУЗОР (от лат difiundo — разливаю,
рассеиваю)—профилир канал, лредназна
ченный для торможения потока жидкости
или газа В противоположность соплу (см
Лаваля сопло) в Д происходит преобра
зование кинетнч энергии потока в дав-
ление, эффективность торможения потока
(и соответственно Д.) характеризуется ко-
эффициентом восстановления полного дав-
ления
Д широко применяются в компрессорах,
воздухозаборниках ВРД, карбюраторах дви-
гателей виутр сгорания нт д, а также
являются неотделимой частью аэродина-
мических труб В зависимости от рабочей
скорости потока различают дозвук и сверх
звук Д
Дозвуковой (а) и сверхзвуковой (6) диффузоры
Дозвуковой Д —расширяющийся ка-
нал (см рис ) Потери полного давления
в Д обусловлены действием снл трения
(при отсутствии отрыва потока от стенок),
существенно возрастающих при возникно-
вении срыва потока Оптим угол <р раствора
конич или пирамидального Д , при к ром
потери полного давления минимальны, ле
жит в пределах 6-—10° Часто для сокра-
щения габаритов установки применяют
укороченные Д с разл приспособления
ми для обеспечения безотрывного течения
в них, хотя при этом несколько возрас
тают потери полного давления
Сверхзвуковой Д состоит из су-
жающегося, цнлиндрнч н расширяющего
ся участков В сужающемся участке сверх
звук поток в системе косых и прямых
скачков уплотнения (см Ударная волна)
преобразуется в дозвуковой, успокаивается
и снова тормозится в расширяющемся
участке канала (скачками уплотнения обус
ловлеиы т н волновые потерн полного
давления) Площадь сечения самого узко-
го, цнлиндрич , участка выбирается нз ус
ловий запуска Д,т е обеспечения по-
требного расхода газа прн расположении
прямого скачка уплотнения на входе в Д
Существуют сверхзвук Д с подвижными
стенками (регулируемые), в к рых можно
уменьшать сечение цилнндрич участка пос
ле запуска, благодаря чему удается зна-
чительно уменьшить потери полного дав-
ления по сравнению с потерями в нерегу
лируемых Д Однако регулируемые Д
сложны конструктивно, и нх применение
ограниченно	А Л Искра
ДМИТРИЕВСКИЙ Вячеслав Иосифович
(1902—88) — сов учёный и конструктор в
области лопаточных машин, д р техн наук
(1940), проф (1945) После окончания
(1925) Воен возд академии РККА им
проф Н Е Жуковского (ныне ВВИА)
работал в ЦАГИ (до 1930), затем в ЦИАМ
(до 1988) Одновременно преподавал в МАИ,
ВВИА (1930—54) Осн труды в области
систем наддува авиац ПД (разработанные
им турбокомпрессоры применялись в снс
темах наддува серийных двигателей) и цент-
робежных компрессоров ТРД Гос пр СССР
(1941, 1950) Награждён орденами Ленина.
Трудового Красного Знамени, «Знак По-
чёта», медалями
ДОБАТКЙИ Владимир Иаанович (р 1915) —
сов металлург, чл -корр АН СССР (1979)
Окончил Моск ин-т цв металлов и золо-
та (1941) С 1941 работает в авиац пром сти
до 1958 на з-де лёгких сплааов, в 1958—61
в ВИАМ. а 1961—87 зам нач ВИЛС Осн
труды по непрерывному литью, металлове-
дению и термообработке лёгких сплавов
Разработал металловедч основы произ-ва
полуфабрикатов из алюм и титановых
сплавов, в т ч для ЛА Пр им
П П Аносова АН СССР (1975) Ленинская
пр (1966), Гос пр СССР (1949) Награж-
дён орденом Ленина, 3 орденами Трудово
го Красного Знамени, орденом Дружбы
народов, медалями
«ДОБРОЛЁТ», Российское общест-
во добровольного воздушного
флота Организовано в Москве 17 марта
1923 с первонач капиталом 2 млн руб зо
лотом Об во создано, как отмечалось в
его уставе, «для развития гражданского
воздушного флота в пределах СССР пу
тем организации воздушных линий для
перевозки пассажиров, почты и грузов,
производства аэросъемки и иных отраслей
применения воздушного флота на орно
ве отечественной авиапромышленности »
Оно охватывало своим влиянием не только
РСФСР, но и территорию среднеазиатских
республик В апр 1923 по типу «Д * соз
дано Украинское об-во возд сообщений
(«Укрвоздухпуть»), а в мае того же года
закавказское об-во возд сообщений («За
кавиа») В дек 1929 было организовано
единое общество «Добролет СССР» «Д *
построено большое кол во средств аозд
транспорта В 1930 общая длина возд ли-
ний «Д » составила 26 тыс км В 1923—30
самолеты «Д * налетали 10 млн км, пе-
ревезли 47 тыс пассажиров и 408 т гру-
зов В кон 1930 «Д * был упразднен
ДОБРЫНИН Владимир Алексеевич (1895—
1978) сов конструктор авиац двигате
лей, д р техн науь (I960) Окончил МВТУ
(1926) В 1925—34 работал в Науч авто
И М Дзюба	В И Дмитриевский
моторном ин-те, ЦИАМ и др орг-циях В
1934—39 гл конструктор авиамоторного з-да
им М В Фрунзе в Москве Обеспечивал
подготовку двигателей для рекордных бес-
посадочных перелётов экипажей В П Чка-
лова н М М Громова на самолёте АНТ-25
В 1939—41 зам нач КБ 2 МАИ С 1941
гл конструктор, с 1956 ген конструктор
Рыбинского КБ моторостроения Под рук Д
создан ряд образцов поршневых и турбо-
реактивных двигателей для самолетов
А Н Туполева и В М Мясищева, в
т ч комбннир двигатель ВД-4К (1951) —
самый мощный (3160 кВт) и экономичный
порш двигатель того времени Гос пр СССР
(1951) Награжден орденами Ленина, Крас-
ной Звезды, медалями См ст ВД
ДОГОВОР ВОЗДУШНОЙ ПЕРЕВОЗКИ —
см в ст Перевозка воздушная
ДОЗВУКОВАЯ СКОРОСТЬ—1) скорость
V газа, меньшая местной скорости звука а
V<a 2) Д с полёта — скорость ЛА,
меньшая скорости звука в невозмущ пото-
ке (обычно при М„<1М*, см Маха число)
ДОЗВУКОВОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение газа
с дозвук скоростями (местное Маха число
М<1), широко распространённый тип те-
чения, реализующийся как во всей за-
нятой газом области, так и в виде дозвук
зон смешанных течений Характерное свойст-
во Д т — возможность распространения
возникающих в потоке возмущений (напр.
волн сжатия) во всех направлениях поля
течения, вследствие чего оно описывается
днф ур ннями эллиптнч типа По своей
природе Д т газа качественно имеет много
общего с течением несжимаемой жидкости
Основное же отличие заключается в том, что
при дозвук движении газа в той или
иной степени проявляется его сжимаемость
и ур ние для потенциала скорости являет
ся нелинейным При обтекании тел течение
остаётся дозвуковым, если число МОО<М,
В рамках линеаризованной теории расчёт
аэродинамич хар к тонких тел и крыльев
в дозвук потоке сводится к введению
поправок на сжимаемость в решения, соот-
ветствующие обтеканию несжимаемой жид-
костью (см Прандтля—Глауэрта теория)
Напр . коэф подъёмной силы тонкого про
филя в дозвук потоке с числом Мж в
(I —М2^)-1^ раз больше, чем в несжима
емой жидкости, а коэф сопротивления ра
вен нулю
Основой изучения Д т с конечными воз-
мущениями является годографа метод, ши-
роко используемый в задачах о газовых
струях, обтекании крыловых профилей, а
также при создании нелинейных методов
учета влияния сжимаемости на распределе-
ние давления по профилю В 80-е гг раз-
работаны эффективные численные методы
расчета Д т
Лит Бай Шин Введение в теорию сжимаемой
жидкости пер < англ М 1961 Краснов Н Ф
Аэродинамика 3 изд т I М 1980 Седов Л И
Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики
3 и зд М 1980	В И Голубкин
220 ДИФФЕРЕНЦИАЛЬНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В И Добаткии	В А Добрынин
ДОЗВУКОВОЙ САМОЛЁТ — самолёт, ско-
рость полета к рого в заданных усло-
виях эксплуатации не превышает скорости
звука Понятие «Д с » появилось в сер
50-х гг как признак отличия от первых
сверхзвуковых самолетов По мере прибли-
жения скорости полёта Дек скорости
звука и достижения критич Маха числа
вокруг самолета возникают местные зоны
сверхзвук течений, что приводит к резко
му росту аэродинамич сопротивления Поэ-
тому при создании Д с стараются умень
шить размеры этих зон н увеличить критич
число Маха, используя стреловидное кры
ло, спец профили крыла, втч сверхкрити-
ческие профили
«ДОЙЧЕ АЭРОСПЕЙС» (Deutsche Aero-
space AG, DASA) — объединение авиакос
мнч фирм ФРГ в составе концерна «Дайм-
лер Бенц» (Daimler Benz) Образовано в
1989, включает фирмы «Мессершмитт-Бель-
ков-Блом», «Дорнье». «Моторен унд тур-
бинеи уииои» (Motoren und Turbtnen Union
Munchen GmbH) и «Телефункен системтех
ник» (Telefunken Systemtechmk) Выпус
кает воен и гражд самолёты и вертолё
ты. их бортовые системы, авиац двигатели
н дизели, космич системы, радиоэлектрон-
ное оборудование и другие виды высоко
технол продукции
ДОКУМЕНТАЦИЯ НА ВОЗДУШНОМ
СУДНЕ — судовые и бортовые документы,
находящиеся иа борту возд судна, допу-
щенного к эксплуатации К судовым доку
ментам относятся свидетельство о регистра
ции возд судна, являющееся доказательст-
вом его нац принадлежности, удостове
реине о годности возд судна к полётам,
бортовые журналы, руководство по летной
эксплуатации, разрешение на бортовые ра
диостаиции, к-рое может быть оформлено
в свидетельстве о регистрации возд судна
К бортовым документам относятся задание
иа полёт, свидетельства на каждого члена
экипажа, список пассажиров с указанием
пунктов отправления и назначения, мани
фест и подробные декларации на груз Пе-
речень документов, к рые должны иахо
диться на борту возд судов России, уста-
новлен Воздушным кодексом СССР, а так
же инструкциями ведомств и орг-ций, имею-
щих возд суда
ДОКУМЕНТАЦИЯ ЭКСПЛУАТАЦИбн-
НАЯ — техн документация, регламентиру
ющая лётную и техн эксплуатацию определ
ЛА В гражд авиации России к оси экс
плуатац документам относятся Руковод-
ство по летной эксплуатации (РЛЭ), Руко-
водство по техи эксплуатации (РЭ), Per
ламент техи обслуживания (РО)
РЛЭ — осн техн документ, определи
ющий правила лётной эксплуатации, мето
днку и технику выполнения полёта, а также
особенности пилотирования ЛА РЛЭ содер
жит все инструктивные и информац мате
риалы, позволяющие экипажу безопасно и
эффективно эксплуатировать ЛА без при
влечения к л дополнит документов, от
носящихся к лётной эксплуатации
РЭ — единый техи документ, включаю
ший техн описание ЛА (устройство, назна
чение, размещение, техн хар кн н работа
систем н оборудования), инструкцию по
техн эксплуатации (указания, изложенные
в виде технол карт, по технологии обслужи
вания, демонтажу и монтажу, регулировке,
испытаниям, контролю и др работам, вы
полняемым наземным составом), а также
указания по транспортированию и хранению
ЛА
РО — осн техи документ, к рый опреде
ляет периодичность и объём (перечень ра-
бот) техн обслуживания элементов ЛА
(систем, подсистем, изделий)
В Д э входит также ряд др техн до
кументов (Инструкция по загрузке и цент
ровке. Альбом электрич схем. Нормы рас
хода запасных частей и материалов и др )
С Д Спиваковский
ДОЛГОВ Александр Кузьмич (1908—79) —
сов летчик-испытатель I го класса (1945),
полковник Окончил Воеи теоретич школу
лётчиков в Ленинграде (1928), 2-ю Воен
школу лётчиков в Борисоглебске (1929)
Служил в частях ВВС Работал в НИИ ВВС
(1931—46) Провел гос испытания опытных
штурмовиков Ил 2, Ил 8, Ил 10, Су-6 и др
Участник Вел Отечеств войны Летал на
самолётах и вертолетах 105 типов, втч
на иностранных При испытании опытного
вертолёта «Омега» (1946) попал в аварию
и получил тяжёлую травму Награждён 2
орденами Красного Знамени, орденами Оте-
честв войны 2-й степ, Красной Звезды.
«Знак Почёта», медалями
ДОЛГОВ Пётр Иванович (1920—62)—сов
парашютист, полковник, мастер парашютно
го спорта СССР (1952), Герой Сов Союза
(1962. посмертно) Участник Вел Отечеств
войны Окончил пехотное уч ще (1942),
возд-десантное уч ще (1948) С 1950 йены
татель парашютов н катапультных устано-
вок в НИИ ВВС Испытывал средства спа
сення лётного состава н средства жнзне
обеспечения космонавтов Совершил св 1400
прыжков с парашютом Установил 8 миро
вых и всесоюзных рекордов Погиб в резуль
тате разгерметизации скафандра при поки
даинн аэростата «Волга» с выс ок 25,5 км
Гос пр СССР (1952) Награждён 2 орде
нами Ленина, 2 орденами Красного Зна-
мени, 2 орденами Красной Звезды, меда
лямн
ДОЛГОПРУДНЕНСКОЕ КОНСТРУКТОР-
СКОЕ БЮРО АВТОМАТИКИ — осн в 1957
на базе одной нз лабораторий ЦАГИ и
производств мощностей бывшего «Дири-
жаблестроя» в г Долгопрудном Моск
обл (до 1967—ОКБ-424) Специализн
руется в области проектирования н опытно
го стр-ва образцов воздухоплават техники
разл назначения Здесь были созданы
автоматич аэростаты с объёмом оболоч
ки от 4 ма до 180 тыс ма, грузоподъем
ностью от 1.5 кг до 6,5 т, высотой поле-
та от 1,5 до 35 км и продолжительностью
полёта от неск часов до |0— 12 сут, прн
вязные аэростаты с объёмом оболочки от
6 м3 (плёночные) до 10 тыс м3 (из про
резин текстильных и ткане-пленочиых ма-
териалов) Кроме того, пр тие ведёт раз-
работки кресел для пассажиров и экипа
жей ЛА и бортовых систем пожарной сиг
иалнзацни
ДОННОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ летател ь
и о го а п п а р а т а — часть профильного
сопротивления, вызванная наличием области
срыва потока за дониым срезом (притуп-
ленной задней кромкой) тела, обтекаемого
потоком жидкости нли газа Внеш поток,
обтекающий плоские тела (крыло, оперение)
и тела вращения (фюзеляж самолёта, кор-
А К Долгов	К Дорнье
пус ракеты), стекая с их пов-сти, увлекает
(эжектирует) воздух из области за донным
срезом В результате за донным срезом об-
разуется область с поннж давлением и, сле-
довательно. возникает результирующая си
ла. препятствующая движению тела Сте
пень понижения давления за донным срезом
существенно зависит от состояния погра-
ничного слоя, стекающего за донный срез,
и геом параметров самого тела Погранич-
ный слой, стекающий с пов-сти тела, об-
разует слой смешения, к-рый отделяет об-
ласть донного разрежения от внеш потока
н определяет эжектируюшее действие наруж
потока Чем толще пограничный слой у
донного среза (длинное тело или большая
шероховатость пов сти), тем меньше эжек-
ция. больше донное давление и меньше Д с
Влияние Рейнольдса числа Re на давление
за донным срезом и на Д с наиболее силь
но проявляется прн малых значениях Re
(т е при ламинарном пограничном слое) и в
диапазоне Re. соответствующем переходу
ламинарного течения в турбулентное В
случае турбулентного пограничного слоя
Д с практически ие зависит от Re С рос-
том темп-ры пов-сти тела Д с падает
Прн определении Д с используется без-
размерный коэф донного давления сраон—
= (Рае,»~Рвв)/чов. где рдон — давление иа дне
тела, рм— статич давление, — скорост-
ной напор невозмущ потока
Зависимость с и от Маха числа име-
ет максимум в области околозвук скоростей
(см рис ) При сверхзвук скоростях срдон
убывает с ростом Мх, что в большой мере
определяется возрастанием скоростного на-
пора Это обстоятельство обычно затрудняет
изучение характера дойного давления в
сверхзвук диапазоне чисел невозмущ
потока В этом отношении более удобным
представлением донного давления является
выражение его в виде коэф относит дон-
ного давления рлси/р„
Д с . возникающее прн движении «дву-
мерных» тел. может быть в неск раз боль
ше, чем Д с за телами вращения, что свя
Зависимости вклада коэффициентов дойного сопро
тивленив сопротивлении треиин и сопротивления
давления в коэффициент сХс «полного* сопротнв
ления от числа для острого конуса I — дон
ное сопротивление 2 — сопротивление трения 3 —
сопротивление давления
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими ДРНН0Е 221
зано с разл распределением скоростей по
лерек «донного следа» Однако у двумер
ных тел (таких, как крыло), у к-рых размер
донного среза значительно меньше тол
щины самого тела Д с составляет неболь-
шую долю полного сопротивления аэроди-
намического Наоборот, у осесимметрич
ных тел, у к рых диаметр донного среза
может быть равен макс диаметру тела,
Д с может составлять большую долю пол.
ного сопротивления, превосходя сопротив-
ление трения и сопротивление давления на
любую часть тела Поэтому оценки аэро
динамич хар-к, траекторий полёта и по-
требных тяг нек-рых типов ЛА невозмож
ны без знания Д с
На ЛА, в частности на ракетах, в дон-
ной части располагаются сопла реактив
ных двигателей При их работе сущест-
венно изменяется характер обтекания об-
ласти донного среза, и в донной части уста
навливается давление, отличающееся от то-
го, к-рое было бы в случае отсутствия рабо-
тающих двигателей Д с при наличии
струй двигателей зависит как от газоди
намич параметров внеш потока и струй,
так и от их числа и взаимного располо
жения При этом на донном срезе может
устанавливаться как повышенное, так
и пониж давление, определяющее значе-
ние Д с
Лит Чжек П , Отрывные течения, пер с англ
т 3 М 1977 Петров К П Аэродинамика
элементов летательных аппаратов, М 1985
К П Петров
ДОПЛЕРОВСКИЙ ИЗМЕРИТЕЛЬ СКО-
РОСТИ И УГЛА СНОСА (ДИСС) — ра-
диотехн система для определения путевой
скорости и угла сноса или составляющих
вектора скорости ЛА путём измерения до
плеровских сдвигов частот излучённых с ЛА
и отраженных от земной пов-сти и приня
тых антенной ДИСС сигналов Состоит из
антенны (формирующей, как правило, 3, см
рис, или 4 луча), приеме передающего,
измерит и вычислит устройств ДИСС ис
Wy, W,
и; УС
К потребителям
пользует непрерывное, частотно-модулиро
ванное и импульсное излучения Суммарные
погрешности ДИСС при полёте над сушей не
превышают (с вероятностью 0,95) по скоро-
сти 0,5% и по углу сноса —0,2° ДИСС при-
меняют на самолетах и вертолётах автоном-
но или в составе пилотажно-навигац комп-
лексов в качестве корректирующего средст
ва по скорости или осн средства определения
скорости и угла сноса, по к рым произво
днтся определение координат местополо-
жения ЛА с использованием информации о
курсе
Лит Ко л чн некий В Е, Мандуровс
кий И А Константи но вс кнй М И Ав
тономные допплеровские устройства и системы на
вигацни четательиых аппаратов М 1475
Е ! Харин
ДОПУСКАЕМЫЕ НАПРЯЖЕНИЯ в ави
анионной конструкции — предельные
напряжения в расчётных случаях нагру-
жения, обеспечивающие надежную эксплуа
тацию ЛА При расчете ЛА на прочность
по расчётным (разрушающим) нагрузкам
для обеспечения достаточного запаса проч
ности вводится коэффициент безопасности,
а возникающие при этом напряжения срав
ниваются с разрушающими напряжениями
материала конструкции Т к обычно коэф
безопасности равен 1,5—2, а для нек-рых
авиац материалов отношение предела проч
ности ов к пределу пропорциональности
опЦ часто близко к 1,5, то прн таком спо-
собе расчёта практически «автоматически»
обеспечивается отсутствие остаточных Де-
формаций в конструкции при эксплуата-
ционных максимальных нагрузках В авиац
конструкциях в качестве Д н прниима
стся расчетное напряжение, к рое может ог-
раничиваться условиями статич прочности,
жесткости и ресурса По условиям статнч
прочности Д и при растяжении элемента
связаны с пределом прочности материала
соотношением
F
нетто
О —
дог г	Тв*
Гбрутто
где Fиетто/fврУтто — КОЭФ ослабления сече-
ния элемента, а коэф учитывает сниже-
ние прочности материала нз за наличия в
элементе разл концентраторов (отверс
тий, вырезов, надрезов и пр ) Коэф ki on
ределяется для каждого материала экспе-
римешально и может принимать значения
fe=0.8—1 в зависимости от материала и ви
да полуфабриката При расчетах тонкостей
иых элементов иа сжатие Л н определяют-
ся как одоп=окр<о02(окр— критич напря
жение продольного сжатия, Оо а — предел
текучести) Высокие сверхзвук скорости
полета ЛА могут требовать снижения Д н
как ло причине падения предела прочности
материала с увеличением темп-ры, так и
из за деформаций ползучести Для конст
рукций с большим ресурсом Д и ограничи-
ваются усталостью регулярной части осн
силовой конструкции Совершенствование
методов расчета авиац конструкций пред-
полагает введение новых критериев, опреде-
ляющих надёжность выбора Л н
А М Хватан
ДОРИЬЁ (Dormer) Клаудиус (1884 —
1969) — нем авиаконструктор и промышлен
ник После окончания Высшей техн школы
(1907) в Мюнхене работал инженером в об-
ласти металлоконструкций и моторострое
ния В 1910 поступил в нсследоват отдел
дирижаблест роит фирмы Ф Цеппелина, где
занимался расчетами цельнометаллич дири-
жабля и проектированием летающих лодок
В 1915 построил свою первую летающую
лодку Rsl, а в 1918—истребитель D1 Пос
ле 1-й мировой войны самолёты Д строи-
лись по лицензиям в ряде стран В 1922 на
базе руководимого им Отделения фирмы Цеп
пелина основал собств фирму К наиболее
известным самолетам Д относятся летаю-
щие лодки оригинальной схемы («Валь»
и др ), к-рые широко применялись для пасс
и почтовых перевозок на северо- и южно
атлантич маршрутах и на к рых был совер
шён ряд рекордных полетов (попытка
Р Амундсена достичь Сев полюса, кру
госветный перелет с промежуточными посад-
ками и т д ) На фирме П был разрабо
тан ряд истребителей и бомбардировщиков,
в т ч бомбардировщики Do 17 и Do 217,
использовавшиеся во 2 й мировой войне
После разгрома фаш Германии Д орга
ннзовал авнац КБ в Испании По возвра-
щении в ФРГ воссоздал фирму (см «Дор
нье») начавшую вскоре выпуск лёгких
трансп самолётов В 1962 отошел от ру-
ководства фирмой и последние годы прожил
в Швейцарии Портрет см на стр 221
«ДОРНЬЕ» (Dormer GmbH) — фирма ФРГ
с доминирующим авиакоемнч сектором Ве-
дёт начало от фирмы, образованной К До-
рнье в 1922 Совр назв с 1957 С 1 янв
1989 вся авиац тематика сосредоточена в
филиале «Д люфтфарт» (Dornier Lulllahrt
GmbH) В 1989 вошла в объединение
«Дойче аэроспейс» В период ограничения
авиац разработок в Германии после I й ми
ровой войны фирма развернула произ-во
самолётов в филиалах за границей Широ-
кую известность фирме обеспечили летаю-
щие лодки, в т ч «Валь» (первый полёт
в 1922), «Супер валь» (1928), Do |8 (1935),
Do 24 (1936) и Do 26 (1938) В 1929 со
вершила первый полет летающая лодка Do X
(рис в табл XV) с двенадцатью ПД и взлёт-
ной массой 56 т, поднявшая в одном из
последующих полетов 169 пассажиров Во
2-ю мировую войну серийно выпускались
бомбардировщики Do 17 (впервые применены
в войне в Испании), Do 217 (1938, выпу
щен 1541 самолет, см рис в табл XXI),
ночные истребители Do 2I7J и Do 217К
(1942) В сер 50 х гг воссозданная фир-
ма начала произ-во лёгких пасс СКВП Do 27
(1955),затем Do 28 (1959) и Do 128 (1980)
В 1967 был построен эксперим реактив
ный трансп СВВП Do 31 В 60 е гг фирма
участвовала в лицензионном произ-ве амер
истребителей Локхид F 104 и Макдон
нелл Дуглас F-4 и вертолёта Белл UH-1D,
итал истребителя бомбардировщика Фиат
G91 Осн авиац программы 80 х гг
выпуск уч -боевого самолета «Альфа джет»
(с Францией), оборудование амер самолета
дальнего радиплокац обнаружения Е ЗА
«Сентри» для стран НАТО, разработка
дистанц-пилотируемого ЛА (с Канадой),
произ-во пасс самолетов Do 228 (1981) с
двумя ТВД, 30-местного пасс самолета
Do 328 (1991), субконтрактные работы для
консорциума «Эрбас индастри» К) Я Шилов
ДОРОДНИЦЫН Анатолий Алексеевич
(р 1910)—сов учёный в области аэро
динамики, физики атмосферы и вычислит
математики, акад АН СССР (1953), Ге
рой Соц Труда (1970) Окончил Грозней
ский нефтяной ин т (1931) Работал в ЦАГИ
(1941—55), Матем ин-те им В А Стекло-
ва АН СССР (1945—55) С 1955 директор
Вычислит центра АН СССР Проф МАИ
(1944—46), Моск физ -техн ин-та (с 1947)
Осн труды по газодинамике, динамич ме
теорологин и прикладной математике В вих
ревой теории крыла обобщил концепцию
несущей нити исследовал проблемы ни
терференции крыла и фюзеляжа Развил ме-
тод хар к для расчета сверхзвук обтека
иня тел Создал науч школу по вычислит
гидро газодинамике Для решения актуаль
ных задач аэродинамики ДА предложил
числ методы интегральных соотношений и
применил их к расчету пограничного слоя,
расчёта движения вязкой жидкости на осно-
ве уравнений Навье—Стокса Премия им
А Н Крылова АН СССР (1973) Ленин-
ская пр (1983), Гос пр СССР (1946, 1947,
1951) Награждён 5 орденами Ленина, ор-
денами Октябрьской Революции, Трудового
Красного Знамени, Дружбы народов, Крас
ной Звезды, «Знак Почета», медалями
ДОРОНИН Иван Васильевич (1903 — 51) —
сов лётчик, полковник, один из первых
Героев Сов Союза (1934) С 1920 в ВМФ
Окончил Севастопольскую летную школу
(1925), Воен возд академию РККА им
проф Н Е Жуковского (1939, ныне ВВИА)
В 1926—30 служил лётчиком на Черно
морском флоте и инструктором в Севасто
польской школе мор авиации С 1930 в по-
222 ДОПЛЕРОВСКИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
А А Дородницын
И В Доронин
ляриой авиации. В 1934 участвовал в спа-
сении членов экспедиции парохода «Челюс-
кин» Впоследствии (с 1939) работал нач.
лёт ио-и спита т. станций на авиац. з-Дах. С
1947 в отставке. Награждён 2 орденами Ле-
нина, орденами Красного Знамени, Оте-
честв. войны 1-й степ.. Красной Звезды, ме-
далями.
Лит Водопьянов М В, Повесть о первых
героях, 2 изд , М., 1980
ДОСААФ СССР, Всесоюзное добро-’
вольное общество содействия ар-
мии, авиации и ф л о т у,—массовая
оборонио-патрнотич. орг-ция граждан СССР,
основная задача к-рон — содействие укреп-
лению обороноспособности страны и подго-
товке трудящихся к защите Отечества. Пред-
шественником ДОСААФ было Об-во содей-
ствия обороне, авиац. и хим. стр-ву (Осоави-
ахим), созданное 23 янв. 1927 В 1948
Осоавиахим был разделён на 3 самостоят»
об-ва (ДОСАВ, ДОСАРМ, ДОСФЛОТ),
к-рые 20 авг. 1951 объединены в ДОСААФ
СССР. ДОСААФ было призвано обеспечить
активное участие членов об-ва в оборонно-
массовой работе, вести среди населения
широкую пропаганду воен, и воен -техи. зна-
ний. готовить молодёжь к службе в Во-
оруж. Силах СССР, осуществлять руковод-
ство развитием в стране техи» н воен.-прик-
ладных видов спорта, активно содейство-
вать проведению мероприятий гражд. обо-
роны, участвовать в подготовке для нар х-ва
кадров массовых техи. профессий, имеющих
воен.-прикладное значение
Об-во строилось по террнториально-про-
изводств. признаку. Первичные орг-ции со-
здавались по месту работы или учёбы чле-
нов об-ва и объединялись в районные, го-
родские и т, п. орг-ции по территории. Рай-
онные, городские, окружные орг-ции
ДОСААФ объединялись в областные, кра-
евые и республиканские (союзных респуб-
лик) орг-ции. Членом ДОСААФ мог быть
любой гражданин СССР, достигший 14-лет-
него возраста. Председатели ЦК ДОСААФ
СССР: В. И Кузнецов (1951—53),
Н. Ф Гритчин (1953—55), П. А. Белов
(1955—60), Д. Д. Лелюшеико (i960—64),
А. Л. Гетман (1964—71), А. И. Покрышкин
(1971—82), Г М. Егоров (1982—88),
Н. Н. Котловцев (1988—91). ДОСААФ имело
свои устав, флаг и эмблему. Награждено
орденами Ленина (1977) Красного Знаме-
ни (1947)»
С 1991 ДОСААФ стало называться Сою-
зом оборонных спортивно-техн, орг-ций
(обществ) суверенных государств (СОСТО).
Лит Дважды орденоносное оборонное, 3 изд ,
М, 1983	А Л Мамаев
ДОСМОТР — проверка ручной клади, бага-
жа и пассажиров (личный Д.) гражд» возд
судов для предотвращения незаконного про-
воза взрывчатых, отравляющих, легковос-
пламеняющихся, радиоактивных веществ,
оружия, боеприпасов и др. опасных грузов
и предметов. В целом Д» направлен на обес-
печение безопасности полёта, охраны здо-
ровья пассажиров и членов экипажей гражд.
возд. судов. Правила произ-ва Д в каж-
дой стране устанавливаются её законода-
тельством. Отд. рекомендат нормы, каса-
ющиеся Д., содержатся в приложении 17 к
Чикагской конвенции 1944.
В соответствии с Возд. кодексом СССР
право произ-ва Д. как на внутренних, так
и иа междунар. линиях было предоставлено
органам гражд. авиации, милиции, таможен-
ным учреждениям и пограничным войскам.
Д. производится вручную либо с помощью
техи. средств.
Д. может производиться в аэропорту (гор.
аэровокзале) либо на возд. судне В аэро-
порту (аэровокзале) пассажир может отка-
заться от Д., что даёт перевозчику право
отказаться от перевозки и возвратить пас-
сажиру провозную плату. В случае обна-
ружения во время Д. веществ и предметов,
провоз к-рых запрещен, пассажир несёт от-
ветственность в установл. порядке.
На возд. судне, находящемся в полёте,
т. е. с момента закрытия всех внеш, две-
рей возд. судна после погрузки и до мо-
мента открытия любой из дверей для выгруз-
ки, Д может быть произведён независи-
мо от согласия пассажира, что диктуется
особыми требованиями к обеспечению безо-
пасности полёта.	Л И Аралов
ДРАЧ ЁН КО Иван Григорьевич (р. 1922) —
сов. лётчик, ст. лейтенант, полный кавалер
ордена Славы, Герой Сов. Союза (1944).
В Сов. Армии с ]941. Окончил Тамбов-
скую воеи. авиац. школу пилотов (1943),
Киевский гос. ун-т (1953). Участник Вел.
Отечеств, войны. В ходе войны был лётчи-
ком-штурмовиком. Совершил св. 100 боевых
вылетов, сбил 5 самолётов противника.
После войны работал директором школы,
зам. директора дворца культуры «Украина*
в Киеве. Награждён орденами Ленина,
Красного Знамени, 2 орденами Отечеств,
войны 1-й степ., орденом Красной Звезды,
орденами Славы 1-й, 2-й и 3-й степ., меда-
лями. Портрет см, на стр. 224.
Соч- Ради жизни нн земле, Киев, 1980, На
крыльях мужества. М , 1986
Лит Бундюков А Т. За два часа в само-
лете, в его кн.: Солдаты славы не искали, М.. 1981
ДРЕЙФУЮЩИЙ АЭРОСТАТ — автоматич.
аэростат, предназначенный для длит- мно-
госуточных полётов (дрейфов) с целью НС-
Рнс. 1. Схема дрейфующего
аэростата I -оболочка, на-
полненная газом, 2 — замок
отпепа оболочки, 3—па
рашют, 4 — подвесная сис
тема (аппаратура, бал-
ласт)
Рис. 2. Механизированный запуск дрейфующего
аэростата
следования на выс. до 40 км состава и дви-
жения атмосферы, УФ, ИК к рентгеновско-
го излучений, а также для подтверждения
данных, полученных со спутников, прове-
дения разведок, ретрансляции и т. л. При-
меняют Д. а. с оболочками открытого и зак-
рытого типов, изготовленными из сиитетич.
плёнок
Оболочки открытого типа имеют т. н. оп-
тимальную (естественную) форму (см. Сво-
бодный аэростат} Оболочки закрытого типа
имеют почти сферич. форму. К ниж. узлу
оболочки Д. а. крепится подвесная стропа
с закреплённым на ней устройством (бал-
ка, ферма), иа к-ром подвешены контей-
неры с аппаратурой управления полётом,
исследоват. или спец, аппаратурой, радио-
аппаратура, источники электропитания, бал-
ластиины, парашютная система, антенны и
др. устройства (рис. I, 2)
Рис. 3. Траектория полета дрейфующето аэростата на высоте
11,8 км (продолжительность полёта указана в сутках).
www.vokb-la.spb.ru - СамолёДйЕМФУКХЩИИ 223
Полеты Дас оболочками открытого ти-
па проводятся в стратосфере Вечером и
ночью, по мере охлаждения газа, подъём
ная сила аэростата уменьшается, что вызы-
вает его снижение Для прекращения ^лус-
ка требуется сбросить балласт, что позво
ляет ночью уравновешивать Д а на высоте,
к-рая на неск км ниже дневной, но доста-
точна, чтобы не допустить выхода аэросга
та из возд течения нужного направления
Утром, по мере разогрева газа, Д а вновь
поднимается, достигая при этом неск боль
шей зоны равновесия В результате профиль
полета таких Д а по высоте имеет ступен-
чатый характер
Для длит полётов Д а на пост баро-
метрич уровне применяются сферич обо
лочки, изготавливаемые из двух-трёх сло-
ев плёнки, обеспечивающей необходимую
прочность, прозрачность, газонепроницае-
мость и долговечность (оболочки закрытого
типа) Они рассчитаны на значит внутр
давление, вызванное необходимостью ком
ленсации как дневных разогревов и ночных
охлаждений газа, так и утечек газа, при
этом обеспечивается пост объем оболочки,
необходимый для сохранения постоянства
подъемной силы Дас оболочками за-
крытого типа могут использоваться для по
лётов на выс от 6 до 40 км, ио оси их по-
лёты проводятся на выс от 12 до 30 км Кон-
трольио-измерит аппаратура этих Д а обес-
печивает измерение темп-ры и плотности
атмосферы на уровне дрейфа, при этом
измеряются вертик сдвиги ветра Применя-
ются Дас оболочками закрытого типа
с лёгкой измерит аппаратурой, имеющей
массу, ие превышающую неск кг, а также
Дас избыточным давлением, поднима
ющие аппаратуру массой в десятки и сотни
кг Объем таких Д а достигает 30 тыс м3,
продолжительность полёта иа выс до 16 км
составляет до 700 сут, а на выс до 24 км —
до 300 сут (рис 3) Местоположение Д а
определяется при помощи иавигац обо-
рудования При старте используются уст
ройства, уменьшающие парусность (ман-
жеты, стягивающие невыполненную часть
оболочки, защитные экраны й др )
Р В Пятышев
дренаж и наддув топливных ба
ков летательного аппарата — под-
держание в топливных баках заданного из
быточного давления Система Дин — часть
топливной Системы, включающая устройст
ва и трубопроводы, обеспечивающие сооб
щение внутр полостей топливных баков
ЛА с атмосферой или источником сжато
Схема комбинированной системы дренажа и наддува I — клапан наддува, 2 жиклёр, 3 — фильтр
4 — коллектор 5 — клапан дренажа, 6 - заборник наружного воздуха 7 обратные клапаны,
8 — линия набора, 9—линия снижения, 10 — бак, II —клапан, 12 — топливозаборник, 13 — подвесной
бак, 14—линия наддува 15 — насос 16 — основной бак 17 - топливопровод рн—давление наддува
И Г Драченко	Д У Дуглас
го газа Система Дин предназначается
для обеспечения бескавитационной работы
насосов, исключения потерь топлива из-за
испарения, обеспечения миним внутр и
внеш давлений на стенки баков, регули-
рования давления воздуха в баках при их
заправке топливом и сливе его, выработ-
ки топлива из баков давлением сжатого
газа
Различают открытые, закрытые и ком-
биннр системы Д и н В открытой системе
надтопливное пространство бака соединя-
ется с окружающей атмосферой, и наддув
бака осуществляется только от скоростного
напора Открытые системы используются иа
самолётах с малой высотой полёта В за-
крытой системе наддув осуществляется
от компрессора двигателя, баллонов со
сжатым газом и т п Если в закрытую
систему встраивается заборник наруж воз-
духа, то система наз комбинированной
(см рис ) Наибольшее распространение
получили закрытые и комбинир системы
Дни
Система Д и и обычно имеет т и линию
набора и линию снижения (пикирования)
Линия набора обеспечивает сброс избыточ
ного воздуха из верх точек баков в атмос-
феру через клапан, поддерживающий пост
избыточное давление над атмосферным неза-
висимо от высоты полета По линии пики-
рования поступает воздух через задние точ-
ки баков в надтоплнвиое пространство при
снижении ЛА Линии набора и снижения
рассчитываются по скорости и времени сни
жения или набора высоты На нек-рых режи-
мах снижения, когда двигатель работает на
малом газе и давление за компрессором
снижается до значений, не обеспечивающих
потребные расходы воздуха, используется
Заборник наруж воздуха
Система Дин при заправке должна
автоматически поддерживать макс допусти-
мое давление в баках, при сливе— предох-
ранять баки от разрежения Если устанав-’
л ива ются пневмоэлектрич датчики верх и
ниж предельных допустимых давлений, сиг-
нал их является управляющим для откры-
тия предохранит клапанов или прекраще-
ния процессов заправки н слива Система Д
и н используется в качестве средства вы-
работки топлива дополнит баков (напр.,
подвесных) путем вытеснения его сжатым
воздухом Кавитационная защита насосов н
предохранение запаса топлива от потерь
из за испарения определяют высотность
топливной системы
Прн проектировании системы Д и н су-
щественное влияние на схему, выбор сис-
темы и её параметры оказывают требо-
вания, предъявляемые к ЛА в целом и к его
компоновке	В М Цыганов
ДРОССЕЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ —
см в ст Характеристики двигателя
ДУБЛЕТ в аэро- и гидродинамике —
то же, что диполь
ДУБЛИРОВАНИЕ (от франц doubler —
удваивать) в системе управления —
вид резервирования, имеющего миним из-
быточность
ДУГЛАС (Douglas) Доналд Унлс (1892—
1981) —амер авиаконструктор После окон-
чания Массачусетсского технол ин та (1914)
стал работать на фирме «Глени Коннектикут
эркрафт», с 1916—иа фирме «Гленн Мар-
тин» в качестве гл инженера, где руково-
дил разработкой бомбардировщика МВ 1
В 1920 совм с предпринимателем Д Дей-
висом основал авиац фирму «Дейвис-
Дуглас», которую возглавил с 1921 К это-
му времени Д создал легкий самолёт
«Клаудстер» В кон 1921 Д стал прези-
дентом фирмы «.Дуглас-», которой были со-
зданы мн широко известные самолёты
разл типов (бомбардировщики, штурмо-
вики, траисп , пассажирские) В 1967
фирма «Дуглас» слилась с фирмой «Мак-
доннелл», в результате чего образовалась
фирма «Макдоннелл- Дуглас», почётным
председателем к-рой Д оставался до кон-
ца жизни
«ДУГЛАС» (Douglas Aircraft Company) —
самолётостроит фирма США (с 1959 с раке-
тостроит сектором) Ведёт начало от фир-
мы «Дейвис-Дуглас» (Davis-Douglas), осн
в 1920, название «Д » — с 1921, когда её
возглавил Д У Дуглас, в 1967 объеди-
нилась с фирмой «Макдоннелл», образо-
вав фирму «Макдоннелл-Дуглас» Среди пер-
вых самолётов фирмы торпедоносцы и бом-
бардировщики серии DT с одним ПД На
основе модели DT 2 созданы самолёты
«Уорлд крузер* со сменным колёсным н по-
плавковым шасси, в 1924 два из них впервые
облетели земной шар с промежуточными
посадками (за 175 дней) Фирма выпускала
пасс , почтовые н воен самолёты Создала
цельнометаллич пасс самолёты с убираю-
щимся шасси DC I на 12 мест (первый
полёт в 1933), DC-2 на 14 мест (1934),
DC-З на 28 мест [1935, до окончания
произ ва в 1947 построено 10 654 в гражд и
воен (С-47) вариантах, выпускались по ли-
цензии в СССР, см рис в табл XV[, DC-4
на 52 места (1938), DC 6 на 48—52 места
(1946), DC-7 на 60—95 мест (1953, см рис )
Во 2 й мировой войне широко использова-
лись боевые самолёты фирмы бомбарди-
ровщики В-18 (1935), штурмовики и лёгкие
бомбардировщики А-20 (1038, построено
7385, в Великобритании имели назв «Бостон»
н «Хавок», во Франции — DB-7, см рис в
табл XX) и А/В-26 «Инвейдер» (1942, вы
пущено 2502), палубный пикирующий бом-
бардировщик SBD «Донтлесс» (1939, по-
224 ДРЕНАЖ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Пассажирский самолет Дуглас DC-7C
строено 5936) После войны на фирме соз
даны палубный пикирующий бомбардиров
щик AD «Скайрейдер» с одним ПД (1945),
тяжелые воен трансп самолеты С 74 «Глоуб
мастер» I (1945), С-124 «Глоубмастер» И
(1949), С-133 «Каргомастер» (1956) Фирма
Табл 1—Гражданские самолёты фирмы
«Д у г л а с»
Основные данные	DC 3	DC-7C	DC 8-50
Первый полёт год	1935	1955	1960
Число и ТИП дви гателей	2 ПД	4 ПД	4 ТРДД
Мощность двнга теля, кВт	895	2530	—
Тяга двигателя, кН	—		80,1
Длина самолета, м	19,63	34 21	45 9
Высота самолёта» м	5,2	9,65	|2,9
Размах крыла м	28,96	38,86	43,4
Площадь крыла» м2	91,7	152	268
Максимальная взлётная масса» т	12,7	64,86	143
Масса пустого са молёта, т	8 03	33	62
Максимальная коммерческая нагрузка, т	3	10,2	20 9
Максимальная скорость полёта км/ч	350	570	960
Максимальная дальность полё- та, км	2420	7410	10850
Экипаж, чел	2-3	7	4-5
Максимальное число пассажи ров	28	99	189
производила реактивные палубные само-
леты истребители F3D «Скайнайт» (1948)
и F4D «Скайрей» (1951), первый реактив-
ный бомбардировщик ВМС США A3D
«Скайуорриор» (1952), на основе к рого
создан бомбардировщик В-66 «Дестройер»
(1954, часть самолётов переоборудована в
вариант РЭБ ЕВ-66Е) Фирмой созданы
лёгкий палубный бомбардировщик А 4
«Скайхоук» (1954) и пасс реактивные само
лёты DC-8 «Джетлайнер» с четырьмя ТРД
(1958) и DC-9 с двумя ТРДД (1965), про
из-во к-рых продолжено фирмой «Макдон
нелл-Дуглас» К известным эксперим са-
молётам фирмы относятся D-558-1 «Скай
стрик» (1947), D-558 2 «Скайрокет» (1948)
и X 3 (1952), к-рые использовались для
исследований около- и сверхзвук режимов
полета Осн данные нек-рых самолетов фир
мы приведены в табл 1 и 2
В В Беляев О И Губарев
«ДУКС» — акционерное пр-тие в Москве,
один из осн поставщиков самолетов в России
в 1-ю мировую войну Осн в 1893 Перво
начально з д выпускал велосипеды, мото-
циклы, дрезины В 1908 были изготовлены
первые в России аэросани Произ-во ЛА на
чато в 1909 В осн строились разведы
ват самолеты и истребители франц моде-
лей В 1910—17 выпущено св 1700 само
летов В 1910 построен дирижабль «Яст-
реб» мягкой конструкции объемом 2700 м3
После национализации в 1918 з-д «Д»
(гос авиац з-д № 1) сыграл важную роль
в развитии опытного стр ва и налаживании
серийного произ ва самолетов в СССР В
окт. 1941 з д был эвакуирован в Куйбышев
(см, Куйбышевский завод «Прогресс»), а
на его территории в Москве в дек 1941
было воссоздано авиастроительное пред
приятие (см Московское авиационное про-
изводственное объединение им П В Де-
ментьева)
ДЮ ТАМПЛЬ (Du Temple) Жан Марн Фе-
ликс де Ла Круа (de La Croix) (1823—
90) — франц мор офицер, автор одного из
первых проектов самолета В 1857 запатен-
товал моноплан с паровой машиной и тяну-
щим возд винтом Вместе с братом отра-
батывал конструктивную схему самолета на
моделях с приводом винтов от часовой
пружины, а в 1874 они построили полно-
размерный самолет (рис. в табл I)
Однако принятая для него энерговооружен
ность (4,41 кВт при полётной массе 1000 кг)
не могла обеспечить полёт.
ЕВСТИГНЕЕВ Кирилл Алексеевич (р
1917) — сов лётчик, ген майор авиации
(1966), дважды Герой Сов Союза (1944,
1945) В Сов Армии с 1938 Окончил Бий
скую воен школу пилотов (1941), высш
летио-тактич курсы (1949), Воен возд ака-
демию (1955, ныне им Ю А Гагарина),
Воен академию Генштаба Вооруж сил
СССР (i960) Участник Вел Отечеств вой-
ны В ходе войны был лётчиком-истребите-
лем, ком звена, ком эскадрильи, зам ком
истребит авиаполка Совершил ок 300 бое-
вых вылетов, сбил лично 53 и в составе груп-
пы 3 самолета противника После войны иа
командных и штабных должностях в ВВС.
Награждён орденом Ленина, 4 орденами
Красного Знамени, орденами Суворова 3-й
степ , Отечеств войны 1 й и 2-й степ , Крас-
ной Звезды, медалями, а также иностр
орденами Бронзовый бюст в селе Хохлы
Шумихинского р-на Курганской обл Портрет
см на стр 226
Соч Крылатая гвардия, М, 1982
Лит Первая награда, в кн, Золотые звезды
Клргандев. Челябинск, 1975
Егер Сергей Михайлович (1914—87) —
сов авиаконструктор и учёный в области
самолётостроения, чл корр АН СССР
(1984), проф (1966), д р техи наук (1963),
засл деятель науки и техники РСФСР (1974),
Герой Соц Труда (1972) После окончания
МАИ (1936) работал в авиац пром-сти
(до 1975) Возглавлял отдел техн проекти-
рования ОКБ А Н Туполева, был гл
конструктором и зам ген конструктора,
будучи необоснованно репрессированным,
в 1938—41 находился в заключении и работал
в бригаде Туполева в И К Б 29 НКВД При
участии Е создано более 70 самолётов,
многие из к рых строились серийно (Ту-2
Ту-14, Tv 16, Ту-104, Ту-124, Ту-134, Ту-154
и др ) С 1975 зав кафедрой МАИ Автор
более 100 науч трудов по проектированию
и конструированию самолётов Ленинская
пр (1958), Гос пр СССР (1949, 1952,
Табл 2 —Военные самолёты фирмы «Дуглас*
Основные данные	Штурмовики			Палубный бом бардировщик	Военно транспортные	
						
	А 20Н	А 26В	A i I	A-3D	С 124С	С |ЗЗВ
Первый полет, год	1942	1943	1956	1952	1953	1959
Число н тип двигателей	2'ПД	2 ПД	1 ПД	2 ТРД	4 ПД	4 ТВД
Мощность двигателя, кВт	1270	1490	2290	—	2830	5590
Тяга двигателя кН	—	—-	—	55 2	——	—
Длина самолета, м	14,63	15,5	11,84	23,27	39,77	48
Высота самолёта, м	5,51	5,65	4,78	6,95	|4 72	14,7
Размах крыла, м	18,69	21,33	15,47	22 |1	53.07	54,76
Площадь крыла, мг Взлетная масса, т	43,2	50,16	37,4	75 8	232 8	248
нормальная	11,79	14,52	8,62	33,11	83 92	116
максимальная	13,61	|6,56	11,34	37,2	88.22	129,73
Масса пустого самолёта т Максимальная боевая (перевози	8,07 1.82	10,07 1,82	5,69 3.63	17,87	45,89	5| 53,5
мая) нагрузка, т Максимальная скорость полёта.				5.44	33,57	
						
км/ч Максимальная дальность полёта,	520	600	510	980	440	560
км (нагрузка)	3|80	2250	4830	4670	4000 (22,7 т)	6400 (30 т)
Потолок, м	7620	7470	9500	12500	6740	8000
Экипаж, чел	3	3	1	3	5—8	4—7
Число десантников	—	—	.—	—	200	200
Вооружение	9 пулеметов (12,7 мм),	6 пулеметов (|2,7 мм),	4 пушки (20 мм), НАР,	2 пушки	—	—-
	бомбы	бомбы	бомбы	(20 мм)		
				бомбы		
15 Авиации
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт cboiimi^|$^m1i^$
A H I кагов	ЭВЕ тян
В Г Ермолаев
4 Н I f 1-мов
М 11 F фи ион	В < Ефремов
1986) Награжден 3 орденами Ленина
орденами Октябрьской Революции Отечеств
войны 1 й и 2 и степ Трудового Красного
Знамени медалями
Соч Проектирование самотетов 3 изд М
1483 Основы автоматизированного проектирования
само тегов Ц 1986 (обе совм с др )
ЕКАТОВ Аркадий Никифорович (1897 —
1941) — советский летчик испытатель Окон
чил Московскую летную школу (1915)
Как воен летчик участвовал в 1 й мировой
и Гражданской войнах С 1920 на испытатель
ной работе Работал на з де № 1 им Авиа
хима Испытывал самолеты Р 1 Р 2 И 15
И 16 Й 153 Н Н Поликарпова МиГ 1
МиГ 3 Участник перелета Москва —Пекин
на самолете Р 2 (1925) Погиб при ислы
таниях опытного самолета МиГ 3 Награде
ден орденами Красного Знамени Красной
Звезды 2 иностр орденами
ЕЛЯН Эдуард Ваганович (р 1926)—сов
летчик испытатель полковник засл летчик
испытатель СССР (1967) Герой Сов Союза
(1971) Окончи я Бор и со глебе кое воен авиац
уч ще летчиков им В П Чкалова (1948)
школу летчиков испытателей (1953) МАИ
(1960) С 1953 на испытат работе Участ
вовал в доводке опытных самолетов конст
рукции О К Антонова С В Ильюшина
А И Микояна П О Сухого А Н Ту поле
ва А С Яковлева в тетных испытаниях
двигат установок испытывал первый оте
честв высотный скафандр СИ 1 Проводил
иссл полеты на спей и критич режимах
заводские и гос испытания первого в мире
сверхзвукового пассажирского самолета
Ту 144 Летат на самолетах и вертолетах
св 90 типов Награжден орденами Лени
на Красного Знамени Красной Звезды
медалями
Ер-2 (ДБ 240) — дальний ночной бомбарди
ров щи к созданный под рук В Г Ермо
лаева Разработан в 1940 на базе двух
двигат эксперим самолета «Сталь 7» кон
струкции Р Л Бартини (перекомпоновка
иод бомбардировщик замена смешанной кон
струкции на цельнометаллич и т д)
Первая серия (128 экз ) была выпущена с
ПД М 105 мощн 809 кВт а вариант с уве
лич дальностью полета (ок 300 экз ) с
дизелями АЧ ЗОБ мощи 1100 кВт Осн дан
ные Ер 2 этой серин дл 16 4 м размах
крыла (типа «обратная чайка») 23 м пло
щадь крыла 73 1 вооружение — 2 лу
лемета УБ и пушка ШВАК, Бомбовая на
грузка до 5 т взлетная масса 14 85 т
(в перегрузочном варианте 18 58 т) скорость
420 км/ч потоюк 7700 м дальность по
пета 5000 км с I т бомб экипаж 5 чел
Применялся в годы Вел Отечеств войны
в т ч в налетах на Берлин См рис в табл
XVII
ЕРМОЛАЕВ Втадимир Григорьевич (1909—
44)—сов авиаконструктор ген майор инж
авнац службы (1944) Окончит МГУ (1931)
Работат ведущим инженером по стр ву
самолета «Сталь 7» С 1939 гл конструктор
На базе пасс самолета «Сталь 7» под его
рук создан дальний бомбардировщик Ер 2
(ДБ 240) применявшийся в Вел Отечеств
войну Награжден орденом Суворова 2 й
степ медалью
ЕФИМОВ Александр Николаевич (р 1923) —
сов военачал[эник маршал авиации (1975)
канд воен наук (i960) засл воен лет
чик СССР (1970) дважды Герой Сов Сою
за (1944 1945) Окончил Ворошиловград
скую воен авиац шкоту (1942) Воен
возд академию (1951 ныне им Ю А Га
гарнна) Высш воен академию (1957 позже
Воеи академия Генштаба Вооруж Сил
СССР) Участник Вел Отечеств воины В
ходе войны быт летчиком штурмовиком ком
звена ком эскадрильи штурманом штурмо
вого авиаполка Совершил 222 боевых выле
та После войны на ответств должностях
в ВВС С 1969 1 и зам гтавнокоманд
ВВС в 1984 -90 главнокоманд ВВС —
зам министра обороны СССР с 1990 —
пред Комиссии по использованию возд
пространства СССР при СМ Деп ВС СССР
в 1946—50 и в 1974—89 Награжден 3
орденами Ленина 5 орденами Красного Зна
мени орденом Александра Невского 2 ор
денами Отечеств воины 1 й стел орденами
Красной Звезды «За службу Родине в Воору
женных Силах СССР» 3 й степ медалями
а также иностр орденами Бронзовый бюст
в г Миллерово Ростовской обл
Соч Над по тем боя 2 изд Ч 1980 Со
ветские Военно Воздушные силы И 148г
Лит Игошев И В строю крылатых в кн
Люди бессмертного подвига 4 изд кн ] М 1975
ЕФИМОВ Михаил Никифорович (1881 —
1919)—первый рус летчик В 1909 самосто
ятельно научился летать на планере Окон
чил летную школу А Фармана во Франции
2(15) февр 1910 аэроклуб Франции вручил
Е — первому русскому обучавшемуся во
Франции —диплом пилота авиатора (К® 31)
8(21) марта 1910 совершил в Одессе пер
вые в России публичные полёты В 1910
на междунар соревнованиях в Ницце Руане
и Реймсе установил ряд авиац рекордов
на 1 м Всероссийском празднике воздухо
плавания в Петербурге занял 1 е место,
совершил первые ночные полеты (одновре
менно с Л М Мациевичем) В после
дующие годы Е работал старшим летчи
ком инструктором в Севастопольской воен
авиац школе (Кача) Впервые осуществил
виражи пикирование и планирование с вы
ключ двигателем занимался изобретатель
ской и конструкторской деятельностью
Участвовал в 1 й мировой войне (с апр
1915) в качестве лётчика охотника (Добро
вольца) Посте Окт рев ции 1917 перешел
на Сторону Сов власти В авг 1919 при
неожиданном захвате части Одессы бело
гвардейским десантом Е был расстреляй
Его именем наз одна из малых планет
.Пит Рудник В А Соперники ордов М
|98|
ЕФРЕМОВ Василий Сергеевич (р 1915) —
сов летчик полковник дважды Герой Сов
Союза (дважды 1943) В Сов Армии с 1934
Окончил воен авиац школу летчиков (1937)
Воен воЧд академию (1949, ныне им Ю А
Гагарина) Участник сов финл и Вел Оте
честв войн В ходе войны был ком звена
ком эскадрильи бомбардировочного авиа
полка Совершит 340 боевых вылетов эки
паж его бомбардировщика уничтожил 32
самолета противника на аэродромах и 4 в
возд боях После войны зам ком авиа
полка инструктор в авиац уч ще летчик
испытатель Награжден 2 орденами Ленина
орденом Красного Знамени 2 орденами Оте
честв войны 1 й степ орденом Красной
Звезды медалями Бронзовый бюст в Волге
граде
Соч Эскадрильи детят за горизонт Волге
град 1978
Лиг Кова те в В Потомственный волжа
Нин в кн Люди бессмертного подвига 4 изд
ки | М 1975
ЖАБРЫ г и д р о с а м о л ё т а — пластины
трапециевидной формы к рые крепятся к
бортам гидросамолета (летающей лодки) в
ср части и обеспечивают его попереч
ную остойчивость (см рис ) Ж замени
ют подкрыльные поплавки гидросамолета
Размеры Ж и их положение по высоте и
длине лодки выбираются из условия обес
печения полеречной остойчивости гидроса
молета с учётом прироста ударных нагру
зок при ударе Ж о волну Обычно Ж уста
навливаются непосредственно над скулами
226 ЕКАТОВ
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Жабры гидросажпета
Ж создают дополнит гидродннамнч и аэро
динамич сопротивление и пбэтомм редко
применяются в гидроавиации
ЖАВОРОНКОВ Семен Федорович (1899—
1967) сов военачальник маршал авиа
Инн (1944) В Сов Армии с 1918 Окончил
Воен полит академию (1926), курсы усо
вершенствования комсостава при Воен возд
академии РККА им проф Н Е Жуковско-
го (1932, ныне ВВИА), оперативный ф т этой
же академии (1936), Качннскую воен ави-
ац школу лётчиков им А Ф Мясникова
(1933) Высш академии курсы при Высш
воен академии (1949) Участник Гражд и
Вел Отечеств войн Команд ВВС флота
(1938—39), нач авиации ВМФ (1939—46),
нач Гл управления ГВФ (1949—57) Наг’
ражден 2 орденами Ленина 4 орденами
Красного Знамени 2 орденами Ушакова
1 й степ орденами Нахимова 1 й степ ,
Кутузова 2 й степ Трудового Красного
Знамени, медалями
Лит К р ы 1 о в А Соколов В Маршал авиа
ции С Жаворонков в кн Потководцы и воена
чачиники Вел Отечественной 2 изд [в I М 1971 [
жаропрочные сплавы — металлич
материалы, обладающие высоким сопротив
лением пластич деформации и разрушению
в условиях воздействия высоких темп р
н окислит сред Из Ж с изготовляют тя
желонагруж детали авиац ГТД Ж с могут
быть на алюминиевой, титановой желез
ной, медной кобальтовой и никелевом ос
новах Наиболее широкое применение в авн
ап двнгателестроении получили никелевые
Ж с (рабочие и сопловые лопатки диски
ротора турбины, жаровые камеры нт д )
В зависимости от технологии изготовления
Ж с на основе ннкеля подразделяются на
литейные деформируемые и порошковые
Наиболее жаропрочными являются литейные
сложнолегир сплавы на никелевой основе,
способные работать до темп р 1050—1100°С
в течение сотен и тысяч часов при высо-
ких статич и динамич напряжениях
Жаропрочность сплавов, оцениваемая пре
делами длит прочности или ползучести
при высоких темп рах, определяется прежде
всего их структурой и составом По своей
структуре Ж с должны быть многофазны-
ми с прочными границами зерен и фаз В ни
келевых Ж с это требование обеспечива
ется комплексным многокомпонентным леей
рованием При этом жаропрочность сила
вов тем выше чем больше объемная доля
упрочняющих фаз и выше их термин ста
бильность, т е устойчивость против раство-
рения и коагуляции при повышении темп ры
Помимо жаропрочности Ж с должны об
ладать комплексом др свойств жаростой-
костью, т е сопротивлением окислению на
воздухе или газовой коррозии в агрессин
ных средах выносливостью т е сопротив-
лением динамич нагрузкам при высоких
темп рах термостойкостью т е способное
тью выдерживать большое чисто теплосмен
без образования трещин Ж с доджны быть
также нечувствительными к концентрации
напряжений и обладать высокой эрозионной
стойкостью, т е противостоять износу в
газовом потоке Дня защиты от окисления
на детали из Ж с наносят спец покрытия
Важная хар-ка Ж с — их техноюгнчность
напр жидкотекучесть, свариваемость, де
формируемость Повышение рабочих хар к
Ж с достигается не только сов ершен ст
вованием системы легирования и оптими
зацией хим состава, но и применением
прогрессивных методов технологии их изго
товления (вакуумная металлургия, направ
ленная кристаллизация, порошковая метал
лургия и т Д) Сплавы с такой структурой
имеют повыш жаропрочность
Впервые жаропрочные стали для ГТД бы
ли разработаны и применены в 1938 В 1941
42 удалось создать первые высокожаро
прочные сплавы на основе никеля являющн
еся осп материалами ГТД В разработке
и всестороннем исследовании Ж с боль
шую роль сыграли отечеств мета дловедчес
кие школы А А Бочвара, Г В Курдюмова
С Т Кишкина и др учёных Значит вклад
в разработку процессов получения изделий
и полуфабрикатов из деформируемых и
порошковых сплавов внесен А Ф Беловым
и его школой
О Ж с на основе алюминия, титана, меди
и железа см соответственно в ст Алюми
ниевые сплавы Титановые сплавы Медные
сплавы Сталь
И Л Светлов О X Фаткуллин
ЖАРОСТОЙКИЕ СПЛАВЫ, окали но
стойкие,— металлич материалы, стойкие
против интенсивного окисления в воздухе или
в смеси воздуха с газообразными продук-
тами сгорания топлива при темп ре 800—
1100°С Жаростойкость материала обеспе
чивается за счет образования на его пов сти
при высоких темп рах тонкого слоя оксида
изолирующего сплав от непосредств коитак
та с кислородом н препятствующего интен-
сивному окислению Способность оксидной
пленки защищать сплав от активного взаи-
модействия с кисдородом определяется гл
обр механич плотностью пленки проч
ностью ее сцепления с осн материалом, а
при высоких темп рах и сопротивлением
оксида диффузионному проникновению
но нов металла и кислорода Жаростойкость
материалов характеризуется изменением
массы на единицу пов-сти за время пребы
вания при данной темп ре
Основой Ж с , применяемых в авиастрое-
нии, являются никель и сплавы никель —
железо и кобальт — никель (см Жаро
прочные сплавы) Однако высокотемпера
турные оксиды этих металлов (особенно ок
сиды железа и кобальта) не обеспечн
вают достаточно эффективной защиты от
Диффузионного проникновения реагирую
щих компоненте)в Для получения на лов сти
указанных материалов оксидной пленки
с высокой защитной способностью они
должны содержать хром Этот металл обла
дая более высокой теплотой окисления,
чем др компоненты сплава, образует при
высокой темп ре на пов сти сплавов плен
ку тугоплавкого оксида хрома СоОз,
защитная способность к рого выше, чем у
оксидов никеля, железа и кобальта
Др элементом, способным создавать эф
фективные защитные оксидные плёнки, осо-
бенно на никелевых и никель железных
сплавах, является алюминий При содержа-
нии хрома в сплаве 10 —15% достаточно
3—4% алюминия для образования при вы
С Ф Жаворонков
К И /Кланов
сокотемпературном окислении плёнки оксида
алюминия АкОз, к рая может обеспечить
более надежную защиту, чем СггО) На ока
линостойкость Ж с положительно влияют
малые добавки нек рых активных элементов
(катьцнй иттрий, церий, лантан и т п )
Помимо хим воздействия газовой среды
Ж с могут испытывать действие механич
на)рузок при рабочих темп рах, в связи с
чем в жаростойкую композицию вводят
нек рое кол во тугоплавких металлов (напр ,
молибдена, вольфрама), что повышает жа-
ропрочность за счет замедления самодиф
фузии в твердом растворе, не выводя сплав
из однофазного состояния Еще более
эффективно упрочнение за счет старения
С этой целью в сплав вводят алюминий, ти-
тан, ниобии, образующие термостабильные
хим соединения с переменной раствори
мостью в основе сплава что позволяет с
помощью термич обработки (закалки и ста-
рения) резко повысить кратковрем и длит
прочность Ж с Стареющие сплавы как
правило обладают пониженными технол
свойствами (свариваемость, пластичность),
что ограничивает возможность упрочнения
Ж с старением	М Я Львовский
ЖДАНОВ Константин Иванович (1906—
86)—сов конструктор возд винтов, др
техи наук (1965), засл изобретатель РСФСР
(1970) Окончил Томский политехи ин т
(1930) Работал в ЦИАМ и в КБ
при з де возд винтов в Москве В 1939—72
гл конструктор ОКБ в г Ступино Моск
обл Руководил разработкой возд винтов из-
меняемого шага и вспомогат силовых уста
новок Винты его конструкции устанавлива
лись на многих сов самолётах с ПД и ТВД
(от И 16 до Ан-22) Ленинская пр (1958),
Гос пр СССР (1946) Награжден 3 ор
денами Ленина, 2 орденами Отечеств вой-
ны 1 й степ , орденом Красной Звезды, ме
далями
ЖЕСТКИЙ ДИРИЖАБЛЬ — дирижабль, у
к-рого неизменность формы корпуса обес-
печивается жёстким каркасом Клетки карка-
са, образуемые стрингерами и шпангоута
ми, скреплены расчалками С наруж сторо
ны каркас покрыт обшивкой (матерчатой, из
металлич тистов или пластмассовых пане
лей) Внутри корпуса в отсеках между
главными (расчаленными) шпангоутами,
размещаются 12—16 заполненных подъем-
ным газом баллонов из газонепроинцае
мого материала (т н газовые мешки) Чис
ло их определяется условиями безопаснос-
ти дирижабля («воздушной непотопляемо
стью») Обьем каждого баллона выбирает-
ся таким чтобы при его повреждении утеч
ка подъемного газа могла компенсировать
ся сбрасыванием балласта или аэродина
мич подъемной силой Ж д летящего с
соответствующим углом атаки Снизу к кар
касу корпуса Ж Д крепится гондола На
корме размещаются крестообразно распо
ложенные пов сти (планы) оперения
Ж Д строились объемом от 20 до 240
тыс м3 и использовались для воен целей
15*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим!
в годы 1 й мировой войны для перевозки
пассажиров и почты и выполнения экспе
днц задач в период между 1 й и 2 и миро
выми воинами Осн хар ки крупнейших
построенных Ж Д приведены в ст Дири
жабль
Достоинства Ж 4 постоянство формы
и размеров корпуса деление газового прост
ранства на независимые отсеки обеспечи
вающее почет ЛА в случае опорожнения
любого из отсеков доступ в полете ко всем
жизненно важным узлам и системам воз
можность замены двигателей и газовых бал
кнгов бе 1 потного выпуска подъемного га
за из корпуса дирижабля хорошая тер
моизоляция подъемного гата препятствую
щая резким колебаниям статич подьем
ной силы
Лит Калиновским П Т Строительная
механика жесткого воздушного корабтя М —Л
1934 Гарф Б А Никотьский В И Про
ектирование металлических конструкции дирижаб
те и Ч j| 1936
В И Никольский Р В Пчтышея
ЖЁСТКОСТЬ авиационных конст
рукции— способность конструкций ЛА
сопротивляться деформациям под действием
внеш сил а также мера сопротивления
этим силам Значение Ж определяется
связью показателя упругих деформаций и
нагрузки Ж — одна из важнейших хар к ЛА
от к рои непосредственно зависит безопас
ность его эксплуатации явчяется показа
течем совершенства конструкции по уело
виям статич и динамич аэроупругости а
также статической прочности
Такие авиац конструкции как крыло
оперение фюзеляж н др к рые в расче
тах схематизируются балкой характеризу
ются изгибнои и крути чьнои Ж — соответ
Ственно EJ и GJ двумерные конструкции
(тонкая несущая поверхность малогг уд
линення и др ), схематизируемые власти
нои — матрицей коэффициентов влияния а
связывающих прогибы конструкции в нек рых
точках поверхности i под действием единич
ной силы приложенной в точке j и нап
равленнои как и прогибы по нормали к
пов сти Для пространств конструкции Ж
может быть определена бочее сложной сис
темой коэффициентов влияния связываю
щих прогибы элементов конструкции и по
вороты в неск направлениях под действи
ем сосредоточенных сил и моментов На рис
показано типичное дтя совр пасс самоле
та распределение по размаху крыла отно
сительных изгнбнои и __крутичьной Ж
! (^max max^^ ) GJ— GJ / (<7mex тах
SL‘}' где <7rnax max ~ предельный скоростной
напор, S и L—площадь и размах крыла
Распределение относительных изгибнои и крутиль
ной жесткостей по размаху крыла для пассажир
ского самолета
Мера безопасности конструкции от флатте
ра а также эффективность органов управ
ления (но не криТи1г скорость реверса)
прямо зависят от Ж проводки управления
Для совр самолетов характерно сниже
ние Относит Ж конструкции обусловлен
ное ростом скоростей полёта использева
нием все более тонких аэродинамич про
фнчеи высокопрочных материалов увеличе
нием размеров и нагревом конструкции ЛА
Снижение Ж или увеличение упругости
ведет к усложнению требований к конст
рукции к рая дочжна быть не только проч
нои но также обеспечивать безопасность
От флаттера управляемость и устойчивость
ЛА Деформации самолета оказывают сидь
ное влияние и на его форму в почете нс
сущие свойства распределение аэродинамич
нагрузок Напр для летящего горизон
таль но самолета со стреловидным крылом
характерно снижение изгибающих момен
тов в корне крыла обусловленное только
упругостью конструкции Для др самоте
тов нацр бесхвостой схемы и с кры
лом малого удлинения возможно увеличе
ние нагрузок и напряжении в корне кры
ла С нач 30 х гг осуществляется нор
мнрование допустимых общих деформаций
авиац конструкций Важное значение нме
ет правичьное определение жесткостных
хар к сложных конструкций а прн необ
ходимости их рационачьное изменение и уп
рощенное воспроизведение с использовани
ем моделирования явчений аэроупругостн
в аэродинамич трубах на упруго и дина
мически подобных моделях Совр расчетные
и эксперим методы определения жесткост
ных хар к тесно связаны с исследованиями
прочности самолета в частности на осно
ве метода конечного элемента и Статич ис
пытании самолета	I А Ачирьянц
ЖИВУЧЕСТЬ летательного ап пара
та см в ст Боевая живучесть Эксплу
атационнач живучесть
ЖИГАРЕВ Паве^ Федорович (1900—63) —
сов военачальник Гл марша ч авиации
(1955) В Сов Армии с 1919 Окончил ка
валерийскую школе (1922) воен школу лет
чиков (1927) Воен возд академию РККА
им проф Н Е Жуковского (1932 ныне
ВВИА) Участник Вел Отечеств войны Ко
манд ВВС Сов Армии (1941 — 42), команд
ВВС Дачьневосточного фронта (1942 45)
команд возд армией в войне с Японией
(1945) главнокоманд ВВС (1949—57)
нач Гч управления ГВФ (1957—59) Деп
ВС СССР в 1950—62 Награжден 2 орде
нами Ленина 3 орденами Краснов Знамени
орденами Кутузова 1 и степ Красной Звез
ды медалями
Лит Руденко С Видным авиационный вое
начатьник «Военно шгорический жериа 1» 1970
V- 12
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГА-
ТЕЛЬ (ЖРД)— ракетный двигатель рабо
тающий на жидком ракетном топливе На
шел применение на разч ракетах и нек рых
самолетах По назначению различают ЖРД
маршевые корректирующие рулевые тор
мозные стартовые стаби чизнру ющие ори
ентационные ЖРД бывают одно и мно
гократного нспочьзования одно и много
кратного включения одно многорежимные
и с регучирхемон тягой
ЖРД состоит из одной или неск осн ка
мер агрегатов подачи топлива элементов
автоматики устройств для создания уп
равляющих усилий и моментов рамы ма
гистрачей и вспомогат устройств н агре
гатов Высокотемпературные газообразные
продукты сгорания топлива образующиеся
в камере двигателя разгоняются в реак
тивном сопле и истекают наружу создавая
реактивную тягу двигателя Система пода
чи топлива ЖРД вытеснительная т.н насос
на я В вытеснит системе топливо подается
в камеру путем вытеснения из баков газа
ми давление к рых превышает давление в
камере ci орания в насосной системе подачи
обычно применяется турбонасосный агрегат
(ТНА) ЖРД с ТНА бывают 1вух осн схем
11 Ф Жигарев
А Жиффар
без дожигания и с дожиганием генератор
ного газа в камере двигателя ЖРД L до
жиганием не имеют потери удегьного им
пульса тяги обусловленной приводом ТНА
В зависимости от нагначения ЖРД могут
иметь разч параметры тягу — от десятых
долей Н до неск МН уд импульс тяги —
примерно до 45 км/с для двухкомпонент
ных топлив и до 5 км/с для трех ком по не нт
ных топчив
Создание высокоэффективного надежного
ЖРД связано с решением ряда пробчем
Необходимы рациональный выбор топлива
и обеспечение совершенства рабочего про
цесса Требуется устойчивая работа во
всем диапазоне рабочих режимов без раз
вития НЧ и ВЧ колебаний давления Значит
трудности связаны с организацией охлаж
деНия камеры двигателя на к рую воз
действуют агрессивные продукты сгорания
при темп рах до 5000 К и давлениях до де
сятков МПа Сложной задачей является
создание надежного ТНА для подачи тоцли
ва при давлениях до десятков МПа и рас
ходах до неск т/с
Схема ЖРД предложена К Э Циол
ковским в 1903 Первые ЖРД были раз
работаны и испытаны в США Р Годдар
дом в 1922 в Германии Г Обертом в 1929
Первые Отечеств ЖРД ОРМ 1 и ОРМ раз
работаны и испытаны В П Глушко в 1930 —
3) ОР 2 и двигатель 10 разработаны и нс
пытаны Ф А Цандером в 1931—33 В 1942
летчик Г Я Бахчиванджи совершил полет
на первом сов реактивном самолете БИ
с ЖРД тягой 10,8 кН В 1943—46 были
проведены летные испытания вспомогат
авиац ЖРД созданных под рук Глушко
Во 2 й пол 40 х и в 50 е гг за рубежом
строились эксперим самолеты с ЖРД и
опытные самолеты с комбинир силовыми
установками (ТРД+ЖРД) Однако шнро
кого применения ЖРД 0 авиации не полу
чил из за большого уд расхода топлива
Лит Основы теории и расчета жидкостных ра
кетных двигатетеи под ред В М Кудрявцева
3 изд Ч 1983 Г туш ко В П Развитие ракете
строения и космонавтики в СССР 3 изд М |987
АлемасовВР ДрегачинАф Т и и и и А П
Теория ракетных дви! лелей 4 изд М 1989
Ю В Ильин
ЖИЗНЕННЫЙ ЦИКЛ летательного
аппарата — совокупность взаимосвязан
ных во времени процессов последователь
ного изменения состояния ЛА начиная с ис
следования и обоснования создания ЛА
до снятия его с эксплуатации Ж и вклю
чает в качестве отд стадий исследование
и обоснование разработки разработку (про
ектирование изготовление и испытания
опытных образцов ЛА) серийное произ во
ЛА ег<) эксплуатацию, включая все виды
ремонта Разработка новой авиац техники
складывается из предварит проработок
разработки техн предложения (аванпроек
та) эскизного проектирования и построй
ки макета в натуральную величину с пол
ной компоновкой оборудования рабочего
проектирования — разработки рабочих чер
228 ЖЁСТКОСТЬ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
А И Жуков	Н h Жх конски и
тежей будущих агрегатов и систем пост
ройки опытных образцов для летных ис
пытаний и образцов для проведения на
земных прочностных и др испытаний лет
ных испытаний
После получения техн задания от заказ
чика КБ разработчик, используя имеющий
ся науч техн задел и науч прогноз со
вершенствования авиац техники а также
выполнив испытания моделей в аэродина
мич трубах определяет облик будущею
ЛА—создает техн предложение Затем
проводятся эксперим работы для подтвер-
ждения ранее принятых решений утопия
ются отД параметры, расчетные хар ки и
аэродинамич компоновка ЛА Перечислен
иые работы сопровождаются обширными
испытаниями в аэродинамич трубах и на
стендах
В процессе рабочею проектирования
происходят конкретизация и детализация
проекта Методы автоматизир проектирова
ния и конструирования узлов и деталей
позволяют не тотько решать вопросы обес-
печения требуемой эффективности ЛА, но и
оптимизировать технот решения
Изготовленные опытные образцы ЛА
подвер! аются всесторонним испытаниям
для подтверждения выполнения заданных
требований, необходимой надежности ресур
са и оценки проекта Серийное произ во
ЛА включает подготовку произ-ва и серий
ный выпуск ЛА Время эксплуатации ЛА
отсчитывается со дня поступления первых
образцов ЛА заказчику (покупателю) и за-
канчивается списанием последнего ЛА дан
ной модели, включая ее модификации
П Н Бе гянин В Н Крысин
ЖИЛЕТ СПАСАТЕЛЬНЫЙ — индивиду
альное спасат Средство, предназначенное
для поддержания человека на плаву в опре
дел положении (в авиации — членов экипа
жа при вынужд покидании ЛА над водной
пов стью или чченов экипажа и пассажиров
при вынужд посадке ЛА на воду) Ж с
обычно выполняется в виде подковообраз
ных подушек или надувных камер напол-
няемых от автономного источника сжатого
газа Ж с закрепляется с помощью при
вязных рем пей на верх части туловища
(BoKpvi шеи и на груди) человека
ЖйФФАР (Gillard) Анри (1825—82)
франц конструктор дирижаблей и аэроста
тов воздухоплаватель В 1851 построил ди
рижабль (объем 2 5 тыс м!) с паровой
машиной (мощн 2,2 кВт), вращавшей возд
винт В качестве руля использовался осо-
бый парус, щкрепленныи в корме оболочки
24 сент 1852 Ж совершил на этом днри
жабле полет, поднявшись на выс 1800 м
Второй дирижабль (объём 3 2 тыс м!)
Ж совм с механиком Г Ионом испытал
в 1855 В 1868 для Лондонской всем ир
ной выставки Ж построил привязной аэ
ростат объёмом 11,5 тыс мл для подъема
30 чел на высоту до 600 м В 1878 для Па-
рижской выставки построил привязной аэ
ростат объемом 25 тыс м’ Аэростат под
пи мал в гондоле 40 пассажиров на выс
500 м За 2,5 мес работы выставки было
поднято 40 тыс посетителей Ж изобрел
струйный инжектор дчя паровых котлов,
носящий его имя
ЖУКОВ Александр Иванович (1895 —
1980)— сов лётчик-испытатель Работал с
1911 на Моск аэродроме, самостоятельно
научился летать и в 1918 ему было присво
ено звание летчика В 1924—53 на испытат
работе Нач первой в СССР летной школы
при з де № 1 им Авиахима Им обучено
лично ок 350 летчиков Среди его учеников
В П Чкалов, М М Г ромов, М А Нюхти
ков Ю А Антипов и др Выполнил облет
2500 еерийных самолетов выпущенных з дом
№ 1 Провел заводские испытания 40 ти
пов самолётов, в т ч первого сов истре
бителя И 1 испытания на штодор мн само
лёгов ОКБ Н Н Поликарпова и А И Ми-
кояна Награжден орденами Ленина, Оте
честв войны I й степ , Красной Звезды
медалями
Ли? Кот тя pt кии Ч Я Окрыленные М
1970
ЖУКОВСКИЙ Николай Егорович (1847 —
1921) — рус ученый в области механики,
основоположник совр гидроаэродинамики
Окончил физико матем ф т Моск vh та
(1868) С 1870 преподаватель физики 2й
Моск женской гимназии с 1872 препода
ватель математики с 1874 доцент кафедры
аналитич механики Императорского техн
уч-ща (ИТУ, с 19)7— МВТУ) В 1876 защи
тил магистерскую диссертацию «Кинемати-
ка жидкого тела» За исследование «О проч-
ности движения» Ж была присуждена сте
пень доктора прикладной математики (1882)
С 1885 преподавал теоретич механику в
Моск ун те В МВТУ и Моск ун те Ж ра
ботал до конца жизни В 1894 Ж был из
бран чл корр Петерб АН, в ]900 выдвинут
кандидатом в действит Чт Петерб АН, но
снял свою кандидатурх, не желая остав
пять преподавание в Моск ун те и ИТУ
т к избрание означало бы переезд в Пе
тербург В 1905 избран президентом Моск
матем об ва
Под рхк Ж при механич кабинете Моск
ун та в 1902 была сооружена одна из пер-
вых в Европе аэродинамич труб, а в 1904
в пос Кучино под Москвой создан первый
в мире аэродинамич ин т В том же году
Ж органиговал воздухоплават секцию в
Об ве любителей естествознания антропо
логии и этнографии В 1910 при непос-
редств участии Ж в ИТУ была открыта
аэродинамич лаборатория В 1910—12 Ж
прочитал в ИТУ курс Лекций «Теорети
ческие основы воздухоплавания» в к ром
были систематизированы теоретич работы
самою Ж , его ученика С А Чаплыгина,
а также эксперим исследования аэродина
мич лабораторий Моск vn та ИТУ и зару
бежных лаборатории С 1913 преподавал на
курсах офицеров летчиков при ИТУ там же
было создано Авиац расчетно испытат
бюро, в к ром под рук Ж разрабаты
вались методы аэродинамич и прочностно
го расчета самолетных конструкций Во
время I й мировой войны Ж разрабаты
вал теорию бомбометания, занимался воп
росами баллистики арт снарядов, читач
кхрсы по баллистике воздухоплаванию
спец вопросам гидромеханики и работал над
разч проблемами теоретич механики
После Окг рев ции 1917 Ж и коллектив
ученых руководимый им включились в де
ло созтания сов авиации В дек 1918
Сов пр вцм по предложению Ж был уч
режден Центральный аэрогиДродинамич
ин т (ЦАГИ), руководителем к рого он был
назначен Основанные Ж теоретич курсы
для лётчиков были реорганизованы в Моск
авиац техникум, на базе к-рого в 1920 соз
дан Ин-т инженеров Красного Возд Флота
(ныне ВВИА)
Ж заложил основы единой науч дис-
циплины эксперим и теоретич аэродина-
мики, оказавшей впоследствии огромное
влияние на развитие авиации Первые ис
слецования Ж по теории полета относят-
ся к 1890 Работа «О парении птиц» (1891),
в к-рой исследуется механизм парения с на
бором высоты и впервые рассматриваются
возможные эволюции при парении, в т ч
«мертвая петля», и ст «О наивыгодней
шем угле наклона аэропланов» (1897) пос-
лужили основанием для создания методов
аэродинамич расчета самолета В ст «К
теории четаиия» (1890), «О крылатых про
пеллерах» (1898), «О полезном грузе, под
нимаемом геликоптером» (1904) рассматри
ваются вопросы тяги винта В работах «О
падении в воздухе легких продолговатых
тел, вращающихся около своей продольной
осн» (1906) и «О присоединенных вихрях»
(1906) Ж изложил открытый им в 1904
принцип образования подъемной силы крыла
аэроплана и сформулировал теорему, поз
воляющую определять ее значение Теоре-
ма Ж устанавливающая связь подъёмной
силы с циркуляцией скорости, является ос
новой прикладной аэродинамики В цикле
работ Ж 1910 —12 «О контурах поддержи-
вающих поверхностей аэропланов» (1910),
«Геометрические исследования > течении
Кутта» (191 I—12) и др и в ряде работ Чап
лыгина предложен способ определения цир-
куляции, основанный на условии плавного
схода потока с острой кромки профиля Эти
исследования завершили создание теории
профиля крыла В этих работах также
развит матем аппарат для решения задач
обтекания крыла, дан метод построения
теоретич «профилей Жуковского» В
1912—18 Ж опубликовал 4 статьи под об
щим назв «Вихревая теория гребного вин
та» в к рых, опираясь на разработанную
им теорию крыла, остановил законы рас
пределения скоростей у лопасти винта, пос
лужившие теоретич основой для проектиро
вания возд винтов
В работах «Динамика аэропланов в эле-
ментарном изложении» (1913—16), «Аэро
динамический расчет аэропланов» (1917)
«Исследование устойчивости конструкций
аэропланов» (1918), «К задаче о проч-
ности аэропланов» (1918), «Элементарная
теория устойчивости аэропланов» (1920)
Ж создает основы аэродинамич расчета
самолётов, расчета динамич продольной
устойчивости и прочности самолётов
Ж — автор многочисл оригинальных ис-
следований в области механики твердого те
ла, астрономии, математики гидролинами
ки и гидравлики, прикладной механики,
теории регулирования машин и Др Для его
работ характерно сочетание глубоких теоре
тич изысканий с инж подходом к реше
нию техн задач Он был также автором
классич учебников по теоретич механике
Для ун тов и техн вузов
В ознаменование пятидесятилетия научной
деятельности Ж и больших заслуг его как
«отца русской авиации» в 1920 правитель-
ством был издан декрет об учрежде-
нии премии им проф Н Е Жуковско-
го «За наилучшие труды по математике
и механике» об издании трудов Ж а также
о ряде льгот Для самого ученого В связи
со 100 летнем со дня рождения Ж в янв
1947 СМ СССР учредил 2 ежегодные пре
мии им проф Н Е Жуковского с вру
чением золотой и серебряной медалей а так
же стипендии им Н Е Жуковского длг
студентов старших курсов МГУ, МАИ
МВТУ Именем Ж названы город в Моск
обл , Центр аэрОгидродинамич ин т. Харь
ковский авиац ин-т. Воен возд инж ака-
Самолёт
www.vokb-la.spb.ru -
демия В гг Москва Жуковский и Желез
нодорожный сооружены памятники ученому
создан науч мемориальный музей Ж в
Москве
С оч Поли собр соч т I -9 М —Л |935 37
Поли собр соч Лекции в 1—7 М —Л 1938—39
Собр соч т 1 7 М —Л 1948—50 Теорети
ческая механика 2 изд t М —Л ]952
Лит Келдыш М В Научное наследство
профессора Н Е Жуковского «Техника воздуш
ного флота* 1947 № ] Ленбензои Л С
Н Е Жуковский М —Л	1947 Голу
бевВ В НЕ Жуковский М 1947 Хрнстиа
и о в и ч С А Научное наследие Н F Жуковского
М 1951 Свищев Г П Научные исследования
Н Е Жуковского и авиации Ученые записки ЦАГИ
]972 № 1 КосмодемьннскнйАА Н Е Жу
ковский М ]984
ЖУКОВСКОГО ПРЕМИИ И МЕДАЛИ
Конкуре на премию имени проф Н Е Жу
конского «За наилучщие труды по матема
тике и механике» учрежден 3 дек 1920 пос
тановлением правительства Рос Федерации
Присуждение юдичной премии возла
галось на Нар комиссариат Просвещения
в состав жюри входид Н Ь Жуковский
Первыми лауреатами этого конкурса были
А И Некрасов (1922) и С А Чаплыгин
(1925) В 1925—40 конкурс не проводился
10 окт 1940 постановлением СНК «О пре
миях имени проф Н Ь Жуковского за
лучшие работы по аэродинамике» проведе
ние конкурса и выплата премии возложены
на ЦАГИ Установлены три премии — 1 и
2 й и 3 и степ Председателем жюри наз
иачен Чаплыгин За 1940 премиями были
отмечены работы ученых ЦАГИ — ГМ Му
синянца С А Христиановича Г Н Абра
мовича
Зочотая -метать имени проф Н Е Жуковского
Вел Отечеств война прервала работу
жюри 1) янв 1947 в связи со 100 детием
со дня рож тения Жуковского решением
СМ СССР учреждены две премии и две ме
дани имени проф Н F Жуковского при
суждаемые ежегодно сов ученым «за дуч
шие работы по теории авиации» (аэро и
гидродинамика теория горения и теория
прочности самолётов и двигатедей) и за
выдающиеся уч пособия по аВиац дис
иипдинам — премия 1 й степ с вручением
зоютои настольной меда ди им проф
Н Е Жуковского и премия 2 и степ с
вручением серебряной настотьной медали
им проф Н Е Жуковского Присуждение
премии возтагалось на жюри утверждаемое
совместно Президиумом АН СССР и МАП
СССР Председатстем жюри явдялся нач
ЦАГИ Представленные работы могти быть
выподнены как группой авторов так и отд
лицами Медаль присуждалась руководи
телю работы Премии медали и дипломы
лауреатам вручались в день рождения
Жуковского — 17 января За период 1920—
91 звания «Лауреат премии инеии проф
Н Е Жуковского» удостоены 279 сов уче
ных
ЖУКОВСКОГО ПРОФИЛЬ — профиль с
затупл передней и острой задней кромка
ми копгур и аэродинамич хар ки к рого
вычисляются по анатитическим ф лам Наз
ван по им НЕ Жуковского впервые пред
дожившего использовать его в качестве
профиля крыла самолета
Построение профитя Жуковской»
Контур Ж п определяется применением
т и конформного преобразования
г - 2с / £ - с х2
z + 2c J
к двум соприкасающимся окружностям К и
А, на вспомогат комплексной плоскости
§ (см рис ) при этом окружность К пе
реводится в дугу Р окружности а окру ж
ность Ki — в замкнутую кривую Pi охва
тывающую дугу Р и представ дяющую собой
искомый контур Ж п В точке 2с кривая
Pi касается дуги Р подходя к ней с обе
их сторон и образуя острие Рассматрива
1мая задача содержит три произвольных па
раметра с k е, к-рые определяют со
ответственно хорду изгиб или кривизну
и толщину профиля Путем варьирования
значений этих параметров можно получить
большое разнообразие форм Ж п В ча
стности при fe=0 имеем симметричный
профиль к рыи наз рулем Жукове ко
г о
Поле безвихревого течения около Ж п
помещенного в однородный поток несжима
емой жидкости при наличии циркуляции
скорости Г вокруг него определяется ком
плексным потенциалом к рый записывается
в явном виде Значение Г находится из
Чаплыгина—Жуковского условия обраще
иие в нуль вектора скорости обтекающе
го потока в острой задней кромке профи дя
По известному полю скоростей определяет
ся поле давлений на основе Бернулли урав
нения и вычисляются все аэродинамич
хар ки Ж п коэф подъемной силы центр
давдения и т д
ЖУКОВСКОГО ТЕОРЕМА устанавливает
связь между вектором аэродинамич силы
приложенной к профилю и циркуляцией
скорости 1 вокруг него и формулируется
так при безотрывном обтекании Произвели
ного профиля однородным установившимся
потенциальным потоком идеальной несжи
маемой жидкости его сида сопротивления
X— 0 а подъемная сила вычисляется по ф ле
1"—— uiv^n
где е — плотность Vw — вектор скорости
набегающщо потока Была доказана
Н Е Жуковским (1904) путем приме не
ния импульсов теоремы к контрольном»,
контуру охватывающему профиль
Значение Ж т состоит в том что она
связывает создание подъемной силы с об
разованием вихрей в потоке Но она не дает
ответа на вопросы как образуются вихри
в потоке идеальной жидкости и чему равно
значение Г (неединственность решения за
дачи) Эти вопросы взаимосвязаны и ответы
на них следует искать в проявлении свойств
неидеальности среды — в проявлении сил
трения
Пусть профиль с острой задней кром
кой к рый обычно применяется в приклад
ной аэродинамике начал мгновенно дви
гаться с пост скоростью из состояния по
коя (согласно Ж т значение подъемной
силы на установившемся режиме не зави
сит от предыстории движения) В нач мо
мент движения около профиля устанавлива
ется поле течения, соответствующее потен
циадьному бесциркуляи течению идеальной
жидкости при этом положение задней кри
тич точки А в общем случае не совпадает
с острой кромкой профиля (см рис а) Од
новременно под действием сил трения на об
текаемой пов сти начинает развиваться
тонкий пограничный сдой, к рый в окрест
ности задней кромки в области течения с
положит градиентом давления отрывается
в результате с пов сти сходит вихревая пе
лена к рая сворачивается в вихрь (рис б)
а вихрь сносится набегающим потоком
Сбегающие вихри воздействуют на поле не
вязкого течения и в конечном счете видо
изменяют его таким образом что задняя кри
тип точка смещается на острую кромку
Поскольку движение жидкости в глобаль
ном масштабе является бесциркуляцион
ным то сход вихрей с острой кромки приво
дит к. образованию циркуляции скорости Г
вокруг профиля интенсивность к рой равна
по абс Значению и противоположна по зна
ку интенсивности снесенных на бесконеч
ность вихрей (рис в) На этом режиме обте
кания профиля сводятся к минимуму область
отрывного течения и влияние области вязко
го течения на внеш невязкий поток Сле
довательно при применении Ж т значение
Г должно выбираться из условия равенст
ва нулю (или конечному значению) скорости
на острой задней кромке профиля к ное
наз Чаплыгина—Жуковского условием Ре
Схемы обтекании задних кромок профили потен
цнальным потоком (а) потоком при наличии области
завихренности (6) и обтекания профиля с оторвав
шнмси вихрем (s) 1 — граница профили 2 —линии
тока вевязкого течения 3— область завихренного
течевия
зультаты расчетов подъемной силы по Ж т
для таких профилей хорошо согласуются
с эксперим данными и с этим связано фун
даментальное значение Ж т в аэро и
гидродинамике на ней базируются теория
крыла конечного размаха теория гребного
винта и т п Ж т была обобщена на слу
чай обтекания решетки профилей
Из Ж т следует справедливость ДАлам
бера—Эйлера парадокса о равенстве нулю
230 ЖУКОВСКОГО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
аэродинамич сопротивления произвольно
го профиля, помещенного в однородный но
ток идеальной жидкости В реальных ус-
ловиях все тела обладают конечным соп
ротивлением, ио идеализир вывод указыва
ет на возможность создания профилей с боль-
шими значениями аэродинамического ка
чества К У применяемых в авиации дозвук
профилей значения К могут достигать 50 и
более	В А Башкин
ЖУКОВСКОГО УСЛОВИЕ —см Чаплы-
гина—Жуковского условие
ЖУРАВЧЕНКО Александр Николаевич
(1884—1964) — сов ученый в области дина-
мики полета, аэронавигации и прицельного
бомбометания, проф (1925), д р техн наук
(1934), засл деятель науки и техники
РСФСР (1940) Окончил Петрогр арт ака-
демию (1918) Участник 1 й мировой войны
Во время Гражд войны воен летчик, окон
чил полевую лётную школу, ком самолета
«Илья Муромец» Работал в ЦАГИ (1919—
64), преподавал в ряде вузов Москвы и
Ленинграда Создал прицельные приборы
для бомбометания с самолетов (1915) Осн
труды по теории штопора самолета, разра-
ботке и практич осуществлению мер, обес-
печивающих безопасность для летчика и са
молёта на этом режиме полета, руководил
созданием т н штопорной аэродинамич тру-
бы ЦАГИ Гос Пр СССР (1943, 1950) Наг
ражден орденом Ленина, 2 орденами Трудо
вого Красного Знамени, Красной Звезды,
медалями
Соч Артиллерийские вопросы в авиации СПБ ,
1917, Методы решении задач штопора и ус-
тойчивости i прав тнемости самолета при потере ско
рости, VI — 71 1934, Потет в закритичной обтасти
Штопор, а кн Справочник авиаконструктора
т I М— Л, 1937—39
ЗАБРОС ПО ПЕРЕГРУЗКЕ — хар-ка
устойчивости ЛА и его управляемости
Термин «3 по п » обычно используют при
рассмотрении короткопериодич продольно-
го движения, описываемого характеристи
ческим уравнением вида рг + 2£р+Ыо=О
(|—декремент затухания колебаний, —
недемпфир частота колебаний ЛА) В прак
тике обычно пользуются понятием отно-
сительного заброса по нормаль-
ной перегрузке (Ап?эаб) на ступен-
А Н Жчравченко	В 4 Зайцев
чатое отклонение л'Е рычага управления
продольным движением
max	уст
Аиу заб=----------------,
уст
где Мутах— значение приращения (относи
тельно Пу=1,0) перегрузки в первом мак
симуме (см рнс ), Anyitf— установившееся
значение приращения перегрузки после
окончания переходного процесса, т е пос
ле практически печного затухания коле
баний ЛА	зависит от относит демп-
формирования £ = £/ыо'
эа6 = ехр[ - nl/( 1 - f2)
Для обеспечения приемлемого качества
переходных процессов к значению 3 по
п предъявляются требования
^0,2—0,5 В случае апериодич продольно-
го движения ЛА понятие 3 по п теряет
практич смысл Однако требования в отно
шении малости заброса в этом случае вы
полняются автоматически При маневрирова
нии 3 по п будет в значит мерс опре
делиться манерой пилотирования чем резче
движения рычагом управления по тангажу,
тем больше заброс Для полета ЛА со сверх-
звук скоростями характерно увеличение 3
по п , особенно на больших высотах В
нек-рых случаях значение 3 по п может
оказаться сравнимым со значением устано
вившейся перегрузки Это приводит к у худ
шению качества переходных процессов, зна-
чительно усложняет выполнение задач тре-
бующих точного пилотирования, особенно
при соизмеримости времени переходною
процесса с периодом собств колебаний ЛА
Большое значение 3 по п нежелательно
также и потому, что делает необходимым
введение летчиком дополнит перемещений
рычагом продольного управления Для дем
пфирования движения С др стороны, уве
личение 3 по п обычно сопровождается
уменьшением времени срабатывания
(времени от момента смещения ручки уп
равления до момента, когда перегрузка
впераые принимает значение ДПу уст), что
улучшает «хождение» ЛА за ручкой и вое
принимается летчиком как улучшение уп
равляемости ЛА
Для повышения точности и обеспечения
простоты пилотирования используются ав-
томатич устройства наиболее простым из
к-рых является демпфер колебаний по тан
гажу
Лит Пашковский И VI Динамика и \и
равтяечость само юта 2 изд М 1987
Ю Б Дубив
ЗАВОДСКИЕ ИСПЫТАНИЯ, летно-кон-
структорские испытания лета-
тельного аппарата,— проводятся для
автономной и комплексной отработки на-
дежного функционирования планёра, сило-
вой устаиоаки, общего и спей бортового
оборудования, определения осн лётно эк
сплуйтац данных ЛА в пределах установл
ограничений, оценки их соответствия за
данным требованиям и нормам, готовности
ЛА к государственным испытаниям В про
цессе 3 и предварительно определяются
особенности базирования, надежность и
эксплуатац качества, средства техн об
служивания ЛА, отрабатываются измери-
тельно информац системы и матем обес-
печение, вырабатыааются временные реко
мендаиии но иилотированию и эксплуата-
ции ЛА 3 и проводятся головным раз
работником ЛА с участием соисполнителей
и заказчика
При положит оценке результатов 3 и ,
а также выполнении требуемых доработок
принимается решение о передаче (прием-
ке) ЛА на государственные испытания
Лш lm при ст Гос цс>ар<. таенные испытания
ЗАГЛОХАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ — то же, что
самовыключение двигателя
ЗАГЛУШЁННАЯ КАМЕРА — помещение,
предназначенное для измерения акустич
хар-к источников звука в условиях, моде
лирующих распространение звука в сво
бодном поле, т е в пространстве без отра-
жающих пов-стей С этой целью стены, пол
и потолок 3 к облицовывают звукопог
.тощающими конструкциями, выполненными
обычно в виде клиньев (см рис ) из звуко-
поглощающих материалов (поропласта,стек-
ловолокна и др ), обеспечивающих пог-
лощение 99% падающей на них звук энер
гни в исследуемом диапазоне частот Ниж-
няя граничная частота 3 к определяет-
ся высотой клина и размерами камеры Для
обеспечения требуемой звуке- и виброизо
ляцин иек-рые 3 к изготавливаются в ви
де коробки, установленной на амортиза
торах на отд фундаменте и окруженной
вторыми строит стенками Применяемые
в авиац акустике 3 к предназначены для
исследований на моделях акустич хар-к аэро
динамич шума источников (струя, вентиля
тор, турбина, возд винт и т Д ) Для моде
лировання реальных условий (напр, уело
вий полета) работы источников в 3 к по-
дается и отводится из нее поток воздуха,
что приводит к необходимости защищать
стенки 3 к от выдувания звукопоглоща-
ющим же покрытием, напр из капроновой
ткани или стеклоткани Размеры таких 3 к ,
помимо указанных выше условий, будут
определяться размерами исследуемого источ
ника звука, напр, для газовой околозвук
струи днам 100 мм расстояние от оси струи
до боковой стенки камеры должно быть
не менее 4 м, до торцевой — 10 м В 3 к
MoiyT также проводиться градуировки мик-
рофонов, испытания громкоговорителей (в
т ч измерение их диаграммы направлен-
ности), субъективные оценки шума Контроль
качества 3 к производится при измерениях
Заг.ъшеннаи камера (ЦАГИ)
www.vokb-la.spb.ru - СамолётЗАХЛУ1|ЦеМНА!Я 231
закона спадания звук давления Оценкой
качества 3 к является отклонение от зако
на обратной пропорциональности уменьше
ния звук давления с удалением от источ-
ника звука Обычно отклонение в области
исследуемых частот не должно превышать
+ 0,5 дБ
3 к для исследования излучения и при
ема ал магн волн обычно наз безэховы-
м и, они имеют облицовку, предназначен
ную для полного поглощения эл -маги волн
А Г Мунин
ЗАЙЦЕВ Василий Атександрович (1911 —
61) —сов летчик, полковник, дважды Ге-
рой Сов Союза (1942 1943) В Сов Армии
с 1932 Окончил Луганскую (1933) и Бори-
соглебскую (1936) воен авиац школы
Участник Вел Отечеств войны В ходе вой
ны был ком эскадрильи ком истребит
авиаполка зам ком истребит авиадивизии
Совершил 427 боевых вылеюв сбил лично
34 и а составе группы 19 самолетов про
тивника Заставил даа истребителя против-
ника приземлиться иа сов аэродроме Пос
ле войны а ВВС Награжден орденом Ле
иина, 3 орденами Красного Знамени, ордена
ми Богдана Хмельницкого 2 й степ Оте
честв войны 1-й степ, медалями Брон
зовый бюст в г Коломне Московской
обл Портрет см на стр 231
Лит Км о а к и н А И Макаров А И
Бесстрашный рыцарь неба в их кн Зототое
созвездие котоменцев М 1976
ЗАКРЬ1ЛОК — профилированный, обычно
отклоняющийся элемент механизации крыла
расположенный адоль его задней кромки
и предназначенный для улучшения аэро-
динамич хар к ЛА 3 используются при
взлете и посадке для уаеличеиия подъемной
силы крыла, а также в полете для у лучше
ния маневренных хар к ЛА 3 могут быть
установлены по всему размаху крыла или
по его частям (в этом случае различа
ют внутренние 3, используемые в осн
при взлете и посадке, и а нешние 3, ис-
пользуемые обычно при маневрах ЛА)
Однако для 3 , занимающих часть крыла,
существенны пространств эффекты, к рые
снижают их эффектнаность и приводят к уве
личению индуктивного сопротивления
При использовании 3 увеличение подъем
ной силы происходит за счёт изменения поля
Простей закрылок
Струйный закрылок
r’	г струя воздуха (газа)
Закрылки а — одно щелевой б - щелевой г дефлектором, в — трёхщелевой, г —
со сдувом пограничного слоя, д — с отсосом пограничного слоя, 1 —— крыло,
2 — элерон, 3 — простой закрылок
течения около крыла, обусловленного одной
или несколькими из след причин изме-
нением геометрии профиля путём увеличе
ния кривизны профиля, увеличением пло-
щади несущей пов сти (иапр , 3 в форме
щитков), воздействием на пограничный
слой с целью затягивания его отрыва (напр ,
Коандэ закрылок), интерференцией аэроди
намической 3 с осн частью крыла (напр ,
щелевой закрылок, Фаулера закрылок), ре
акцией аыдуваемой струи газа (напр ,
струйный закрылок)
3 разл схем показаны на рис Выпуск
и уборка 3 могут производиться автома
тически или по команде из кабины летчи
ка с помощью । идро , пневмо и электро-
приводов Первые самолеты с механиза
цией задней кромки крыла были построены в
20 х гг В СССР 3 впервые были установ-
лены на самолетах Р-5, Р 6, РГ-l Более
широко 3 стали применяться в 30-х гг ,
когда получила распространение схема
свободионесущего моноплана Конструкция
3 в общем аналогична конструкции крыла
Для исследования аэродинамич хар-к 3
и изучения влияния на его эффективность
разл параметров моделирование течения
обычно проводится в рамках теории плос
кого движения идеальной жидкости Одна-
ко на работу 3 большое влияние оказы-
вают вязкость среды и пространственность
(трехмерность) течения Моделирование та-
ких течений очень сложно, поэтому аэро-
динамич хар ки 3 определяются как пра
вило, эксперим путем	В А Ьашкин
ЗАЛИЗ — вспомогат элемент конструкции
ЛА с плавными обводами, устанавливаемый
снаружи в местах сочленения агрегатов для
уменьшения аэродинамич сопротивления
Обычно 3 используется на стыке крыла нли
оперения с фюзеляжем, на стыке силовой ус-
тановки с крылом В местах выступания
в поток конструктивных элементов анало
гичные функции выполняют обтекатели
ЗАМЕТНОСТЬ — свойство объекта выде-
ляться на окружающем фоне Высокая 3
Закрылки с управлением
пограничным слоем
г
д
ЛА приводит к их обнаружению системой
ПВО на больших дальностях 3 может быть
снижена путем уменьшения габаритов ЛА,
ослабления интенсивности излучения двнгат
установки а ИК Диапазоне длин волн,
уменьшения эффективной отражающей
пов-сти и введения режимов излучения бор-
товых РЛС, затрудняющих обнаружение из
лучения средствами ПВО Интенсивность
И К излучения ослабляется при введении
таких компонентов в топливо или в выход
ную струю газов двигателя, к-рые умень-
шают темп ру струи, а также экраниров
кой струн и сопла оболочкой нз аэрозо-
лей, отводом струи в непросматриваемое
пространство (напр вверх для вертоле
тов) Эффективная отражающая цов-сть
уменьшается при более плавных обводах
фюзеляжа, воздухозаборников, крыльев, а
также при использовании радиопоглощаю
щих материалов в конструкциях и для пок-
рытий пов стен Л А См также Контраст*
ность цели, Инфракрасное излучение,
«Стеле» техника, Эффективная поверхность
рассеяния
замороженная скорость звука —
см в ст Скорость звука
ЗАМОРОЖЕННОЕ ТЕЧЕНИЕ — предель
ное состояние неравновесного течения, ког-
да время релаксации физ-хим процесса
(по к-рому течение неравновесно) велико
по сравнению с характерным временем
пребывания частиц в рассматриваемой об-
ласти течения При этом в соответствии
с иерархией времён релаксац явлений, к-рые
могут иметь место в конкретных услови-
ях, течение может быть замороженным по
одним, неравновесным по другим и рав-
новесным по третьим видам релаксации
Напр , в аэродинамич трубе с высокими
торможения параметрами может реализо-
ваться течение, равновесное по вращатель-
ным неравновесное по колебат степеням
свободы и замороженное по диссоциации
молекул В результате термодинамич сос-
тояние и состав потока в рабочей час-
ти трубы не будут соответствовать реа
лизующимся в атмосфере, что сужает воз-
можности моделирования
ЗАПАС П РОЧ ИОСТИ — мера превышения
фактич разрушающей нагрузки (Рразр)
над расчетной нагрузкой (Ррасч) 3 п ха-
рактеризуется коэф 3 п П=-Рразр/-Ррасч
Для элементов конструкции ЛА 3 п может
быть определён как отношение допускае-
мых напряжений к действующим при рас-
четных нагрузках Значение коэф 3 п мень-
ше единицы свидетельствует о недостатке
прочности, а больше единицы соответству-
ет часто используемому в расчетах коэф
избытка прочности At] = t] — 1, к-рый может
быть использован также либо для после-
дующего уменьшения массы конструкции,
либо для увеличения полезной нагрузки,
переносимой ЛА
ЗАПАС ТОПЛИВА — количество топлива
на борту ЛА, к рое может быть полностью
израсходовано двигателями в полете В
3 т не включается топлнао, расходуемое
двигателями на земле от момента их запус
ка до начала разбега, и невырабатываемое
а полете топливо Прн подготовке к поле-
ту потребный 3 т рассчитывается в соот
ветствни с Руководством по летной эк-
сплуатации ЛА данного типа и подраздели
ется на расходуемое топливо, необходимое
для выполнения полета от аэродрома вылета
до аэродрома назначения по установл
маршруту или схеме, и на аэронавигац
запас, предназначенный как для компен-
сации повышения расхода топлива, вызван
ного случайными причинами (в т ч изме-
нениями условий полёта), так и для обес-
232 ЗАЙЦЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
печения возможности продлить полёт до
наиболее удалённого запасного аэродрома,
предусмотренного полётным заданием (см.
Аэронавигационный запас топлива).
ЗАПАС УСТОЙЧИВОСТИ — см Степень
устойчивости.
ЗАПАСНОЙ АЭРОДРОМ — аэродром, пре-
дусмотренный полётным заданием для посад
ки ЛА в случае, если использование осн.
аэродрома (аэродрома назначения) окажет-
ся невозможным. 3. а. выбирается, как пра-
вило, на расстоянии ие менее 50 км от аэрод-
рома иазначення. Число 3 а. определяет
ся с учётом планируемой продолжительнос-
ти полёта, а также фактич. и прогнози-
руемой погоды на аэродроме назначения В
качестве 3. а. может использоваться также
аэродром вылета.
ЗАПОЛНЕНИЕ НЕСУЩЕГО ВИНТА —
отношение площади лопастей несущего вин-
та в плайе к ометаемой площади Опре-
деляется приближённо по ф ле а —гб/(п/?),
где R—радиус винта, z— число лопастей,
b — хорда лопасти на радиусе 0,7/?.
Для каждого значения окружной скорости
конца лопасти u>R (<о — угловая скорость)
существует наивыгоднейшее 3. н в , при
к-ром значение относительного (вентилятор-
ного) кпД винта на режиме висения (в от-
сутствии ограничивающих пов-стей) мак-
симально.
ЗАПОРОЖСКОЕ МАШИНОСТРОИТЕЛЬ-
НОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО «ПРОГ-
РЕСС» — берёт начало от КВ, образов, в
1945 при авиамоторном з-де № 478 (ныне
Запорожское производственное объедине-
ние «Моторостроитель») Выделилось из не-
го в [959. О разработанных на пр-тни под
рук. А Г. Ивченко и его преемника В. А.
Лотарева авиац. поршневых и газотурб.
двигателях см. в ст. АИ. Награждено
орденами Ленина (1966), Трудового Крас-
ного Знамени (1981).
ЗАПОРОЖСКОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ
ОБЪЕДИНЕНИЕ «МОТОРОСТРОИТЕЛЬ»
— берёт начало от з-да в г. Александровске
(ныне Запорожье), осн. в 1916 акционерным
об-вом «Дека». З-д выпускал авиац. дви-
гатели иностр, моделей. В 20—30-е гг. строил
ПД М-6, М-ll, М-22, М-85, М-86, М-87,
М-88. КБ з-да возглавляли А. С. Наза-
ров, С К- Туманский, Е. В. Ъ’рмин В авг.—
сент. 1941 з-д (№ 29) был эвакуирован и
продолжил свою деятельность в Омске (ны-
не это Омское моторостроительное произ-
водственное объединение им П. И Бара-
нова). В окт. 1943 началось восстанов-
ление з-да в Запорожье В 1945—59 в его
состав входило ОКБ А Г. Ивченко. В пос-
левоен годы (с 1947) з-д № 478 выпускал
ПД ЛЯ-26В, М-11ФР-1, АД/-62ИР. С нач
50-х гг. ведётся произ-во ГТД. Строились
ТРД РД-45, ТВД АИ-20, АИ-24, турбоваль-
ные двигатели ТВЗ-117, Д-136, ТРДД
АИ-25, Д-36, Д-18Т- В 1974 на основе з-да
образовано ПО. Пр-тие (объединение) на-
граждено орденами Денина (1966), Ок-
тябрьской Революции (1981), Трудового
Красного Знамени (1977).
ЗАПРАВКА летательного аппара-
та— заполнение ёмкостей ЛА топливом,
маслом, др техн, жидкостями и водой, а так-
же сжатыми газами («зарядка») в целях
обеспечения работы силовой установки и др.
систем ЛА За исключением случая заправ-
ки топливом в полете 3 ЛА производится в
процессе подготовки его к полёту, а также
при проведении регламентных работ и ре-
монта (напр., пополнение или замена рабо-
чей жидкости в гидросистеме) с помощью
спец, средств наземного обслуживания, к
к-рым относятся топливозаправщики, обо-
рудование централизов 3 , масло- и водо-
Заправщики и т д.
Применяемое для 3. ЛА топливом под-
вижное (топливозаправщики) и стационар-
ное (системы централизов. 3.) оборудование
предназначается для доставки топлива к мес-
там 3. и закачки его с большой (до 1000
л/мин и более) подачей в баки ЛА; при
этом одновременно осуществляются опера-
ции, необходимые для соблюдения предус-
мотренной паспортом кондиции заправляе-
мого топлива (фильтрация, водоотделение),
и контролируется его кол-во.
Подвижный топливозаправщик представ-
ляет собой цистерну, смонтированную на ав-
томобильном шасси или прицепе (полупри-
цепе) вместе с агрегатами для 3. ЛА топли
вом: насосом (с приводом от двигателя
автомобиля или автономным), приёмо-раз-
даточной арматурой, системой фильтров,
контрольно-измерит. аппаратурой, системой
управления и средствами обеспечения бе-
зопасности (защита от пожара и от воз-
действия электростатич. разрядов).
В комплект оборудования централизов.
3 входят: станция, обеспечивающая приём
топлива из стационарных аэродромных ре-
зервуаров, фильтрацию и регулируемую по-
дачу топлиаа в систему раздаточных тру-
бопроводов, сеть раздаточных трубопрово-
дов, подводящих топливо к стационарным
гидрантным колонкам, передвижные или
стационарные заправочные агрегаты, обес-
печивающие автоматич дозировку подачи
дополнительно профильтрованного топ-
лива в бакн ЛА, а также возможность ре-
гулирования его давления и скорости зап-
равки. Преимущество системы централизов.
3. ЛА топливом — значительное (в неск.
раз) снижение стоимости доставки его от
расходного склада горюче-смазочных мате-
риалов до баков ЛА, а также лучшее очи-
щение топлива от вредных примесей.
Непосредственно в баки ЛА топливо пода-
ётся через один или неск. раздаточных рука-
вов, снабжённых пистолетами для откры-
той 3. (через верх, заправочные горло-
вины баков) или спец, наконечниками для
закрытой 3. (под давлением с герметичным
присоединением рукааов к ниж. или верх,
заправочным горловинам).
3. ЛА топливом под давлением имеет
значит, эксплуатац. преимущества перед
открытой 3., т, к. она более удобна и су-
щественно сокращает время 3., особенно
при большой вместимости топливной сис-
темы ЛА; кроме того, исключается воз-
можность попадания в баки посторонних
включений, улучшаются условия пожар-
ной безопасности и т- д. Однако необхо-
димое для применения 3 под давлением
дополнит- оборудование топливной encte-
мы ЛА (в т- ч. предохраняющее баки от
повышения допустимого давления) услож-
няет конструкцию и приводит к нек-рому
увеличению её массы.	А. Б Иванов
ЗАПРАВКА ТОПЛИВОМ В ПОЛЕТЕ
процесс передачи топлива одним самолё-
том (Заправщик) другому (заправляемый в
полёте). Установка оборудования для 3- т.
в п. на ЛА позволяет значительно увели-
чить дальность (продолжительность) полёта,
что существенно расширяет его возможнос-
ти. Наиболее широко 3 т. в п. применяет-
ся на боевых и воен.-трансп. самолётах.
Используется также на вертолётах нек-рых
типов. Подсистемой 3. т в п. понимается со-
вокупность агрегатов, коммуникаций, уст-
ройств и приборов, предназначенных для
передачи и приёма топлива в полёте, его
распределения по бакам (или нх опорож-
нения в установл. очерёдности), управле-
ния процессом заправки и контроля за ним.
Рис. 1. Заправка вертолетов Сикорский СН-5.3Е самолётом-заправщиком
Локхид KC-130R по схеме «шланг-конхс*
Рис. 2. Заправка самолёта Локхид F-117A самолётом-заправщиком
Макдоннел-Дуглас КС-10А по схеме «телескопическая штанга».
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим
W** 133
В СССР заправка самолёта топливом в
полёте впервые была осуществлена в 1933
С 50—60-х гг 3 т в п получила распро
странение во мн странах
Наиболее распространены схемы 3 т в п ,
условно наз «шланг конус» (рис 11 и «те-
лескопическая штанга» (рис 2) При зап
равке по схеме «шланг конус» из самолёта
заправщика выпускается гибкий шланг, на
конце к рого укреплено тело конич формы
(для стабилизации шланга в полете и осу-
ществления контакта с приемной штангой
заправляемого самолета) Контактирование
осуществляет летчик заправляемого самоле-
та, приближаясь к самолету заправщику с
относит скоростью 1—2 м/с до контакта
штанги с конусом После этого штанга
фиксируется в конусе замками срабатыва
ет запорное устройство и начинается про-
цесс передачи топлива заправляемому само
лету 3 т в п по схеме «шланг-конус»
имеет 2 осн варианта компоновки агре-
гатов встроенный — с размещением обо
рудоваиия в фюзеляже заправщика и под
весной — с размещением под консолями кры-
ла или на фюзеляже заправщика Ха
рактернон особенностью и достоинством
подвесного агрегата заправки является раз-
мещение в обтекаемой гоидоле всех осн
элементов системы заправки, включая авто
номную энергетич установку Система зап-
равки с использованием подвесных агрега
тов позволяет переоборудовать практически
любой однотипный самолет в самолет зап
равщик прн сравнительно небольшой его
доработке, снабдить заправщик подвесными
агрегатами для одиоврем заправки нес
кольких ЛА, использовать самолёт для др
целей после снятия подвесных агрегатов
Системы заправки с подвесными агрегатами
обеспечивают перекачку 1000—4600 л/мин,
встроенные системы заправки—1500—3000
л/мии
Система заправки типа «телескопическая
штанга» основана на использоваиин жест
кой телескопии штаиги дл до 17 м, шар
иирно закрепленной одним концом на фю-
зеляже заправщика На др конце штанги
расположены аэродинамич повети—опе-
рение, с помощью к-рого оператор, нахо
дящийся на самолете-заправщике, может
управлять (в определ пределах) положе-
нием штанги и наводить наконечник штан-
ги иа горловину приемника топлива иа
заправляемом самолете При заправке по
этой схеме самолет подходит к заправщи-
ку, выдерживая определ дистанцию и при
нижеине, при этом лётчик заправляемого
самолета ориентируется по разметке на
заправщике, строго сохраняя своё место в
строю в процессе контактирования и зап-
равки топливом Занять нужное положение
ему помогает оператор заправщика с по
мощью сигнальных огней или по радио
Оператор может наблюдать за штангой
и заправляемым самолётом через окно в ниж
части фюзеляжа своего самотета а также
на спец пульте Этап сближения самоле-
тов и нахождение в строю заправки ело
жен для лётчика заправляемого самолёта
и требует спец систематич тренировки Сис
тема заправки типа «телескопическая штан
га» размещается стационарно на специали
знр самолётах заправщиках Системы зап
равкн этого типа обеспечивают перекачку
топлива с подачей 4000—6000 л/мин
Применяются также т н гибридная схе-
ма, в основу к-рой положена «телескопи-
ческая штанга» с коротким шлангом (4 м)
и конусом иа конце, и «крыльевая» схема
По этой схеме с крыла самолета заправ-
щика выпускается шлаиг со стабилизиру
ющим устройством на конце и заправляе
мый самолет подстраивается к заправщи-
ку в строю «пеленг» с превышением над
234 ЗАПРЕТНАЯ
шлангом Затем путем наложения консоли
крыла иа шлаиг и захвата его в спец за
мок осуществляется контакт, после чего зап-
равляемый самолет занимает строй заправ
к И	Ю А Винокур В Д Курбесов
ЗАПРЕТНАЯ ЗОНА — воздушное простран-
ство определ размеров находящееся над
сухопутной и водной территорией гос ва,
включая его территориальные воды, в пре-
делах к-рого полёты ЛА запрещены Уста
навливается гос-вом над объектами, имею
щими важное гос , в т ч оборонное зна
чение, иад исторнч памятниками, заповед
ними местами и др Чикагская конвенция
1944 предусматривает право каждого гос-ва
в соответствии с принятыми им правилами
потребовать от влетевшего в 3 з ЛА про-
извести посадку в возможно кратчайший
срок в пределах территории гос-ва иа ука-
занном ему аэродроме
ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ газотурбинно
г о — неустановившинся режим работы га-
зотурбинного двигателя, характеризуемый
процессом раскрутки его ротора (роторов)
от неподвижного состояния или режима
авторотации до выхода двигателя на режим
малого газа или миним установивший
ся режим работы (для двигателей, ие име
ющих режима малого газа) Различают неск
разновидностей 3 д в зависимости от кли
матич , высотно-скоростных условий, спо-
соба проведения и исходного режима Так,
напр , в полёте запуск может выполнять-
ся с режима авторотации и с режима вы-
бега — процесса торможения вращения
(«встречный» запуск)
3 д оценивается временем с момента
нажатия на кнопку запуска (переключения
тумблера, перевода рычага управления дви-
гателем) до момента достижения частоты
вращения, равной 90—95% от ее значения
на конечном режиме (напр , малом газе)
Запуск совр ТРД на земле в стандартных
атм условиях выполняется за 20—30 с В эк
стремальиых климатнч условиях допуска-
ется увеличение времени 3 д примерно
иа 50% Для 3 д в полёте требует-
ся такое же время При этом область ре
жимов полета, в к-рой должен обеспечи-
ваться надежный 3 д, ограничивается ми
ним и максим скоростями полета на ре
жимах снижения самолета и макс высотой
полета, к-рая должна превышать предель
иую высоту крейсерского режима полета са-
молета
Продолжительность 3 д зависит от ус
ловий его проведения, коэф динамичности
двигателя, мощности и хар ки пускового
устройства, программы подачи топлива, оп
ределяющей темп-ру газа перед турбиной,
запасов устойчивой работы компрессора и
камеры сгорания, передаточного отношения
между пусковым устройстаом и ротором дви
гателя и т п При таком большом числе
факторов, оказывающих влияние на 3 д,
важное значение приобретает оптимизация
хар к элементов системы запуска и чёткая
синхронизация их Для этой цели исполь
зуются спец устройства, работающие по
программному, функциональному или сме-
шанному принципам	ю А Литвинов
«ЗАСЛУЖЕННЫЙ ВОЕННЫЙ ЛЕТЧИЦ
СССР» — почётное звание, учрежденное 26
янв 1965 Присваивалось Президиумом
ВС СССР лётному составу ВВС, авиации
ВМФ и Войск ПВО СССР, имеющему ква-
лификацию всей летчика 1-го класса или
воен летчика инструктора 1 го класса, за
особые заслуги в освоении новой авиац тех-
ники высокие показатели в воспитании и
обучении лётных кадров и многолетнюю без
аварийную лётную работу в воен авиа-
ции Лицам, удостоенным этого звания, вру-
чались Грамота Президиума ВС СССР и наг
рудный знак установл образца (см рис )
Нагрудный знак «Заслу
Женный военный лётчик
СССР»
Указом Президиума ВС СССР от 22 авг
1988 звание упразднено, для представителей
всех видов вооруж сил было установлено
единое почетное звание «Заслуженный спе-
циалист Вооружённых Сил СССР»
«ЗАСЛУЖЕННЫЙ военный штурман
СССР» — почётное звание, учреждённое 26
янв 1965 Присваивалось Президиумом
ВС СССР штурманскому составу ВВС, ави-
ации ВМФ и Войск ПВО СССР, имеющему
квалификацию воен штурмана 1 го класса,
за особые заслуги в освоении новой авиац
техники, высокие показатели в воспитании
и обучении лётных кадров и многолетнюю
безаварийную лётную работу в воен авиа
ции Лицам, удостоенным этого звания,
вручались Грамота Президиума ВС СССР
и нагрудный знак установл образца (см
рнс ) Указом Президиума ВС СССР от 22
Нагрудный знак «Заеду
жеинын военный штур
ман СССР»
авг 1988 звание упразднено, для предста-
вителей всех видов вооруж сил было уста-
новлено единое почетное звание «Заслу-
женный специалист Вооруженных Сил
СССР»
«ЗАСЛУЖЕННЫЙ л етч НК-испыта-
тель СССР» — почетное звание, учреждён-
ное 14 авг 1958 Присваивалось Президи
умом ВС СССР летчикам испытателям 1-го
класса авиац пром сти и Мин ва обороны
СССР за многолетнюю творч работу в об-
ласти лётных испытаний и исследований но-
На трудный знак «Заслу-
женный лётчик нспыта
тель СССР»
вой авиац техники, существенно способст
вующую прогрессу отечеств авиации Ли-
цам, удостоенным этого звания, вручались
Грамота Президиума ВС СССР и нагруд-
ный знак установл образца (см рис )
«ЗАСЛУЖЕННЫЙ парашютист-ис-
пытатель СССР» — почётное звание, уч-
режденное 13 июля 1984 Присваивалось
Президиумом ВС СССР парашютистам-ис-
пытателям авиац пром-стн и Мии-ва оборо
ны СССР за многолетнюю творч работу
и особые заслуги в проведении лётиых ис
пытаннй парашютной техники и др средств
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Нагрудный знак «Засл\
женный парашютист ис
питатель СССР»
спасения и десантирования личного состава
Лицам, удостоенным этого звания, вруча
лись Грамота Президиума ВС СССР и наг
рудный знак установл образца (см рис )
Указом Президиума ВС СССР от 22 авг
1988 звание упразднено
«ЗАСЛУЖЕННЫЙ ПИЛОТ СССР» — по
четное звание, учрежденное 30 сент 1965
Присваивалось Президиумом ВС СССР лет
иому составу гражд авиации, имеющему
квалификацию пилота 1 го класса, за особые
заслуги в освоении совр авиац техники,
применение наиболее совершенных методов
самолетовождения высокие показатели в
воспитании и обучении четных кадров, мно
голетиюю безаварийную летную работу и за
выдающиеся достижения ио применению
авиации в нар х-ве страны Лицам, удос-
тоенным этого звания, вручались Грамота
Нагрудный знак «Заслу
женный пилог СССР»
Президиума ВС СССР и нагрудный знак
установл образца (см рис ) Указом Прези-
диума ВС СССР от 22 авг 1988 звание
упразднено было установлено почётное
звание «Заслуженный работник транспорта
СССР»	г
«ЗАСЛУЖЕННЫЙ ШТУРМАН СССР»—
почетное звание учрежденное 30 сент 1965
Присваивалось Президиумом ВС СССР
штурманскому составу гражд авиации, име-
ющему квалификацию штурмана I го клас
са, за особые заслуги в освоении совр ави
Нагрудный знак «Засп
женный штурман СССР»
ац техники применение наиболее совершен-
ных методов самолетовождения высокие по
казатели в воспитании и обучении лётных
кадров многолетнюю безаварийную работу
и за выдающиеся достижения по примене
иию авиации в нар хоз ве страны Лицам,
удостоенным этого звания вручались Гра
мота Президиума ВС СССР и нагрудный
знак устаноал образца (см рис ) Указом
Президиума ВС СССР от 22 авг 1988 зва
ние упразднено, было установлено почетное
звание «Заслуженный работник транспор
та СССР»
«заслуженный штурман-испыта-
тель СССР» — почетное звание учрежден
ное 14 авт 1958 Присваивалось Президи
умом ВС СССР штурманам испытателям
1 го класса авиац пром сти и Мин-ва обо
роны СССР за многолетнюю творч рабо
ту в области летных испытаний и исследо
ваний новой авнац техники, существенно
способствующую прогрессу отечеств авиа-
ции Лицам удостоенным этого звания.
Вручались Грамота Президиума ВС СССР
и нагрудный знак установл образца
(см рис )
Нагрудный знак «Зас7\
женный шт\ рман испы
гагечь СССР»
ЗАТУХАНИЕ КОЛЕБАНИЙ — хар-ка воз
му [ценного движения ЛА Движение ЛА
развивающееся после отклонения от исход
ного режима полёта под действием внеш
возмущений или управляющих воздействий,
часто носит колебат характер При линеа-
ризов матем описании движения ЛА ко
лебат составляющей возмущ движения
соответствуют комплексно сопряжённые кор
ии характеристического уравнения Для то
го чтобы колебания были затухающими,
веществ часть комплексного корня должна
быть отрицательной На практике часто пре-
обладает Движение с к л одной частотой
В этом случае интенсивность затухания ко
лебат движения характеризуют логариф-
мическим декрементом затуха-
ния, равным 1п(А(/А/+г), где At, А1+Г—
амнлнтхды колебаний (значения берутся иа
огибающей переходного процесса) в момен
ты времени t и t-\-T Т — период колеба-
ний (см рис к ст Заброс по перегрузке)
В общем случае рассматривают логариф
мич декременты по каждой составляющей
колебат движения Для количеств оценки
3 к используют также время за ту ха
ния колебаний Гзат и число колебаний
млат до практически полного затухания
(до 5% значения нач амплитуды), к рые
определяются через период колебаний и
коэффициент относительного
дем пфирова ния s/wo
«3aT=W^ 0,48(1
Здесь шо, е — собственная недемпфирован-
ная, частота и декремент затухания, опре
деляемые аэродинамич L массовыми и геом
параметрами ЛА При I колебат движе-
ние переходит в апериодическое При обра
ботке материатов летиых исследований за
тухаиие (нарастание) колебаний удобно
оценивать непосредственно временем ti
уменьшения (увеличения) иач амплитуды
колебаний вдвое либо относит изменением
амплитуд колебаний За период тэат=А(/Аг_(_г
Логарифмич декремент затухания связан с
т,ат соотношением 1птзат=|7' При m,aT> I
возмущ движение со временем полностью
затухает, при mjaTd —расходится при
mJaT—I имеют место незатухающие коле
баиия с пост амплитудой Для обеспечения
требуемого качества переходных процессов
на m 1 обычно накладываются условия
$ 'эат<15 с Для повышения сте-
пени затухания колебаний используются де
мпферы колебаний
Лит Лоицяискии Л Г Л\рье А И
К\рс теоретическом механики 8 изт т I 6 изд
т 2 М 1982—83	Ю Б Дубов
ЗАТЯГИВАНИЕ В ПИКИРОВАНИЕ — са-
мопроизвольное уменьшение нормальной пе-
регрузки и переход самолёта на малые и
отрицат углы атаки при полёте с фикси ров
ручкой управления Является внеш прояв
лением неустойчивости ЛА по скорости (см
Степень устойчивости) в трансзвук диада
зоне скоростей и сопровождается увеличе-
нием нагрузки на рулях управления при раз
гоне Наиболее сильно проявлялось иа
дозвук самолетах с безбустериым управле
нием На сверхзвук самолетах с бустерным
управлением выражено слабо При неудач-
ной аэродинамич компоновке 3 в п может
возникать в дозвук полете вследствие по
тери устойчивости по перегрузке на около-
нулевых у г чах атаки
ЗАХАРОВ Яков Дмитриевич (1765—1836) —
рус химик С 1790 адъюикт, с 1798 акад
Петерб АН 30 июня (12 июля) 1804 совер
шил один из первых полетов на возд шаре
(совм с фламандским физиком и возду-
хоплавателем Э Робертсоном) для науч
наблюдений и экспериментов в высоких
слоях атмосферы Почет 3 положил нача
ло иауч воздухоплаванию
ЗАХВАТ ВОЗДУШНОГО СУДНА — одна из
форм незаконного вмешательства в деятель
ность гражд авиации Впервые определе-
ние понятия «3 в с » в полете было дано в
Токийской конвенции 1963, квалифицировав
шей 3 в с как действия или намерение
осуществить их по завладению возд судном
или по установлению контроля над ним с
помощью силы, угрозы ее применения или
любой др формы запугивания В то время
как в междунар праве незаконным счита
ется 3 в с , совершенный в полете, в нац
праве ряда гос в незаконным признаётся
3 в с как в полете так и на земле
УК РСФСР устанавливает ответственность
за угон воздушного судна или за 3 в с с
целью угона Гаагская конвенция 1970 рас
сматривает такие действия как преступле-
ния и обязывает гос ва принимать в отно
шеиии них суровые меры От 3 в с еле
дует Отличать правомерные действия (втч
и обратный 3 в с ) по восстановлению
контроля над незаконно захваченным возд
судном в целях пресечения противоправных
действий экипажа и т Д
ЗАХОД НА ПОСАДКУ —этап полета,
включающий предпосадочное маневрирова
иие в р не аэродрома и постепенное изме-
нение конфигурации самолета от полетной
к посадочной В соответствии с действо
вавшими в СССР Нормами летной годнос-
ти 3 на п должен начинаться не ниже 400 м
и заканчиваться на выс 15 м над уровнем
ВПП Для небольших самолётов местных
линий допускается заканчивать 3 на п на
выс 9 м Нач этапом 3 иа п может быть
полет по «коробочке» Изменение конфигура
ции самолёта начинается с выпуска шасси
затем осуществляется выпуск предкрылков
и в последнюю очередь выпуск закрылков
(иногда в иеск приемов) При этом ско
рость полета самолета постепенно умень
шлется Последний этап выпуска закрылков
может заканчиваться уже на глиссаде
Миним скорость полёта иа этапе 3 на п
должна ие менее чем на 30% превышать
скорость сваливания самолета в соответ
ствующей полетной конфигурации При воз
никновении отказных состояний допускает-
ся 3 на п со скоростью, превышающей
скорость сваливания в соответствующей кон
фигурации на 25% 3 на п заканчивает-
ся посадкой или уходом на второй круг,
если при снижении по глиссаде отклонения
траекторных параметров самолета от номи-
нальных превысили допустимые значения
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими р^А^РД
235
„lui Koi и к M Г Динамика влета и посадки
самотетов VI 1984 Нормы летной годности
гражданских самотетов СССР 3 ил [б ч ]
1984	А В Кчичин
ЗАЩИТА БОРТОВОГО ОБОРУДОВА-
НИЯ—обеспечивает выполнение им задан
ных ф-ции при эксплуатации ЛА в нор-
мируемых диапазонах изменения внеш воз-
действующих факторов с сохранением осн
хар к и показателей надежности бортового
оборудования (БО) в установл пределах
Она предотвращает иди ограничивает вред
ное воздействие на БО разл помех, а так-
же неблагоприятных факторов природной
и искусств среды Вредное влияние на ра
6otv БО могут оказывать электрич магн
и электромагн воздействия, не связанные с
полезным сигналом, искажающие его или
приводящие к выходу БО из строя, механич
воздействия (вибрации удары, ускорения,
акустич шум), такие факторы природной
или искусств среды, как темп ра, давле
ние и влажности атм осадки и электри-
чество, солнечная радиация, пыль и песок
типом истребителей (от I до 5 IT 4, И-5,
И-Z, И-16), расположением истребителей
на носителе (на крыле, на фюзеляже
сверху, снизу), способом образования «Зве
на» (подцепление истребителей на земле,
в воздухе) Взлет и полет «3 » В проис-
ходили с работающими двигателями всех
самолётов После отцепления истребители
могли снова стыковаться в воздухе с носи-
телем В Вел Отечеств войну цеоднократ
но применялись «3 » В , включающие ТБ 3
с двумя И-16 под крылом («Звено СПБ»),
И 16 несли по 2 фугасные авиабомбы
ФАБ 250 и исполь ювались в качестве ско
ростных пикирующих бомбардировщиков,
наносивших внезапные и точные бомбовые
удары До отцепления они расходовали топ
либо из баков ТБ-3, а свой запас топли-
ва обеспечивал им самостоят возвращение
на аэродром
МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ЗАЩИТЫ БО
авиацию женщин 3 и В В Слюсаренко
{ее муж) в 1913 организовали в Риге
авиац мастерские и лётную школу, в к рых
сами же испытывали самолёты, обучали
полетам В начале 1 й мировой войны мас-
терские были перебазированы в Петроград
и реорганизованы в небольшой з-д, выпол
нявший заказы воен ведомства 3 работала
на этом з-де Умерла от тифа в мае 1916
ЗВУКОВОЕ ДАВЛЕНИЕ — дополнит дав-
ление, возникающее в среде при распро-
странении звук волны, характеризующее
собой колебание давления относительно ср
давления в среде 3 д—осн количеств
оценка звука Диапазон 3 д, с к-рым при-
ходится иметь дело, простирается от еле слы-
шимых звуков (—{0 мкПа) до звуков, вы-
зывающих болевое ощущение у человека
(-—Ю Па) или разрушение самолётных кон-
струкций (~IOJ Па) Измерение 3 д
производится с помощью микрофонов давле-
ния градуировка к рых осуществляется по
эталону, калибруемому в свою очередь т н
Механические воздействии
Воздействия природной и искусственной среды
Пассивные
Активные
Пассивные
Пассивные
Вибродемпфирующие
материалы
Динамические
поглотители
Амортизаторы
Амортизирующие
системы
Системы автоматическо-
го регулирования дефор-
маций упругих алиментов
средств защиты БО от
механических нагрузок,
обеспечивающие измене-
ние вибровоздействий
на БО в допускаемых
пределах
Схемные и конструктивные решения
БО и ЛА, минимизирующие влияние
внешних воздействующих факторов
Элементная база с повышенной
устойчивостью к внешним еоздей
ствуюшим факторам
Размещение БО в зонах ЛА с пони
женными уровнями внешних
воздействующих факторов
Системы охлаждения
Размещение БО в гвр
моотсеках ЛА
Амортизированные
стеллажи
Теплозвукоизоляция отсеков БО
Системы термостабилиза-
ции или
термостатирования
Системы наддува блоков
БО
П ы лев зр ы в озащитны в
кожуха БО
Противокоррозионные
материалы и покрытия
Системы нейтраль ноте
газа
Системы пожаротушении
Естественная
вентиляция БО
Металлизация БО
микроорганизмы, взрывоопасные среды и др
Многообразие БО и решаемых им задач
требует специадизир подхода при выборе
методов и средств защиты (см схему) в
каждом конкретном случае (см , напр
Молниезащита, Электромагнитная совмес-
тимость )
ЗВЕНО самолетов (вертолетов) —
наименьшее лётно-производственное (а
гражд авиации) или тактическое (в ВВС)
подразделение, насчитывающее 3—4 само-
лёта (вертолета) и предиа <наченное для аы
полпенни соответственно нар -хоз и-ди бое
вых задач как самостоятельно, так и в сос-
таве эскадрильи В пр-тиях ГА России, про
водящих авиац хим работы в с х-ве, за
3 самолётов (вертолётов) закреплялся,
как правило пост р-н выполнения произ-
водств полётов
«ЗВЕНО» ВАХМИСТРОВА — комбина-
ция ЛА состоящая из тяжелого самолета
носителя и жестко сцепленных с ним истре
бителей Различные варианты «Звена» от-
рабатывались в 30 х гг под руководством
воен инж В С Вахмцстрова и пресле
довали цель увеличить дальность действия
истребителей при решении ими разл боевых
задач («3 » В можно рассматривать как
нек-рый вариант заправки топливом в по-
лете) Они отличались типом носителей
(бомбардировщики ТБ-1 — см рис в табл
XII и ТБ 5 — см рис к статье), числом и
ЗВЕРЕВА Лидия Виссарионовна ({890—
1916) — первая рус летчица Окончила дёт
ную школу I го рус товарищестаа во<ду
хопдавания в Гатчине В {911 во Все
российском аэроклубе получила Диплом пи-
лота авиатора № 31 Успешно выполняла
показат полеты в ряде городов России
Выступала в печати с целью вовлечения в
«Звено» Вахмистрова ТБ 3 с пятью истребите дими
методом диска Рэлея в трубе-резонаторе См
также Дав гении звука
ЗВУКОВОЕ ПОЛЕ — область пространства,
в к-рой распространяются звук волны По-
нятие 3 п обычно используется для обла
с гей. расположенных вдали от источника
звука, размеры к рых существенно больше
Длины волны /. звука Ур-ние, описываю
236 ЗАЩИТА
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Л В Зверева	Е И Зелецко
щее распространение волн в 3 п (вол
новое уравнение), имеет вид d2<f/dt2=
= ц2Д<р, где <j> — потенциал скорости, а —
скорость звука При этом вектор колебат
скорости (скорости даижения частиц среды
относительно положения равновесия при про
хождении звук волны) v—gradrp, а зву-
ковое давление р—Qodtp/dt (здесь — плот-
ность невозмущ среды) Простейшим при
мерой 3 п является поле плоской волны,
потенциал к рой в случае гармонии волны
имеет вид <р=Аоехр [г(<of±fex) ], где Ао —
амплитуда, k — волновое число, ы — круго
вая частота, знак плюс соответствует волне,
бегущей в направлении оси х, минус — в
противоположном направлении В этом слу
чае звук давление и колебат скорость
волны находятся в фазе, не меняются цо
амплитуде и связаны соотношением
р/и=$йа, величину роя наз волновым со
противлением среды (см Импеданс акусти-
ческий) В случае 3 п со сферич волной
потенциал имеет вид <р= (Ao/r)exp [i(w/±
±£г)1 (плюс—для сходящейся, минус —
для расходящейся сферич волны) амплиту
да колебаний уменьшается пропорционально
расстоянию г от источника звука, скорость
отстает по фазе от давления на нек-рый
угол определяемый соотношением между
г и } При	т е в т н волновой
зоне, давление и скорость находятся в фазе
Вдали от источника звука 3 п может быть
представлено в виде поля от точечного
источника (см Источники и стоки) Если
в нек ром объеме г непрерывно распределены
источники звука с производительностью
Q(x,,() (х — координаты точки а объеме т)
то на больших расстояниях г от этого
объема потенциал скорости определяется
выражением
1 Г 1	{ — г/а)
ф(г, t)~-----\----------------de
4ля J т г	dt
Т о , 3 п в момент времени t определяется
производительностью источника в момент
t—г/а
Измерение 3 п излучателей производят
в заглушенных камерах в условиях, близ-
ких к свободному открытому пространству
4 Г Мунин
ЗВУКОВОЙ БАРЬЕР — резкое увеличение
сопротивления аэродинамического ЛА при
Маха числах полёта несколько превы-
шающих критич число М Причина состоит
в том, что при числах	наступает
волновой кризис сопровождающийся поя в
лением волнового сопротивления Коэф вол-
нового сопротивления ЛА очень быстро
возрастает с ростом числа М начиная с
Наличие 3 б затрудняет достижение
скорости полёта, равной скорости звука,
и последующий переход к сверхзвук полету
Для этого оказалось необходимым создать
самолеты с тонкими стреловидными крылья
ми что позволило значительно снизить со
противление, и реактивными двигателями, у
к рых с ростом скорости тяга возрастает
В СССР скорость, равная скорости звука,
впервые была достигнута на самолёте Ла-176
в 1948
ЗВУКОВОЙ УДАР — акустич явление воз
никаюшее при распространении в атмосфере
Земли ударных волн создаваемых самоле-
том при полете со сверхзвук скоростью
Область распространения возмущений от
летящего со саерхзаук скоростью ЛА в ат
мосфере обычно ограничена пов-стью голов-
ной волны от носика фюзеляжа за к рой
следуют ударные волны разной интенсив-
ности от др частей самолета (ог крыла,
хвостового оперения, мотогоцдол и т д ) По
скольку более интенсивные ударные волны
распространяются в атмосфере с большей
скоростью, то онн догоняют менее интен
сивные, слиааясь с ними по мере удале
ния от ЛА, и в дальней зоне (или на
пов сти Земли при полете на сравнительно
больших высотах) в атмосфере остаются
только 2 ударные волны головная и хвос-
товая с линейным профилем падения давле
ния между ними (рис 1), что обычно
воспринимается как двойной хлопок Этот и
N-образная волна давления
3 у зависит от формы ЛА, его размеров,
режима полета, состояния атмосферы релье
фа местности и т Д Это явление не поддает
ся полному моделированию в лаб условиях
Влияние отд факторов на 3 у изучается
экспериментально при полетах сверхзвук
самолетов и в аэродинамических трубах
Влияние 3 у на человека и животных
изучается на спец эксперим установках
имитирующих 3 у Теоретич методы иссле-
дования 3 у основаны гл обр на геом
акустике, но с учетом нелинейных эффектов
Согласно теории 3 у возмущения исходя-
щие от самолета в к -л момент времени рас
пространяются вдоль звуковых (Или харак
теристич ) лучей образующих в пространст-
ве нек рую конич пов сть (см Маха конус)
Вследствие неоднородности атмосферы лу
чи искривляются так что нек рые из них
уходят в верх слои атмосферы, не дости
гая пов сти Земли Благодаря отражению
лучей зона слышимости 3 у (зона АВ
на рис 2) ограничена в боковом направле
нин по отношению к трассе полета Ширина
этой зоны в зависимости от состояния
Рис I Зависимость избыточного дави нни Р Ог
времени I в бтижнеи (1) н датьней (2) зонах
Рис 2 Проекции траекторий звуковых лучей на
птоскость нормальную вектору скорости полета
атмосферы и режима полета самолёта сос
тавляет 8— 10 высот полета Отражением лу
чей объясняется также отсутствие 3 у на
пов сти Земли при полете самолета с не
большой сверхзвук скоростью При разгоне,
развороте и др манёврах самолёта воз-
можно образование каустики вблизи к-рой
происходит локальное повышение избыто
чного давления из за наложения волн дав-
ления друг на друга
Интенсивность 3 у (см Интенсивность
звука) неаелика и имеет порядок 0,1%
от атм давления при продолжительности
неск десятых долей секунды Однако вне
запность, с к рой человек воспринимает 3 у ,
может вызывать у него отри цат реакцию
(испуг)
Лит [Жижи Ю Л] Звуковой удар в кв
Авиационная акустика М 1973
Ю Л Жигин С .7 Чернышев
ЗВУКОИЗОЛЯЦИЯ в летательных ап
ц а р а т а х обеспечивает в них допустимые
в соответствии с нормативными требования-
ми уровни шума при заданном акустич
нагружении внеш пов сти (см Нормы шума)
Как правило 3 выполняется в виде много-
слойных звукоизолирующих конструкций,
аключающих слои с высокой отражающей
способностью (т и стенки), слои звуко-
поглощающих материалов и возд промежут-
ки Наиболее широко используются двух
Схема типовом звукоизолирующей конструкции са
юна летатечьною аппарата 1 — обшивка фюзе
ляжа 2 — воздушные промежутки 3 — слои зву
копогтощающих материалов 4—силовой элемент
(шпангоут) 5 — внбронзоляция, 6 - панель ин
терьера
стенные звукоизолирующие конструкции (см
рис ) функции одной стенки выполняет об
шивка фюзеляжа, другой - панели интерье-
ра Требуемое ослабление передаваемой
в салон звук энергии достигается уста-
новкой звукоизолирующих конструкций
разной эффективности в соответствии с дей
ствующими на анещ пов сть фюзеляжа акус-
тич нагрузками
ЗВУКОПОГЛОЩАЮЩИЕ МАТЕРИАЛЫ —
материалы, в к-рых осуществляется необ
ратимый переход звук энергии в тепловую
В состаае звукоизолирующих и звукопог
лощающих конструкций 3 м используются
в авиации для снижения уровней шума в
пасс салоне кабине экипажа и отсеках
ЛА (см Звукоизоляция) Наиболее широкое
распространение получили легкие 3 м из
супертонкого волокна на основе стекла,
капрона и базальта в виде холстов или
стеганых матов разной толщины Акустич
свойства рыхловолокнистого материала за
висят от типа и толщины волокна, от объе
мной плотности материала, определяемой
степенью его поджатия Параметрами, опре
деляющими акустич саойства рыхловолок
нистых 3 м , являются постоянная распрост-
ранения и волновое сопротивление (см
Импеданс акустический)
ЗЕЛЕНКО Екатерина Ивановна (1916—
41)— сов летчица, ст лейтенант Герой
Сов Союза (1990, посмертно) Окончила
Оренбургскую воен ааиац школу летчиков
(1934) Летала на самолетах 7 типов
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимиЗ^ЯСНКО 237
Наряду со службой в авиачасти испытыва
ла самолеты и авиац оборудование Участ-
вовала в сов-финл войне Входила в состав
группы летчиков, проводнаших войсковые ис
пытания ближнего бомбардировщика Су-2
Участница Вел Отечеств войны Совершила
40 боеаых вылетов 12 сент 1941 вела на
бомбардировщике неравный бой с 7 истре-
бителями противника сбила один из них, а
другой уничтожила тараном Погибла Это
первый в истории авиации возд таран, со
вершенный женщиной Награждена ордена-
ми Ленина. Красного Знамени Бронзовый
бюст в с Анастасьевка Сумской обл Ее
именем назв одна из малых планет
ЗЕМНАЯ СКОРОСТЬ — скорость начала
связанной системы координат ЛА относи-
тельно к л нз земных систем координат
«ЗЕМНОЙ РЕЗОНАНС» вертолета-
самовозбуждающиеся связанные колебания
лопастей винта вертолета в плоскости его
вращения н фюзеляжа или др , поддержи-
вающей винт, конструкции, вызывающие пе-
ремещения втулки винта в плоскости его
вращения Колебания лопастей происходят
из-за наличия вертик шарниров или собств
упругости (прн бесшарнирном креплении),
перемещения втулки в результате колеба-
ний фюзеляжа вертолета на шасси или уп
ругих деформаций конструкции Термин
«3 р » возник в связи с тем, что разру-
шения вертолетов и автожиров наиболее
часто возникали на земле при колебаниях
на шасси
При работе на месте для одновинтового
вертолёта возможны 2 зоны неустойчивости,
соответствующие двум частотам собств
поперечных колебаний фюзеляжа на шасси
pi»0,3w и	где ы — макс частота
вращения винта Устранение «3 р » в пер
вом случае достигается одновременным уве-
личением демпфирования лопастей винта и
шасси Во втором случае, когда амортиза
торы шасси не работают увеличением демп-
фирования только в вертик шарнирах зона
неустойчивости не устраняется Достаточ
ный запас от ш до ниж границы зоны неус-
тойчивости обеспечивается за счет подбора
частот собств колебаний фюзеляжа н
лопастей
На режимах движения вертолёта по земле
(руление разбег, пробег) появление «3 р »
возможно из за снижения частот собств
колебаний в результате изменения динамич
реакции катящегося пневматика «3 р » мо
жет возникнуть также при колебаниях вер
толета с отрывом пневматиков от земли
Появление «3 р » возможно и в полете,
если частоты собств колебаний конструкции
меньше ы При этом перемещения втулки
в плоскости вращения вызываются упруги
ми колебаниями фюзеляжа (при продоль-
ной схеме вертолета), вала верх винта (при
соосной схеме), крыла или фермы (при по
перечной схеме), хвостовой балки (при одно
винтовой схеме с рулевым винтом, имею-
щим шарниры, аналогичные вертик шарни
рам несущего винта)
При расчетном определении границ зон
неустойчивости движение лопастей может
быть описано системой однородных линей-
ных диф ур-ний 2 го порядка с периоднч
коэф При числе лопастей винта они
сводятся к ур-ниям с пост коэф Для п — 2
характерно наличие дополнит зон неустой
чивости Исследование «3 р» для них за-
труднено, т к переход к ур ниям с пост
коэф неизвестен
Для подтверждения отсутствия «3 р »
проводят спец испытания вертолета. При
к-рых обследуют все критич режимы его
работы
Лит Вертолеты Расчет и проектирование под
ред М Л Mhjih кн 2 М 1967, «Земной ре
зонанс» вертолетов М, 1970 (Тр ЦАГИ № 1087),
Михеев Р А Расчет вертолетов на прочность,
ч 3, М 1973, Акимов А И, Берестов Л М,
Михеев Р А Летные испытании вертолетов,
М , 1980	Ю А Мягкое 3 В Токарев
ЗЕНИТНАЯ АРТИЛЛЕРИЯ — вид артилле-
рии, предназначенный для уничтожения возд
целей (самолетов, вертолётов и др ЛА)
Применяется для защиты войск и объектов
от ударов средств возд нападения против-
ника При необходимости 3 а используется
для борьбы с наземным противником (тан-
ками) Организационно 3 а может входить
в состав частей и соединений ПВО сухо-
путных войск и ВМФ
Зарождение и развитие 3 а связано с
появлением средств возд нападения Перво
начально стрельбу по самолётам вели из
обычных 76-мм полевых, а также мор пушек,
установленных на спец станках Одновре-
менно разрабатывались зенитные пушки В
числе первых была создана 76-мм зенитная
пушка (1914) рус конструктором Ф Ф Лен
дером на Путиловском з-де В 1915—16
для обеспечения стрельбы 3 а сконструи-
рованы и поступили на вооружение прибо
ры (курсомеры, дальномеры), разработаны
спец таблицы для определения координат
движущейся возд цели и поправок при
ведении огня В 1916 для обеспечения ноч-
ной стрельбы стали применяться зенитные
прожекторы Осн тактнч единицей явля-
лась батарея из 2—4 орудий После 1-й
мировой войны в связи с бурным разви
тнем авиации продолжался процесс быст-
рого количеств и качеств развития 3 а
(см табл ) В 30-е гг в армиях были спз
даны зенитные орудия малого (20—60 мм),
среднего (60—100 мм) и в нек-рых странах—
крупного (св 100 мм) калибра
Табл —Основные данные образцов зенитной артиллерии по этапам развития
Государство	Образец	Масса снаряда, кг	Начальная скорость снаряда, м/с	Максимальная досягаемость, км		Скорострельность (выстрелов в 1 мин)
				по высоте	по дальности	
		Начало 1 й мировой войны				
Вел икобритания	40 мм АЗП* «Виккерс»	0,91	610	4.6	7.1	150
Германия	75-мм ЗП**	5,5	625	6,3	1 1	15
Россия	76 мм ЗП	6,5	588	5 5	8 3	15
Франция	75 мм ЗП	7,2	529	5,5	Н	|5
		Начало 2 й	Кировой войны			
СССР	25 мм АЗП	0,28	900	2	6	250
	37-мм АЗП	0,732	908	6,5	85	180
	76 2-мм ЗП	6,61	813	9 25	14 6	15- 20
	85 мм ЗП	9 2	880	10,23	15.65	15—20
Великобритания	40 мм АЗП Мк2	091	823	5	9 87	120
	94 мм ЗП МкЗ	12,7	792	14	17	20
	|33-мч ЗП Мк2	36,25	854	17 38	24 6	7—10
Германия	20 мм АЗП	0,115	900	2	4 4	120—150
	37 мм АЗП	0,635	820	4,2	6 4	60—70
	88-мм ЗП	9	820	Н	15	|5—20
	105 мм ЗП	15,|	880	12,8	17.7	До |5
США	40 мм АЗП Ml	0,875	875	4 8	99	120
	90 мм ЗП М2	|0 6	670	10,79	17.7	25
	120-мм ЗП Ml	22,7	945	14,17	25,3	10—12
		1980	е годы			
СССР	57-мм спаренная самоходная					
	3 СУ-57-2	2,8	1000	5	12	350
	57 мм АЗП	2,8	1000	5	12	120
	100 мм ЗП	15,6	900	15	21	15
	130 мм ЗП	33,4	970	19 5	27.5	12
США	20 мм 6 ствольная АЗП «Вулкан*	0,12	1050	2	5,4	3000
	40 мм спаренная самоходная					
	АЗП М42	0,96	875	4.8	9,9	240
Великобритания	20 мм АЗП Мк20	0,12	1100	2	7	2000
ФРГ	35-мм спаренная самоходная					
	АЗП «Гепард»	0,55	1175	5 5	11	1100
* АЗП— автоматическая зенитная пушка •• ЗП —зенитная пушка
238 ЗЕМНАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Во время 2 и мировой войны эффектив
ность 3 а возросла, что связано с приме
неннем снарядов с механич н радиовзрыва-
телями и С поступлением на вооружение
станций орудийной иаводки (СОН) В после
воен период во всех развитых странах про
должалось совершенствование 3 а и
средств вправления огнем Нач скорости
снарядов превысили 1000 м/с скорострель-
ность нек рых зенитных систем достигла 3000
выстрелов в I мин Осн способом для 3 а
стала стрельба по данным радиолокац
СОН К 60 м гг в связи с увеличением
высот, скоростей и повышением маневренно-
сти реактивной авиации эффективность ог
ня 3 а (особенно среднею и крупного ка
либров) по таким целям заметно снизилась
Борьба с ними стала возлагаться на зенит
ные ракетные комплексы Ма юкалиберная
3 а с ее мобильностью простотой обслу-
живания и надежностью в бою остается на
вооружении как средство борьбы с возд це
лями на матых высотах и в первую очередь
при прикрытии войск, на вооружении мн ар-
мий имеются многоствольные зенитные уста
иовки преим на самоходном шасси к рые
оснащены радиолокац и счетно решающими
приборами, обеспечивающими ведение эф
фективного огня прн любых погодных уело
виях Такие установки применяются как
правило, совм с лёгкими зенитными ракет-
ными комплексами, что позволяет повысить
эффективность борьбы зенитных средств с
совр скоростными целями на малых высотах
Лит Агренич А А Зенитная артит терпя
М i960 Латзхин А Н Современная арт и.Tie
рня М 1970 Андерсен Ю А Дрожжи н А И,
Лозик П М Противовозтлшная оборона с\хо
гцтных войск М 1979	В И Шитников
ЗЕНИТНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА
(ЗУР) — крылатая ракета класса «поверх
ность (земля море) — воздух», беспилотный
управляемый ЛА с реактивным двигателем
для поражения с высокой эффективностью
возд целен всех типов (самолет, вертолёт,
аэростат, дирижабль крылатая ракета и
др), составная часть зенитного ракетного
комплекса К ЗУР относятся также противо
ракеты, предназначенные для поражения
баллистич ракет
Осн элементы ЗУР планер (корпус и аэро-
дииамич пов сти) бортовая аппаратура уп-
равления и наведения (БАУН) взрыватели,
боевая часть, реактивная двигат установ-
ка Боевая часть БАУН и двигат устаиов
ка размещаются в корпусе Аэродинамич
пов сти планера служат для удержания
ЗУР на траектории наведения (или для
изменения траектории полета) и стабнлнза
ции ЗУР В ЗУР нек рых типов предназна
ценных для поражения возд целей на боль
ших высотах (30—40 км и более) в дополне-
ние к аэродинамич управлению или вместо
него применяются газодинамич рули Аэро-
динамические схемы ЗУР могут быть раз
личными (напр «норматьная» «утка»)
Траектория полета ЗУР а также состав и
принцип действия БАУН определяются мето
дом и способом наведения В ЗУР исполь
зуются след способы наведения теленаве
деиие (командное и ио лучу) самонаведе
иие (активное, полуактивное пассианое) и
их сочетание (комбинир наведение) БАУН
совм с наземными средствами или самостоя
тельно (в зависимости от способа наведения)
непрерывно определяет взаимное положение
ЗУР и цели рассчитывает отклонения от за
данной траектории и вырабатывает команды
управления Основу БАУН во всех вариан
тах составляет автопилот, включающий дат-
чики преобразовательно усилит устройства
и рулевые приводы Боевая часть ЗУр может
быть обычной или ядерной Обычные боевые
части ЗУр по принципу действия детятся
на фугасные, осколочные фугасно осколоч
ные, кумулятивные и др Они могут быть
направл действия (в осн боевые части ос
колочного и фугасно осколочного типов)
Подрыв заряда осуществляется в р ие цели
с помощью взрывателя неконтактного типа
к рый по принципу действия может быть
активного, полуактивного или пассианого ти
па В отд типах ЗУР предназначенных
для поражения целей на небольших дальне
стях, могут устанавливаться контактные
взрыватели В двигат установках ЗУР ис
пользуются твердотопливные или жидкост
ные РД Могут применяться также реак-
тивные двигатели и др типов По числу
ступеней ЗУР бывают одно и двухступен
чатые, а противоракеты — и трехступенча-
тые Совр ЗУР противосамолетной обороны
имеют стартовую массу от неск кг до неск
т, макс скорость полёта до 1700 м/с, даль
ность полета до 700 км выс полета 30—
40 км и более
В СССР первая ЗУР была создана и ис
пытана к сер 1948 В кои 40 х — нач
50 х гг появились первые ЗУР и в ряде
др стран (США Великобритания, Фраи
ция)	ВИ Шитников
ЗИМИН Георгий Васильевич (р 1912) —
сов военачальник, маршал авиации (1973),
проф (1974), д р воен наук (1972), Герой
Сов Союза (1943) В Сов Армии С 1931
Окончил Ленингр воен теоретич школу
летчиков (1933) Эн гел вескую вое и школу
летчиков (1935), Высшую воеи академию
(1948) Участник боев в р не оз Хасан
Во время Вел Отечеств войны был ком
авиаполка, ком авиадивизии Совершил 249
боевых вылетов сбил лично 18 самолетов
противника и 20 в составе группы После
войны 1 й зам главнокоманд ПВО (i960—
66), нач Воен командной академии ПВО
им Г К Жукова (1966—81) Деп ВС СССР
в 1958—66 Награжден 3 орденами Ленина,
орденом Октябрьской революции 4 ордена
ми Красного Знамени, орденами Суворова
2-й степ , Кутузова 2-й степ , 2 орденами Тру-
дового Красного Знамени, орденом Отечеств
войны 1-й степ , 2 орденами Красной Звезды,
медалями
Соч Истребите! и М 1988
ЗМЕЙКА — фигура пилотажа слитно вы
полненные противоположные развороты ЛА
на заданный угол в горизонт плоскости
(см рис ) После каждого разворота крен
изменяется иа противоположный
ЗНАКИ ОПОЗНАВАТЕЛЬНЫЕ— 1) 3 о
гражданских самолетов (вертоле
т о в) — обозначения, позволяющие опреде
лить нац принадлежность ЛА, обычно состо
ят из нац (гос ) и регистрац знаков
Стандарты касающиеся этих знаков, содер
жатся в Приложении 7 к Чикагской кон
венции 1944 Они были впервые приняты
в 1949, в том же году вступили в силу
Нац и регистрац знаки ЛА представляют
собой группы символов Нац знак выбирает
ся из серии нац знаков включенных в по
зывные радиосвязи к рые выделяются гос-ву
регистрации ЛА Междунар союзом электро
связи Регистрац знак состоит из букв,
цифр или комбинации букв и цифр и при
сваивается ЛА гос вом регистрации Так, в
качестве нац знаков в США используется
буква N, во Франции — F, в Испании — ЕС
Воздушным кодексом СССР предусматри
валось присвоение гражд ЛА гос регистрац
3 о , к-рый наносился иа ЛА по правилам,
устанавливавшимся МГА СССР Гражд ЛА
обозначались буквами рус алфавита
«СССР» На ЛА, предназначенных для ме
дико санитарной службы, наносится также
изображение Красного Креста или Красного
Полумесяца Нац и регистрац знаки долж-
ны быть четко видимы и хорошо различи
мы Они наносятся краской или любым др
способом, обеспечивающим высокую степень
прочности, на ниж пов сть крыла или на
боковые стороны фюзеляжа между крыльями
и хвостовым оперением либо на вертик
плоскости хвостового оперения Знаки на
крыльях имеют высоту не менее 50 см, на
фюзеляже и на вертик пов стях хвостового
оперения — не менее 30 см Все символы,
составляющие знаки, выполняются сплош-
ными линиями и таким цветом, к рый соз
дает хорошую контрастность с фоном
2) 3 о военных самолетов (вер-
толетов)— обозначения, позволяющие оп-
ределить нац принадлежность воен ЛА,
а также принадлежность ЛА к тому или
иному виду вооруж сил, объединению, сое-
динению части (подразделению) ВВС каж-
дой страны имеют свою систему знаков
3 о нац принадлежности имеют вид геом
фигур (кругов, квадратов, полос, звезд,
крестов и др ) разл окраски,
к рые наносятся на крылья,
боковые пов-сти (борта) фю
зеляжа, хвостовое вертик
оперение самолета 3 о
принадлежности к виду во-
оруж сил имеются на ЛА
в большинстве гос-в Напр ,
знак US AIR FORCE (ВВС
США) или US NAVY (ВМС
США) наносится на обоих
бортах фюзеляжа ЛА свер
ху на правой и снизу иа
левой пов стях крыльев
Авиация ВМС Великобри-
тании имеет на фюзеляжах самолетов Знак
ROYAL NAVY Знаки принадлежности к
объединению соединению, части (подраз-
делению) включают присвоенную им эмбле-
му и группу условных цифр
На рис (стр 240—242) приведены 3 о
воен ЛА ряда государств, существовавших
в 80 е гг
Б С Левин И И Смыслова Г М Тавлинцее
ЗОНА ВЫПОЛНЕНИЯ — высота полёта, иа
к рой оболочка свободного или привязного
аэростата или г а зов мести лише дирижабля
полностью наполнены подъемным газом Наи-
больший объём к рый может занимать
подъёмный газ в мягких дирижаблях, соот-
ветствует объёму их корпуса (оболочки ди-
рижабля) У полумягких и полужёстких
дирижаблей объем газовместилища (газовый
объем) меньше общего объема корпуса
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руьЗОНА 239
Австралия
Австрия
Албания
Алжир
Ангола
Аргентина
Афганистан
Бангладеш
Бельгия
Болгария
Боливия
Бразилия
©И*
Великобритания	Венгрия	Евнесузла	Вьетнам
@11 фф
Габон
Гватемала	ГДР
Гондурас
Греция
QK 0S
Дания
Египет
е
Заир
Замбия
Зимбабве
Израиль

Индия
Опознавательные знаки военных самолётов (двоими
Ирландия
Испания
Италия
ПАР
и^зи
Канада	Катар	Кения	Китай
Тайвань
Колумбия
КНДР
Республика Корея
Куба
Малайзия
Монголия

Мозамбик
НДЖ
Нигерия
Нидерланды
Никарагуа
Новая Зеландия
Норвегия
"АЗ	Оман	Пакистан	Парагвай
Опознавательные знаки военных самолётов (по состоянию на конец 1980-х гг )
16 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
qii:;^ ©я
 LJ5J 1
Перу
Польша
Румыния
©Е©Н
Сальвадор	Саудовская Аравия
Португалия
Сирия
Сомали	СССР	США	Судан
Таиланд
Танзания
Тою	Тунис
©И $ S ©
Турция	Уругвай	Филиппинь	Финляндия
©□4Г*!££ ДВ
Франция	ФРГ	Чехословакия	Чили
О hQbE
Швейцария	Швеция	Шри Ланка
ЗкЕ 1ДОР
(о) ®S II •
Эфиопия
Югославия
ШАР
Япония
Опознавательные знаки военных самолетов (по состоянию на конец 1980 х гг )
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
на объем, занимаемый ки lev и др устройст
вами, расположенными внутри корпуса и за-
полненными воздухом Наибольший газовый
объем жестких каркасных дирижаблей на
7—10% меньше общею объема корпуса
из-за наличия возд прослойки между га
зовыми отсеками и наруж обтяжкой кор-
пуса
Отношение фактич объема газа к газовому
объёму называется степенью выполнения
аэростата Не полностью наполненный подъ-
ёмным газом аэростат называется невыпол-
ненным Обычно аэростаты всех видов поднн
маются с земли будучи не полностью вы-
полненными, что определяется задаваемой
высотой полета (подъема привязного аэро-
стата) ,
ЗОНА ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ ПОЛЁТОВ —
воздушное пространство над сухопутной или
водной территорией, предназначенное для
проведения испытательных полетов Разме
ры зон, их удаление от аэродрома устанавли
ваются в зависимости от типа ЛА и уело
вий базирования, а также с учетом тре
бований безопасности (при непрерывном ра-
диолокац контроле — не менее 10 км от
границ соседних зон-и возд трасс) 3 и п
как правило, находятся под непрерывным
радиолокац контролем, содержат спец
маршруты и измерит трассы, полеты по
к рым обеспечиваются наземными радио
техн и электронно оптич средствами управ-
ления возд движением, а также средствами
внешнетраекторных и радиотелеметрии из-
мерений В 3 и п иногда организуются
почигоны, над к рыми проводятся испытания
и отработка средств спасения, вооружения,
сбрасываемой с борта техники
ЗОНА ОГРАНИЧЕНИЯ ПОЛЕТОВ — воз
душное пространство определ размеров, в
пределах к рого полеты ЛА ограничены ря
дом условии (время, высота почета и др )
Устанавливается государством в пределах
национального возд пространства В соот-
ветствии с Чикагской конвенцией 1944 в
отношении регулярных междунар возд
сообщений предусмотренные в зоне ог
раничения должны применяться на единооб-
разной основе к ЛА всех договаривающихся
государств
ЗОНА РАВНОВЕСИЯ - высота, на к рой
вес аэростата (включая вес находящегося в
нем подъёмною газа и воздуха) равен ве-
су воздуха, вытесненного объемом аэростата
(см Аэростатика) Если это равновесие на-
рушается, аэростат начинает перемещаться
вверх или вниз Чтобы увеличить высоту
подъема или прекратить спуск, сбрасывается
часть балласта или нагревается газ внутри
аэростата Для уменьшения высоты необхо
димо выпустить часть газа через клапан
или охладить газ
ЗУБЕЦ Прокофий Филиппович (р 1915) —
сов конструктор авиац двигателей, проф
(1972), д-р техн наук (1968), засл дея-
тель науки и техники РСФСР (1966)
Окончил МАИ (1939) С 1954 i i конст
руктор авиамоторостроит з-да в Казани
Под его рук разработана модификация
ТРД РД ЗМ 500 для самолета Ту-104 и ряд
др силовых установок раза назначения
Ленинская пр (1957), Гос пр СССР
(1978) Награжден 2 орденами Ленина,
орденом Отечеств воины 2-й степ , 2 орде
нами Трудового Красною Знамени, орчс
ном «Знак Почёта», медалями Портрет см
на стр 239
«ЗУБЦЫ »— совокупность последовательно
чередующихся установившихся режимов на-
бора высоты и снижения (длительность
каждого 15—40 cj, вид пилотирования при
проведении летных испытаний ЛА Выпол
няются около заданной высоты, поочередно,
при макс и миним тяге двигателей При
этом выдерживаются на «3 » неизменными
скорость ЛА (обычно чадаютсн четчику 8—
12 ее значений в допустимом диапазоне ско-
ростей ЛА) и угол наклона траектории В
течение всего времени выполнения «3 » кон
фигурация ЛА остается неизменной
И — принятое в СССР в 20—30-х гг обо
значение самолетов типа истребитель боль-
шинство из них было создано под рук
Н Н Поликарпова И-l, И-3, И-5 (совм с
Д П Григоровичем), И-15, И-16, И-153,
И 185 и др (см Поликарпова самолеты)
В числе известных истребителей того пе
риода— И-2бис и И Z Гриюровнча (см
Григоровича самолеты), И-4 и И-14 А Н Ту-
полева (см Ту) С дек 1940 получила
широкое распространение система обозначе
ний ЛА нач буквами фамилий,их конструк-
торов В последующие годы созданы семейст-
ва истребителей Як, ЛаГГ (Ла), МиГ, Су
Индекс «И» продолжал использоваться (в ря-
де случаев) в обозначениях опытных и экс
перим образцов истребителей (т и завод-
ские обозначений)
ИАв «БАКЭУ» [Intreprinderea de avioane
(lAv)Bacau] —авиастроит предприятие Ру
мынии С 1979 производило по лицензии уч
тренировочный самолет Як-52 (к 1988 пост
роено более 1000)
И Ав «БУХАРЕСТ» [ Int reprindei еа de ауюапе
( 1Ау ) • Bucure^ti| — авиастроит предприятие
Румынии Образовано в 1959 под назв
IRMA, совр назв с 1980 Производило по
лицензии пасс самолет БАК 111 (с 1982,
под обозначением Ромбак 111) и легкий
многоцелевой самолет Пила тус Бриттен-
Норман BN 2 «Айлендер» (с 1969) англ раз
работки
ИАв «КРАЙОВА» [Intreprinderea de ауюапе
(1Ау) Сгаю\а[—авиастроит предприятие
Румынии Совм с югосл предприятием «СО-
КО» разработало и с 1979 производило
истребитель бомбардировщик IAR-93 с дву
мя ТРД (см рис в табл XXXVH, в Югосла-
вии имеет обозначение J 22 «Орао») На
пр-тии создан уч -тренировочный самолет
IAR-99 «Сойм» (первый полет в 1985)
«ИБЕРИЯ» (Iberia,
Lineas Aereas de Es-
pana,— нац авнакоУ!
пания Испании Осу
щеетвляет перевозки
внутри страны, а
тдкже в страны Ев
ропы, Америки, Аф
рики. Ближнего и
Дальнего Востока Осн в
везла 14,89 млн пасс,
21 12 млрд н км Авиац
1940 В 1989 пере-
пассажирооборот
парк —86 самоле
тов
ИВАНОВ Василий Гаврилович (1916—
69)—сов летчик-испытатель, полковник,
засл летчик-испытатель СССР (1959), Герой
Сов Союза (1957) Окончил Борисоглеб-
скую воен авиац школу (1939) Участник
Вел Отечеств войны Работал в НИИ
ВВС Провеч гос испытания самолетов Як,
Ла времен Вел Отечеств войны Ведущий
летчик по гос испытаниям самолета МиГ 19,
В Г Иванов	F А Иванов
М И Иванов
И Т Иващенко
ставшего первым сов серийным сверхзвук
истребителем Награжден 2 орденами Лени-
на, 3 орденами Красного Знамени, ордена-
ми Отечеств воины 1 й и 2 й степ , 2 ор-
денами Красной Звезды, медалями
ИВАНОВ Евгении Алексеевич (1911—83,—
сов авиаконструктор д-р техн наук (1970),
Герой Соц Труда (1976) Окончил Москов-
ский машиностроит ин т им А С Бубнова
(1935) С 1929 по 1936 прошел путь от
рабочего до гл технолога з-да В течение
мн лет (с 1939) работал с П О Сухим,
с 1953 быт его заместителем С 1975 (после
смерти Сухого) возглавлял его КБ, с дек
1977— ген конструктор Принимал участие
в создании мн самолетов семейства Су
(Су 2, Су-6, Су-8, Су-9, Cv 17, Су 7Б,
Су-24, Су 24М и др ) Руководил построй-
кой истребителей перехватчиков Су-11,
Су 15, Су-15ТМ, штурмовика Су 25, опыт-
ных образцов истребитечя-перехватчика
Су-27 Под его рук начала функциониро-
вать первая в отрасли САПР Ленинская
пр (1967), Гос пр СССР (1975) Награж-
ден 2 орденами Ленина 2 орденами Трудо-
вого Красного Знамени, медалями
ИВАНОВ Михаил Иванович (1910—48) —
сов летчик-испытатель, полковник. Герой
Сов Союза (1948) С 1929 в Сов Армии
Окончил Сталинградскую воен авиац школу
летчиков (1932) С 1939 проводил прие-
мо-сдаточные летные испытания серийных
боевых самолетов на авиац з дах С 1945
летчик испытатель самолетов Як Провел
заводские испытания одного из первых сов
реактивных истребителей Як 15 Был веду-
щим летчиком испытателем реактивного ист-
ребителя Як 23 Погиб в полете на Як-23
при полготовке к возд параду Награжден
орденами Ленина, Красного Знамени, 2 ор-
денами Отечеств войны I и степ , орденом
Красной Звезды, медалями
ИВАЩЕНКО Иван Тимофеевич (1905—
50)—сов летчик испытатель, подполковник,
Герой Сов Союза (1948) Окончил Луган-
скую воен авиац школу (1934) Служил в
ВВС (1934—40) Лстчик-испытатель на ави-
ац з-дахг в ЦАГИ, ЛИИ (1940—45)
С 1945 в ОКБ А И Микояна, проводил лет-
ные испытания истребителей, участво-
вал в работах по испытаниям катапультного
16*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свогМВ^ЦАДЛ^Ф ^43
кресла лётчика и систем сброса фонаря на
МиГ-15. Проводил летные испытания МиГ-17;
при испытаниях впервые на сов. серийном
самолете достиг скорости звука. П01иб в
очередном испытат полёте на этом самоле-
те Награжден орденом Ленина, 3 орде
нами Красного Знамени, орденами Отечеств,
войны 2-й степ , Красной Звезды, медалями
ИВЧЕНКО Александр Георгиевич (1903 —
68) — сов. конструктор авиаи двигателей,
акад. АН УССР (1964), Герой Сои Труда
(1963) Окончил Харьковский механико-
машиностроит. ин-т (1935) Работал на
авиамоторном з-де в Запорожье. С 1946
гл конструктор, с 1963 ген. конструктор
Под рук. Й. создан ряд поршневых, турбо-
винтовых и турбореактивных двигателей для
самолётов и вертолётов Ан. Ил, Як, Бе, Ми.
Ка и др. Ленинская пр. (I960), Гос.
пр СССР (1948) Насаждён 2 орденами
Ленина, 3 орденами Трудового Красного Зна-
мени, орденом Красной Звезды, медалями.
См. ст. АИ.
Jui Моисеев В 4. Союз крылатых, Киев.
1489
ИДЕАЛЬНАЯ ЖИДКОСТЬ — иевязкая не-
теплопроводиая жидкость, при движении
к-рой возникают только нормальные напря
жения. В И. ж. вектор силы, действующей
на любую выбранную в ней площадку, ор-
тогонален к этой площадке, а его модуль не
зависит от ориентации площадки Эта
модель среды базируется на том, что вода,
воздух и др. жидкости и газы обладают Очень
малой динамич. вязкостью и. следовательно,
в большей части поля течения можно не учи-
тывать силы трения. Поэтому понятие «И
ж.» широко используется в аэро- и гидроди-
намике для исследования обтекания ЛА при
малых скоростях полёта (когда можно пре-
небречь сжимаемостью среды) и расчёта его
аэродинамич. хар-к И. ж. часто наз
паскалевой жидкостью (по имени
франц, учёного Б Паскаля) См также Со-
вершенный газ
« ИДЖИПТЭР» (Egy- 
ptair) — нац. авна-	х,
компания Египта.
Осуществляет пере-
возки внутри страны	\
и в страны Зап Евро- 'ЧИИк X.
цы, Азии. Бл. и Ср	X,
Востока, Африки, a	j*.
также в США Осн в
1932, до I960 наз. «Мисрэр». до 1980—
«Юнайтед араб эрлайнс» В 1989 перевезла
3,82 млн. пасс., пасса жирооборот 5.51 млрд,
п -км. Авиац парк—24 самолёта
ИЗБЫТОК ПРОЧНОСТИ — см. в ст. Запас
Рис. 1.
z	дополнит симметричные отверстия, располо-
женные на двух взаимно перпендикулярных
диаметрах передней пов-сти приемника. Каж-
дая лара отверстий, находящихся на одном
диаметре, соединена с диф манометром
Зависимость показаний манометра от нап^
равления скорости (градуировочная хар-ка
приёмника) устанавливается эксперимен-
тально.
Среди оптич. методов измерения скорости
Рис- 2-	потока наибольшее распространение получи-
ли лазерный доплеровский и времяпролёт-
ный методы. Оба метода основаны на иЗ-
крыла. возд. винт, оперение, органы управ-
ления и др.)- На рис. 1 показан внеш,
вид модели самолёта [. установленной на т н.
внутри модельных аэродинамич весах 2 с дер-
жавкой 3. и отмечены положит направле-
ния составляющих X, Г, Z аэродинамич
силы и Мх, Мц. М2 момента в связанной
системе координат ЛА. Косвенный метод
основан на измерении распределения давле-
ния на пов-сти модели и последующем рас-
чёте составляющих аэродинамич. силы и мо-
мента. Для этого на пов-сти модели в нек-рых
ее точках сверлятся т. и- дренажные 01-
верстия, соединяемые с многоточечным мано-
метром (рис 2). На этом рисунке 1— ком-
мутатор пневмотрасс, 2— преобразователь
давления, Pi...., PN — приёмники давлении.
стрелка показывает направление обхода при-
ёмников.
Измерения тепловых потоков от газа к мо-
мерении скорости движущихся вместе с по-
током мельчайших (диам I—5 мкм) частиц
пыли, жидкости и др. В первом случае
измеряется доплеровский сдвиг частоты ла-
зерного излучения, рассеянного частицами,
во втором — время пролета частицей фиксир
расстояния (ем. Визуализация течений)._
Измерения температуры торможения пото-
ка осуществляются контактными и оптич.
методами. При использовании контактного
метода применяются приёмники, снабжён-
ные т. н. камерой торможения потока и пре-
образователем темп-ры в электрич сигнал
При измерении высоких темп-p торможение
потока осуществляется вспомогат. телом, вы-
полненным из теплостойкого материала
(графита и Др.), а темп-pa определяется
по хар-кам его оптич. излучения.
Измерения линейных и угловых переме-
щений осуществляют методами, осн. на оп-
ределении положения моделей, органов уп-
прочности.
ИЗМЕРЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ —
процесс нахождения опытным путём значе-
ний физ. величин в аэродинамическом экс-
перименте с помощью соответствующих
техн- средств. Различают 2 типа И. а . ста-
тические и динамические. При статиче-
ских И. а. определяются пост или усред-
ненные по времени значения физ величин,
при динамических — значения величин,
изменяющихся во времени (пульсации давле-
ния. скорости, темп-ры и Др). В зависи-
мости от измеряемой физ величины И. а
подразделяются на следующие осн виды- из
мерения составляющих аэродинамических
сил и моменюв, измерения темп-ры цов-сти
и тепловых потоков к ней. измерения мо-
дуля и направления вектора скорости потока
и его темп-ры, измерения линейных и уг-
ловых перемещений модели и ее элементов.
Измерения составляющих аэродинамич.
сил и моментов проводятся прямым и кос-
венным методами. Прямой метод основан
на применении многокомпонентных весов
аэродинамических, на к-рых устанавливается
модель ЛА или его отд. элемент (отсек
дели осуществляются методом дискретных
преобразователей и т. н панорамными ме-
тодами. В первом случае в отд точках
модели устанавливаются преобразователи
теплового потока (темн-ры) в электрич сиг-
нал, во втором — на модель наносится тон-
кий слой термоиндикатора либо измеряется
тепловое излучение модели (см Тепловые
измерения).
Измерение модуля и направления вектора
скорости потока проводится пневмометрнч. и
оптич методами Пневмометрическии
метод основан на измерении полного и
статич давлений в потоке с помощью приём-
ников давления. Для этого часто исполь-
зуются комбинир. приёмники полного и
статич. давлений По измеренным полному и
статич. давлениям и известной градуировоч-
ной хар-ке приёмника определяют приведён-
ную скорость потока или Маха число Прием-
ник для определения направления скорости
ра влеция. подвесных грузов и др. в прост-
ранстве, и методами, связанными с регистра-
цией изменений формы тел в потоке (де-
формации лопастей возд. винтов, крыла мо-
дели самолёта и др.) В первом случае
применяются преобразователи линейного и
уыового перемещений в электрич. сигнал, а
во втором — лазерно-измерит. системы.
В системе И. а осн. носителем изме-
рит. информации являются электрич. сигна-
лы, поэтому широко используются разл
измерит преобразователи неэлектрич. вели-
чин в электрические—тензорезисторные. ин
дуктивные, потенциометрии , терморезистор
ные, термопарные и др.
Техн средства, применяемые при И. а .
имеют нормир метрология хар-ки и под-
разделяются на измерит приборы (пока-
зывающие. регистрирующие) и измеритель-
но-информаи. системы (ИИС), получившие
значит, развитие с 60 х гг. ИИС — совокуп-
ность техн средств измерит и вычислит
244 ИВЧЕНКО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
техники объединенных каналами управления
и предназначенных для автоматич сбора
информации (напр , от аэродинамич трубы),
ее преобразования измерения обработки,
хранения и представления в форме дос
тупной для восприятия и ввода в ЭВМ более
высокого уровня На рис 3 приведена уп
рошенная структурная схема ИИС Система
состоит из первичных измерит устройств
I (аэродинамич весов манометров и др ) с
измерит преобразователями (в зависимое
ти от вида аэродинамич эксперимента при
меняется определ набор первичных измерит
устройств и измерит преобразователей),
ключей 2 и программируемого источника
образцовых сигналов 9, осуществляющих
калибровку ИИС, коммутатора 4, подклю
чающего выходы усилителей 3 к програм-
мируемому усилителю о с целью норма
лизации уровня сигналов на входе анало
го-цифрового преобразователя 6, мини ЭВМ
7 с периферийными устройствами 8 н ка
налами управления 10, осуществляющей на
копление, предвариt обработку, представле
ние измерит информации, управление изме-
рит устройствами (ключами, программируе
мым источником, коммутатором пневмотрасс,
элементами аэродинамич трубы и др )
Лит Гор 1 и н С М С i е э и н гер И И Аэро
механические измерения Чегоды и приборы М
1964 Пегунин А Н Измерение параметров
газового потока М 1974 Орнатский П П
Теоретические основы информационно измеритеть
нои техники Киев 1976	В В Богданов
ИЗОТО В Сергей Петрович (1917— 83) — сов
конструктор авиац двигателей д р техн
наук (1968), Герой Сон Труда (1969) Окон-
чил Денингр политехи ин-т (1941) Конст
руктор, зам цач конструкторского отдела
авиамоторного з-да в Уфе (1941—46) С
1946 зам гл конструктора в ОКБ В Я К.ли
мова., с 1960 гл конструктор, с 1981 ген
конструктор Принимал участие в создании
первых отечеств реактивных двигателей
Под рук И создан ряд ГТД, в т ч тупбо
вальные двигатели ГТД 350, ТВ2 117, ТВЗ
117, ТРДДФ РД 33 Осп труды по нссле
дованию внутр процессов в ТВД и регу
лированию двигателей со свободной силовой
турбиной в двухдвигат силовой установке
Ленинская пр (J976), Гос пр СССР
(1949, 1971) Награжден орденами Ленина
Трудового Красного Знамени медалями а
также иностр орденом См ст ВК
ИЗОТРОПНАЯ ТУРБУЛЕНТНОСТЬ — см
в ст Турбулентность
ИЗОЭНТРОПИЧЕСКОЕ ТЕЧЕНИЕ — тече
ние газа с пост энтропией во всем поле
течения Его существование непосредственно
связано со свойством сохранения энтропии
вдоль линии тока непрерывно и адиаба
тически движущегося идеального газа Дав-
ление р плотность е и др параметры
стационарного И т связаны простыми
ф лами с торможения параметрами напр
Ро	Z	у — 1 ^/(v-0
Со	/	У —1 2\1/(т"|)
где М — местное Маха число, у — показа
тель адиабаты, (ы— плотность затор мож
потока, ро— полное давление Эти соотно
шения широко применяются при расчете
одномерных течений в соплах трубах и в
др задачах (см напр Прандтля — Майе
ра течение)
«ИКА» (1СА (ntreprmderea de cotisiruchi
aeronautice)—авиастроит пр-тие Румынии
Образовано в 1968 на основе авиац з да,
существовавшего с 1926 Специализируется
на разработке и произ ве небольшими се
риями лёгких самолетов общего назначения
А I Ивченко
С П Изо гов
(1AR 28МА и 1AR 823), уч -тренировоч
ных (IAR 825ТР «Триумф» и IAR-831 «Пе
ликан») с х (1AR 827А и IAR 828ТР)
Производило по лицензии франц вертолёт
Аэроспасьяль SA-316 «Алуэт» Ill ( под обоз
начением IAR-316) и его вариант 1AR-317,
а также вертолет Аэроспасьяль SA-330 «Пу-
ма» (IAR-33O) С 1987 переоборудовало сов
вертолеты Ка 26 в вариант Ка 126
ИКАО — см Международная организация
гражданской авиации
И кА С - см Международный совет по
авиационным наукам
Ил — марка самолетов созданных в ОКБ
возглавлявшемся С В Ильюшиным (см
Московский машиностроительный завод
им С В Ильюшина) Самолеты, создан
ные под рук его преемника Г В Новожило-
ва имеют также марку Ил (рис 1) ОКБ
Рис I Эмбзема гамозетов марки Из
специализировалось по четырем осн направ
лениям создание бомбардировщиков штур-
мовиков, пасс и трансп (грузовых) само
летов Осн данные нек рых самолетов ОКБ
приведены в табл 1—3
История ОКБ началась с разработки даль
него бомбардировщика опытный экземпляр
к рого ЦКБ-26 (построен в 1935) был мо
дифицирован в ЦКБ 30 и запущен (как
ДБ-3) в произ-во в 1936, последующая мо-
дификация ДБ ЗФ в 1939 Ил-4 (новое
назв последней модификации, присвоенное в
1942) —осн дальний бомбардировщик Вел
Отечеств войны (рис 2 и рис в табл XVI)
[в 1936—45 построено 6784 ДБ-3 (Ил 4)]
ДБ 3 был оснащен тремя пулемётами
ШН.АС (передним, верх турельным и ниж
люковым), на Ил 4 в верх турели исполь
зовался пулемет УБ (УБТ) На вооруже-
нии находился также торпедоносец Ил 4Т
Создание бомбардировщиков ДБ 3 и СБ
(см Ту) знамевовало собой переход от
крупнотоннажных (30 т и более) и крупно
размерных (площадь крыла св 400 м_) са
молетов с малой скоростью полета (180—
210 км/ч) к скоростным маневренным бом
бардировщикам (взлетная масса 6—9 т,
площадь крыла 52—68 м2, скорость поле-
та св 400 км/ч) Маневренность Ил 4 ott
ределялась способностью выполнять на нем
высший пилотаж, в частности «мертвую
петлю» На самолете ЦКБ 26 в 1936 и 1937
установлено восемь мировых рекордов, а на
ЦКБ 30 в 1938 и 1939 выполнены два
дальних беспосадочных перелета, последний
из к рых (Москва—о Мискоу, США)
определил собой открытие в последующем
новой возд линии В предвоен и воен
годы бы'ги также построены и испытывались
дальние бомбардировщики ДБ-4 с двумя
ПД Л М-37 и Ил 6 с двумя дизелями А9-30В
(серийно не строились)
Ил 22 (рис в табл XXIII)—эксперим ре
активный бомбардировщик с четырьмя ТРД
ТР-1 На самолете исследовались науч ,
проектировочные и конструкторские пробле
мы реактивной авиации и формировались
концепции создания принципиально новой
авиац техники выполнялась оптимизация
размеров и параметров самолёта, разраба
тывалась герметичная кабина для экипажа
изучалась динамика полета с околозвук
скоростью, исследовались проблемы тонко-
го крыла, отрабатывались ТРД на разных
режимах полета при разл атм условиях
(напр , при низких темп-pax) и др Ил 22—
первый в ОКБ реактивный бомбардировщик
со схемой крепления двигателей на пило
нах под крылом, эта схема впоследствии
была повторена на Ил 54, Ил 76, Ил-86,
Ил 96 и на мн зарубежных самолётах
Ил 28 (рис 3 и рис в табл XXIV) —
фронтовой реактивный бомбардировщик с
двумя ТРД В К 1А Трёхмествый цельноме
таллнч высокоплан с тонким нестреловидным
крылом двухлонжеронной моноблочной кон-
струкции Оперение одиокилевое стреловид-
ное, кабина экипажа герметизирована За
шита Ил 28 включала активные (стрелковые
установки) и пассивные (броня) средства
В кормовой части фюзеляжа расположены
стрелковая турель Ил Кб со спаренными
пушками HP 23 и кабина стрелка с ра
диолокац прицелом, защищённая металлич
и прозрачной броней Аналогичную броне
вую защиту имела передняя кабина Две не
подвижные пушки НР-23, установленные в
носовой части фюзеляжа были предиаз
качены для стрельбы вперед Базовый само-
лет Ил 28 и его модификации (Ил 28Р —
разведчик, с увелич вместимостью топлив-
ных баков, Ил-28Т — торпедоносец, с увелич
размерами бомбового отсека, Ил 28У—
учебный, с двойном управлением) строились
одновременно Всего было построено св 6000
экз
Ил 46— реактивный бомбардировщик с
двумя ТРД АЛ 5, сходный по аэродинамич
и конструктивной компоновке с Ил 28, но
отличавшийся от пего большими ра шерами
в связи с увелич радиусом действия Ус
пешно прошёл испытания, но в серии не
строился
Ил 54—реактивный бомбардировщик с
двумя ТРД АЛ 7, отличался от Ил 28 схе
мой и компоновкой Высокоплан с крылом
большой стреловидности (55°) шасси вело
сипедной схемы, бомбовые люки рассчитаны
на загрузку крупногабаритных бомб и тор-
пед Самолет прошел испытания, подтвердив
проектные характеристики (в серии не
строился)
Второе направление в деятельности ОКБ—
разработка штурмовиков с мощным насту-
пит и оборонит вооружением и броневой
защитой жизненно важных частей самолета
Ил 2 (рис 4 и рис в табл XVII) — бро
ниров штурмовик, низковысотный самолет
поддержки наземных войск В 1939 построен
опытный двухместный БШ 2 (ЦКБ-55) с од-
ним двигателем водяного охлаждения AM
35 (мощн 993 кВт), с трёхлопастным вин
том В И 111 22Т Двигатель вскоре заменили
более мощным AM 38 (1180 кВт) затем —
AM 38Ф (1290 кВт) Конструкция моно
плана смешанная носовая часть выполнена
из бронеплит разл толщины (4—7 мм) с
общей массой ок 700 кг, задняя часть
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамгИЛ 245
Табл
Бомбардировщики Московского машиностроительного завода Им С В Ильюшина
Основные данные	ЦКБ 30 (ДБ 3)	Ил 4 (ДБ ЗФ)	Ил-6	Ил 22	Ил 28	Ил 46	Ил 54
Первый полёт, год	1936	1941	1943	1947	1948	1952	1955
Начало серийного производства, год	1936	194]	—	—	1949	-		
Число, тип и марка двигателей	2 ПД М-85	2 ПД М 88Б	2 дизеля АЧ ЗОВ	4 ТРД ТР 1	2 ТРД ВК 1	2 ТРД АЛ 5	2 ТРДФ АЛ 7Ф*
Мощность двигателя, кВт	625	809	1100		—				
Тяга двигателя, кН	—			—	12,7	26 5	49	90 2
Длина самолыа м	14 233	14,79	17 65	21,05	17,65	24 5	28 964
Высота самолета м	4,15	4,67	5,44	7,4	6 2	8,815		
Размах крыла м	21,44	21,44	26	23 06	21 45	27,75	17,65
Площадь крыла, м!	65 6	66 7	84 8	74,5	60 8	105	84,6
Колея шасси, м Взлетная масса, т	5,5	5 5	6,2	3 375	7,4	6,8	Велосипедное щасси
нормальная	6,965	9,47	15,6	24	18 4	41 84	36,82
перегрузочная	9	11 57	18,65	27,3	23 2	52 425	38
Масса пустого самолёта т Бомбовая иагрхзка т	5 03	7,23	11 69	14 95	12,89	26,,3	23 56
нормальная	1	1	2	2	1	3	3
перегрузочная	2 5	2,5	3	3	3	6	5
Максимальная дальность полета км	4200	3800	4000	865	2400	5000	2200 -2400
Максимальная скорость полёта км/ч	415	429	464	718	900	930	1150
Потолок, м	8400	9700	7000	11000	12300	12300	12000—13000
Экипаж, чел	3	4	6		3	3	3
* На первом опытном образце были установлены двигатели Aj] 7 тя|ой 67 кН
фюзеляжа деревянный монокок (в конце
войны металлический), крыло и оперение
дмралюминовые (непродолжнт время консо-
ли крыла имели деревянную конструкцию)
Шасси убирающееся Ильюшин бьм сторон
ником мощной оборонит стрелковой и бро-
невой защиты всех боевых самолетов Поэто
му Ил-2 имел кабину Стрелка Но с
согласия заказчика самолет был запущен
в серийное произ-во одноместным (с целью
увеличения запаса топлива) Боевое приме
пение Ил 2 в первые дни войны доказало
правильность концепции активной защиты са-
молета В короткий срок было налажено
Иронз-во двухместных Ил 2 Варианты во
оружения штурмовиков Ил 2 два пулемета
ШКАС и две пушки ШВАК или ВЯ или
НС-37 в крыле, один турельный пулемет
УБ, бомбы (400 — 600 кг), реактивные сна
ряды (восемь PC 82 или четыре PC 132)
Пушки калибра 37 мм поражали броню нем
танков «Тигр» Боевое совершенство Ил 2
дополнялось его исключит надежностью и
живучестью конструкции и систем самолета
В мор авиации использовался Ил-2Т (тор
педоносец) с наруж подвеской торпед
Ильюшин заложил принципиально новые
решения в формирование класса низковы
(Отных самолетов Они получили выражение
в оптим сочетаниях всех составляющих
единого комплекса боевых наступат и обо
роннт средств массы брони и бомбовой на
грузки, боевой мощи пулеметно пушечного
вооружения и защиты задней полусферы,
маневренности, скорости и дальности полё-
та, неуязвимости н боевой живучести Для
этого впервые была разработана концепция
включения бронекорпуса в силовую схему
фюзеляжа, что обеспечило потребную проч
ность с миним весовыми издержками Для
придания аэродинамич формы применены
броневые листы двойной кривизны Новизну
и глубину заложенных идей подтвердила вы
сокая боевая эффективность Ил-2 Этот са-
молет относят к осн видам вооружения,
обеспечившим победу в Вел Отечеств войне,
нем солдаты называли Ил 2 «черной смер
тью» За годы войны было выпущено 36 163
экз таких штурмовиков
В боевых действиях принимал также учас
тие более маневренный и более скоростной
штурмовик Ил-10 (рис 5 и рис в табл
XVIII)—было построено 4966 экз Он мог
не только выполнять операции по уничто
женню наземных целей, но и вести возд бой
с истребителями противника Вооружение
Ил 10 два пулемета 1IJKAC и две пушки
ВЯ, установленные в консолях крыла (цозд
нее устанавливались только пушки — четы-
ре НС-23), оборонит турельная установка с
пулеметом УБ или (Позднее) с пушкой Б 20,
бомбы (до 600 кг), четыре PC-132
В данном классе самолетов в ОКБ были
также разработаны тяжёлые штурмовики
Ил-8, Ил 20 и скоростной маневренный
штурмовик Ил 16 (в серии не строились)
В 1952 ОКБ приступило к созданию штур-
мовика Ил-40 с 2 ТРД (в серии не строил
ся), в 1982 был создан эксперим. реактив-
ный штурмовик Ил 102
Третье направление — пасс самолёты
Проектирование пасс самолёта началось i
последние годы войны и ставило цельк
создание массового гражд самолёта вместе
устаревшего Ли-2 Ил-12 (рис. 6 и рис е
табл XXI11)—пасс, самолёт с двумя ПЛ
АЯ/-82ФН С этого самолёта началось но
вое направление в деятельности ОКБ, a i
масштабах страны — орг ция массовы?
возд-трансп перевозок Крыло Ил 12 трех
лонжеронное Фюзеляж — стрингерный по
лу монокок, снабженный теплозвукоизоля
цией Шасси трёхопорное, с носовой onopoi
(впервые на отечеств пасс самолетах)
Подвеска двигателей — на резиновых амор
тнзаюрах (или демпферах), винты четырёх
лопастные диам 4,1 м Осн проблема проек
тировання — достижение малой длины раз
бега (460 м) и одновременно высокой ве
Совой эффективности Модификации Ил
12Т — грузовой (грузоподъемность 3,5 т)
Ил 12Д — десантный, со стрелковцй уста
новкои, с грузовой дверью, люками дле
воздушного десантирования грузов и пара
шютистов, для которых были устацовлен|
сиденья вдоль бортов (грузоподъёмност
3 т)
Ил-14 (рис 7 и рис в табл XXIV)-
пасс самолёт с двумя ПД АШ-82Т схем;
и осн размеры те же, что у Ил 12, но >
большим числом компоновочных варианто;
пасс салонов Осн отличия Ил-14 от Ил
12 изменены профиль крыла и его форма 1
плане, увеличена площадь и изменена кон
фигурация вертик оперения для улучшени;
Табл 2 Штурмовики Московского машиностроительного завода им С В Ильюшина
Основные тайные	Ил 2	Ил 8	Ил 10	Ил 16	Ил 20
Первый полет, сод	1939	1944	1944	1945	1948
Начало серийного производства сод	1940	—	1944	—	
Число, тип и марка двигателей	1 ПД AM 38Ф	1 ПД AM 42	1 ПЛ AM 42	1 ПД АМ-43НВ	1 ПД AM 47Ф
Мощность двигателя, кВт	1290	1470	1470	1690	2210
Длина самолёта, м	11,65	12,93	11,12	10,19	12,59
Высота самолета, м	2.95	3 4	3	3 885	4,1 (без винта)
Размах крыла, м	14,6	14,6	13,4	12,5	17
Площадь крыла, м2	38,5	39	30	24	44
Колея шасси, м	3,5	3 5	3	3,05	4,35
Взлетная масса т					
нормальная	6,06	7 21	6,3	5,4	9,93
перегрузочная	6,36	7 6	6,5	5,6	10,25
Масса пустого самолета, т	4,53	5,176	4 65	4,15	7,892
Бомбовая нагрузка т					
нормальная	0,4	0,6	0,4	0,2	04
перегрузочная	0,6	1	0,6	0,4	1
Максимальная дальность полёта км	800	1140	800	800	1680
Максимальная скорость полета, км/ч	400	509	550	625	515
Потолок, м	5440	6900	7250	9000	7750
Экипаж чел	2	2	2	2	2
246 Ил
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
путевой устойчивости, повышена скоро-
подъёмность у земли до 5.3 м/с (у Ил-12—
4,3), предусмотрена возможность взлёта и
полёта на одном работающем двигателе
(на номин. мощности)—с этой целью время
уборки шасси было уменьшено до 5 с.
Введено дополнит, пилотажно-навигац. и ра-
диотехн. оборудование Ресурс самолета Ил-
14—40 тыс. лётных часов; он вместе с
самолётом Дуглас DC-З относится к числу
«долгожителей» среди пасс, самолётов. Ил-
14 строились серийно также в Чехослова-
кии и ГДР по сов. техи. документации.
Табл 3 — Пассажирские самолеты М
В СССР базовых самолётов и их моди-
фикаций (всего 10) построено св. 1500
экз. Ил-14 широко применялся на внутр, и
мн. междунар. линиях, а также в Арктике
и Антарктиде.
Ил-18 (1957; рис. 8 и рис. в табл. XXVI) —
ср. магистральный пассажирский самолёт
с четырьмя ТВД АД-20; один из первых
сов. самолётов с ГТД. Крыло самолёта
трапециевидной формы в плане, трёхлон,-
жеронной конструкции с механизацией
умеренной сложности. Топливные баки —
по всему размаху крыла (на модифи
машиностроительного завода им. С
кации Ил-18Д — включая центроплан),
часть консоли крыла — герметиэир. кессон
(первые опыты такого устройства проведе-
ны на Ил-14). Шасси трёхопорное, гл опоры
убираются в гондолы двигателей, Осн- идея
создания Ил-18—обеспечение массовости
перевозок при снижении себестоимости эксп-
луатации. Проблемы проектирования: созда-
ние крупноразмерного (для своего времени)
герметизир, фюзеляжа с наддувом и боль-
шим кол-вом вырезов для окон, дверей;
преодоление вибраций и сокращение до ми-
нимума внутрикабиниого шума, создаваемо-
В Ильюшина
оскоаского
Основные данные	Ил-12	Ил-14	Ил-]8А	Ил-18В	Ил-18Д	Ил-62	Ил-62М	Ил-86	Ил-96-300	Ил-114
Первый полёт, год 	 Начало серийного производства,	1945	1950	1958	i960	1964	1963	1970	1976	1988	1990
ГОД .	.	1946	1953	1958	1962	1965	1963	1970	1980	1989	1990
Число, тип н марка двигателей	2 ПД	2 ПД	4 ТВД	4 ТВД	4 ТВД	4 ТРДД	4 ТРДД	4 ТРДД	4 ТРДД	2 ТВД
	АШ-82ФН	АШ 82т	АИ 20А	АИ 20К	АИ 20 М	НК-8-4	Д-ЗОКУ	НК 86	ПС-90А	ТВ7-117
Мощность двигателя, кВт	1360	1400	2940	2940	3130	—	—	—	—	1840
Тига двигателя, кН	—	—	—		—	юз	108	127	157	—
Длина самолёта, м .	21,3]	22.31	35,9	35,9	35,9	53,12	53,12	59,54	55 35	25,9
Высота самолёта, м .	7,8	7,8	10.195	10,195	10,195	12,35	12,35	15,5	17.57	9,319
Размах крыла, м	31,7	31,7	37,4	37,4	37,4	42,5	42,5	48,06	57,66	30
Площадь крыла, м2	103	100	НО	140	140	279,55	279,55	330	350	81.9
Диаметр фюзеляжа, м	2,8	2,8	3,5	3,5	3,5	3,75X4,1	3,75X4,1	6.08	6,08	2,86
Колея шасси, м	7.92	7.7	9	9	9	6,8	6.8	11,15	10,4	8,4
Взлётная масса, т	17.25	17,5-18	59,2	61,2	64	161,6	165	210	216	21
Масса снаряжённого самолёта, т Максимальная коммерческая на	11*	12.5	33,8	34.5	35,3	69,4	71,6	113,9	117	13,7
грузка, т Дальность полёта при максималь- ной коммерческой нагрузке, км Коммерческая нагрузка при уве-	2,62—3,16	2.97- 3.55	10,1	13,5	13,5	23	23	42	40	6
	2200	1100—1400	3800	3300	4300	7550	8800	3600?*	9000***	юоо****
личемном запасе топлива, т  Дальность полёта при увеличен-	1,05	—	7,3	8,6	6,5	6	10	20	15	1,5
ном запасе топлива, км	3300	2)50—2550	5600	5400	7100	10000	11050	5800	11000	4800
Крейсерская скорость, км/ч	320	350	650	650	650	850	870	900—950	850—900	500
Число пассажиров . .	. .	27—32	36—40	75	89—100	100—110	168-186	168-186	350	300	60—64
Экипаж, чел . .	4	4	5	5	5	5	5	3	3	2
* Масса пустого самолета ** При коммерческой нагрузке 40 т. *** При коммерческой нагрузке 30 т. **** Прн коммерческой нагрузке 5,4 т
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамгИЛ 247
го двигателями и винтами; обеспечение необ-
ходимого уровня усталостной прочности и вы-
сокого ресурса при миним. весовых затра-
тах; создание неразрушаемой при поврежде-
нии конструкции. Ил-18 обладал высокой
надежностью, большим ресурсом (40 тыс.
лётных часов), миним массой, простотой уп-
равления и пилотирования и высокой экс-
ллуатац. технологичностью. При создании
самолёта решены проблемы обеспечения ком-
форта при экономически целесообразной
плотности компоновки. Ил-18 широко при-
менялся на внутр, и междунар. линиях
Аэрофлота. Он проверен на соответствие
нормам ИКАО, получил междунар. сертифи-
кат летной годности, нашел широкий спрос
на мировом рынке, с него начался экспорт
сов. самолётов за рубеж Вместе с Ан-10
эти самолёты совершали сложные группо-
вые перелёты в Антарктиду Большое число
самолётов переоборудовано в летающие ла-
боратории. На Ил-18 установлено 12 мировых
рекордов. Модификации базового самолёта
Ил-18 отличаются усовершенствов. конструк-
цией, улучшенным оборудованием, увеличен-
ными дальностью полёта, числом пасса-
жиров и взлётной массой:
Модификации	Ил-18А	Ил 18Б	Ил-18В	Ил 18Д
Число пасса- жирских мест Взлётная мас- са. т ,	75 59,2	84 61,2	89 61,2	100-ПО 64
Кроме этих модификаций Ил-18 имел
специализир. модификации: Ил-18	(«са-
лон») — адм. самолёт для правительств.,
науч., деловых делегаций; Ил-18Т — грузо-
вой самолёт, переоборудуемый из пасс.,
Ил-38— противолодочный самолёт.
Ил-62 (рис. 9 и рис, в табл, XXVII) —
дальний магистральный пасс, самолёт с че-
тырьмя ТРДД ДК-8-4, принадлежит ко вто-
рому поколению сов самолётов с ГТД.
Компоновка двигателей на кормовой части
фюзеляжа, принятая на Ил-62, снижает
внутрикабинный шум. улучшает комфорт,
повышает аэродинамич качество «чистого»
крыла и эффективность его механизации,
расположенной по всему размаху крыла.
Известно, что такая компоновка утяжеляет
конструкцию, но применение че'гырёхопорной
схемы шасси, разработанной в ОКБ (и за-
патентованной в 9 странах, в т. ч. в Вели-
кобритании, Италии, Франции, ФРГ, Чехо-
словакии, Японии), позволило значительно
снизить весовые издержки и создать конст-
рукцию. по весовой эффективности примерно
равноценную конструкции самолётов с дви-
гателями под крылом Аэродинамич компо-
новка стреловидного крыла с необычной
ступенчатой формой передней кромки (в ви-
де клюва) позволила получить высокие хар-
ки устойчивости во всём диапазоне углов
атаки до закритических включительно Кон-
струкция крыла — кессонная, из прессован-
ных панелей. Оперение Т-образной схемы,
его размеры значительно меньше, чем у
самолётов-аналогов; это позволило снизить
массу самолёта и значительно упростить
систему управления (исключить гидравлич.
бустеры) Топливные ёмкости (герметизиро-
ванная кессонная часть крыла) расположе-
ны по всему размаху крыла, включая центро-
план. Ил-62 может безопасно завершить
взлёт при отказе одного двигателя, а крей-
серский полёт и заход на посадку — при от-
казе двух двигателей. Надёжность работы
всех систем обеспечена многократным резер-
вированием. Ил-62 проверен на соответствие
нормам ИКАО, получил междунар. серти-
фикат лётной годности, эксплуатируется на
внутр, и мн. междунар. (в т. ч межконти-
нентальных) линиях. Значит, часть самолё-
тов изготовлялась на экспорт, а ряд авиа-
компаний (Нидерландов, Франции, Японии,
Индии и др. стран) арендовали Ил-62 для
эксплуатации на своих линиях. Ил-62 имеет
мн. вариантов, в т. ч «салоны».
Ил-62М — усовершенствованная модифи-
кация самолёта Ил-62 с четырьмя ТРДД
Д-ЗОКУ. Кроме замены двигателей более
экономичными проведены след, изменения:
улучшены формы обтекателя стабилизато-
ра и киля; усовершенствована форма гон-
дол двигателей (установлено новое реверсив-
ное устройство—створчатое вместо решётча-
того.— позволившее снизить сопротивле-
ние); увеличена вместимость топливной сис-
темы путём устройства топливных баков-от-
секов в киле вертнк. оперения, что позволяет
также выполнять полёты при более задних
центровках и приводит тем самым к экономии
топлива. Заменена часть пилотажно-нави-
гац. и радиотехн. оборудования. Интерцеп-
торы стали использоваться в тормозном и в
элеронном режимах Экон эффект достигнут
не только увеличением дальности полёта
при той же коммерч, нагрузке, но и значит,
увеличением нагрузки при полётах на даль-
ность, превышающую расчётную. В зависи-
мости от протяжённости трассы Ил-62М
способен перевозить коммерч нагрузку на
43—81% большую, чем Ил-62 (напр.. на ли-
нии Москва—Токио Ил-62М —-18 т, а Ил-
62—13 т). На самолёте Ил-62М совершён
ряд перелётов, в т. ч. Москва — Сиэтл
(США) через Сев. полюс (нюнь 1975) и
установлен ряд рекордов.
Ил-86 (рис. 10 и рис. в табл. XXIX) —
широкофюзеляждый пасс, самолёт с четырь-
мя ТРДД НК 86. положил начало третьему
поколению отечеств самолётов с ГТД.
Ил-86— низкоплан со стреловидным крылом
248 Ил
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
кессонной (моноблочной) конструкции, снаб
жённым трёхщелевымн закрылками, лред
крылками, интерцепторами Фюзеляж двух
палубный Стремление создать самолёт с
нанлучшей адаптацией к разнообразным
условиям аэропортов мн стран и исклю
чить необходимость значит реконструкции
отечеств аэродромов привело к идее транс
портировки грузов по системе «багаж прн
себе, груз в контейнерах» Применены
встроенные трапы и стеллажи для багажа,
достигнут широкий Диапазон центровок, поз
воляющий транспортировать багаж без взве-
шивания (все это впервые в мировой
практике) Широкие эксплуатац возможное
ти обеспечены простотой переоборудования
(в аэродромных условиях) ниж палубы в
частично (с сохранением системы «багаж при
себе») или полностью контейнерный вариант
Чтобы исключить необходимость реконструк
ции ВПП (вследствие значит увеличения
взлётной массы), на Ил 86 установлена
третья гл опора шасси Проектировочные
исследования показали, что для самолёта
такого класса более рациональна компонов
ка двигателей на пилонах под крылом в
т ч для обеспечения возможностей раз-
ворота на аэродромах с узкими ВПП
(при компоновке двигателей на корме фю
зеляжа из условия центровки увеличивается
база между передней и главной опора
ми самолёта) Производительность Ил 86—
часовая и рейсовая — соответственно в 4 3 и
2,8 раза выше, чем у турбовинтовых пасс
самолетов (Ил-18 и др ), обладающих при
мерно равной дальностью, и в 2—J раза
выше, чем у реактивных самолетов второго
поколения При отработке аэродинамич
компоновки Ил 86 испытано большое число
аэродинамически подобных моделей, иссле
дованы условия обтекания в зоне сочлене
ния крыла с фюзеляжем большого диаметра.
решена проблема выбора схемы механиза-
ции крыла и т п Использование новых
техиол процессов и материалов сыграло cv
шеств роль в разрешении таких проблем,
как достижение надежности, миним стоимос
ти изготовления, необходимой эстетики, ве
совой и топливной эффективности При соз
данин Ил 86 внедрены крепеж с натягом
(снижающий магсу самолета) поверхност
ное упрочнение силовых элементов конструк
ции, цельнотянутые титановые трубы, длин-
номерные штампованно катаиые плиты,
клееклепаные соединения, композцц матери
алы и др Уд расход топлива (выраженный
в г на I пассажнро-километр) не превышает
соответствующего показателя для Ил 18,
хотя скорость полета увеличена в 1.5 раза
Ил 96 300 (рис 11 и 14)— широкофюзе
ляжный дальний магистральный самолет с
четырьмя ТРДД Д 90А (ПС 90А) принад-
лежит к четвертому поколению отечеств
самолетов с ГТД При создании самолета
исключительно большое значение придана
лось достижению высокой топливной эффек-
тивности С этой целью реализовано мно
жество нововведений, позволивших достиг
нуть скачкообразного улучшения показате-
лей (расход топлива на единицу произво
днтельности уменьшен почти в 2 раза по
сравнению с самолетом того же класса даль-
ности Ил-62) Др задачей было повышение
безопасности полетов Для этого, в частности
изменено оборудование кабины экипажа пу
тем применения комплекса электронных пи
лотажио-навигац приборов с выводом ин
формации на цветные дисплеи Применение
в совокупности с этим принципиально но-
вой — электродиетанционной — системы уп
равления самолетом позволило уменьшить
состав экипажа до трех человек и снизить
их утомляемость в длит дальних полётах
Внешняя компоновка самолета траднцион
ная двигатели — в гондолах на пилонах
под низкорасполож крылом горизонт опе-
рение палубной схемы шасси — с носовой
опорой, гл опоры выполнены по трёхопор-
ной схеме на каждой тележке установле
но по четыре колеса Крыло большого удли-
нения имеет стреловидную форму в плане,
суперкритич профиль, вертик (парусные)
законцовки, повышающие аэродинамич ка-
чество самолета Его конструкция выполне-
на по двухлонжеронной схеме Крыло снаб
жено трехщелевымн раздвижными закрыл-
ками, предкрылками интерцепторами Дна
метр фюзеляжа такой же, как у Ил-86
(6,08 м), но меньшая длина Предусмотрена
как одно-, так и трехклассная компоновка
пасс салонов, отличающихся разл уровнем
комфорта, креслами и шагом их размещения
(полностью туристский класс или смешан-
ный, прн к-ром часть кресел заменяется крес
лами первого класса, часть — креслами бнз
нес класса) Расположенные на ниж палубе
два больших грузовых помещения снабжены
оборудованием, необходимым для быстрой
загрузки и выгрузки багажа и грузов транс
портируемых в 16 стандартных контейнерах
или на поддонах При полном числе пас-
сажиров багаж занимает 9 контейнеров, ос-
тальные 7 предназначены для почты и гру
зов Топливо размещается в герметизир
кессоне консолей и центропланной части
крыла Последовательность расходования
топлива из отсеков запрограммирована нз
условий достижения нанвыгоднейшнх экс
плуатац центровок самолета в полёте и
продолжительной весовой разгрузки крыла
ради минимизации массы его конструкции
и достижения заданного ресурса
Ил 114 (рис 12 и 15)—пасс самолёт
с двумя ТВД Двигатели оснащены мало
шумными шестилопастными возд винтами
Диам 3,6 м с автоматич системой флю-
249
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками??
Рис. И. Пассажирский самолет Ил-96 300.
Рис. ]5. Пассажирский самолёт Ил-114
гирования лопастей в полёте. Ил-i 14—низ-
коплан с нестреловидным крылом большого
удлинения, снабжённым выдвижными двух-
щелевымн закрылками с фиксиров дефлек-
тором, интерцепторами, тормозными щит-
ками. Площадь крыла определена на основе
заданных лётно-техн, хар-к и условий ба-
зирования самолёта иа аэродромах с корот-
кими ВПП. Фюзеляж — круглого поперечно-
го сечения диам. 2,86 м, что позволяет рас-
положить в одном ряду четыре пасс крес-
ла с шагом установки 780—750 мм (при
числе кресел 60—64), Осн назначение
Ил-114 — перевозка пассажиров с бага-
жом и грузом на местных линиях с большими
пассажиропотоками, а также на отд. маги-
стральных линиях с малыми пассажиропо-
токами. Ил-114 рассчитан также для эксплуа-
тации в Арктике и Антарктиде; при нагруз-
ке 1,5 т дальность его полёта в этих условиях
4800 км. На Ил-114 установлен цифровой
пилотажцо-навигац. комплекс, обеспечиваю-
щий ручное и автоматизир. самолётовожде-
ние в любое время суток и года. Это поз-
воляет ограничить экипаж двумя членами,
а все средства отображения информации,
сигнализации, органы управления бортовыми
системами объединить в единую информа-
ционио-управляющую систему с выводом
данных, необходимых для пилотирования и
навигации, на цветные экранные индикаторы.
Четвёртому направлению деятельности
ОкЬ — разработке транспортных (грузо-
вых) самолетов — положили начало десант-
ный Ил-12Д и транспортные Ил-12Т и
Ил-14Т, являющиеся модификациями пасс,
самолётов Ил-12 и Ил-14. В 1949 в ОКБ был
создан грузовой планёр Ил-32 грузоподъём-
ностью 7 т (строился небольшой серией).
Ил-76 (рис. 13 и рис. в табл -XXIX) —
трансп. самолёт (первый вылет в 1971)
и его грузовая модификация Ил-76Т (нача-
ло эксплуатации в 1977) с четырьмя
ТРДД Д-ЗОКП тягой 118 кН; предназна-
чен для грузовых перевозок на возд. линиях
средней и большой протяженности Длина
самолёта 46,5 м, высота 14,7 м Крыло
(размах 50,5 м, пл. 300 м2) высокорас-
положенное, имеет умеренную стреловид-
ность, снабжено предкрылками, интерцепто-
рами и тормозными щитками. КОНСТРУКЧИЯ
крыла монолитная, фюзеляж герметизи-
рованный, оперение Т-образное Шасси мно-
гоколёсное (16 колёс по четыре в ряд иа
одной общей оси на каждой из четырёх
гл. опор). Конструкция створок позволяет
закрывать ниши шасси прн выпущенных
опорах Такое шасси позволяет эксплуати-
ровать самолёт с грунтовых аэродромов
(с прочностью грунта 0,6 МПа). Короткие
разбег (850 м) и пробег (450 м) на таких
аэродромах обеспечены оптим. сочетанием
высокой тяговооружёииостн и большой
подъёмной силы крыла, создаваемой его
развитой механизацией. Комплекс пилотаж-
но-иавигац. и радиосвязного оборудования
обеспечивает эксплуатацию самолётов
на разл трассах в любых метеорол.
условиях, в дневное и ночное время.
Ил-76Т перевозит коммерч, груз массой
40 т иа расстояние 5000 км со скоростью
750—800 км/ч. Он транспортирует крупно-
габаритные и длинномерные грузы, разл.
оборудование, трубы большого диаметра, ав-
тобусы, самоходную с.-х. технику. Предус-
мотрено широкое использование авиац., мор.,
ж.-д. контейнеров и поддонов, применяемых
в разл. странах мира. Грузовая кабина
оснащена устройствами механизации процес-
сов загрузки и разгрузки, что существенно
сокращает время стоянки самолёта и повы-
шает эффективность его использования.
Ми. самолёты с маркой Ил строились круп-
ными сериями; всего построено св. 60 тыс.
экз. В произ-ве они находились длит время,
напр. Ил-12, Ил-14 и Ил-18—10 лет,
Ил-62—св. 15 лет. Все они обладают высо-
кой надёжностью и большим ресурсом.
Лит. Ильюшин С. В., ИЛы на службе
Родины, «Авиация и космонавтика», 1968, Ns 5,
|0, 1988, Ns 5, 6, Шавров В Б, История
конструкций самолетов в СССР. 1938—1950 гг.
2 изд., М.. 1988, Из истории советской авиации
Самолёты ОКБ имени С В Ильюшина, под ред.
Г. В Новожилова, 2 изд . М , 1990
Г В Новожилов В М Шейнин.
ИЛ-400 — истребитель с двигателем «Либер-
ти» номинальной мощн. 400 л с. (294 кВт) —
первый сов. истребитель, созданный в 1923
и получивший стандартное обозначение И-1.
См. в ст. Поликарпова самолёты.
ИЛЛЮЗИИ ПРОСТРАНСТВЕННОГО
ПОЛОЖЕНИЯ в полёте — неправильное,
искажённое отражение в сознании лётчика
своего положения или положения ЛА в
пространстве И. п. п,, возникающие у лёт-
чиков в полётах, являются обычно не резуль-
татом болезненного состояния, а физиол.
реакцией на вестибулярные и Зрит раздра-
жители. Вестибулярные иллюзии проявляют-
ся, как правило, в виде ощущений крена,
противовращения, пикирования и кабрирова-
ния, зрительные — в виде неправильной оцен-
ки линии горизонта (напр., по верх, кромке
облаков), восприятия отражённых в воде об-
лаков, звёзд или Солнца, как небесного
свода, и Др- И. п, п. возникают при измене-
нии скорости полёта или после изменения
положения ЛА в условиях отсутствия ви-
димости естеств. горизонта (при полётах
в сложных метеорол. условиях, в облаках,
ночью, иа больших высотах и т. , п.).
Обычно они проявляются в тех случаях,
когда осуществляется переход от пилотиро-
вания по визуальным естеств ориентирам
к пилотированию по приборам, от иепо-
средств. восприятия положения ЛА в про-
странстве к опосредованному. В редких слу-
чаях, когда возникают дл. :тельные, часто
повторяющиеся иллюзии, от к-рых лётчику
с большим трудом удаётся избавиться во
время полёта, требуется тщательное обсле-
дование лётчика в стационаре Опасность
подобного рода иллюзий состоит в том, что
лётчик перестаёт доверять показаниям при-
боров, считая их неисправными, и,' руковод-
ствуясь своими ощущениями, принимает не-
правильное решение, к-рое может привести
к неблагоприятному исходу полёта.
И. п. п. часто снимаются энергичным
движением головы, изменением позы, произ-
вольным напряжением мышц, радноперего-
ворами с руководителем полётов, разговором
вслух с самим собой. В профилактике
вестибулярных И. п. п. большую роль иг-
рают общая физ. подготовка и спец, тре-
нировка вестибулярного аппарата. Пред-
отвращению И. п. п. и повышению бе-
зопасности полётов в значит мере спо-
собствует соблюдение предполётного режима.
3 В Лапаев.
ИЛЬКЪШИИ Владимир Сергеевич (р.
1927)—сов. лётчик-испытатель, ген.-майор
авиации (1973)засл. лётчик-испытатель
СССР (1966), засл, мастер спорта СССР
(1961), Герой Сов. Союза (1960). Сын
С- В. Ильюшина. Окончил Борисоглебскую
воен, авнаш школу (1949), ВВИА (1951),
Школу лётчиков-испытателей (1953). С 1953
в ЛИИ, с 1957 в ОКБ П О. Сухого
250 Ил
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
(с 1971 там гл конструктора) Провел
испытания ряда опытных и эксперим само
летов в т ч С 22И— первого сов само тс
та с крылом изменяемой в полете стрс ю
видностн Установил три мировых рекорда
в т ч один абсолютный Медаль А де Лаво
(ФАИ) Ленинская пр (1976) Награжден
орденами Ленина Красного Знамени Трудо
вого Красного Знамени Красной Звезды
«Знак Почета» медалями
ИЛЬЮШИН Сергей Владимирович (1894—
1977)— сов авиаконструктор акад АН
СССР (1968) ген полковник инж техн
службы (1967) трижды Герои Сои Труда
(194] 1957 1974) В Сов Армии с 1919
сначала авиамеханик затем военком а с
1921 нач авиарем поезда Окончил Воен
возд академию им проф Н Е Жуковского
(1926 ныне ВВИА) За время обучения
в академии построил три планера Послед
ний из них —«Москва» на состязаниях в
Германии получил первый приз за продол
Жительность полета После окончания ака
демии рук секции науч техн комитета ВВС
Затем работал на н и аэродроме ВВС
С 1931 нач ИКБ ЦАГИ В 1933 аозгла
вил UKE при моек заводе им В Р Мен
жинского впоследствии ставшее КБ И
деятельность к рого была связана с разви
тием штурмовой бомбардировочной пасс и
трансп авиации С 1935 И — гл конструк
тор в 1956—70— ген конструктор Создал
свою школу в^самолетостроении Под его
рук созданы строившиеся серийно штурмо
вики Ил 2 Ил 10 бомбардировщики Ил 4
Ил 28 пасс самолеты Ил 12 Ил 14 Ил 18
Ил 62 а также ряд опытных и эксперим
самолетов
Штурмовики И во время Вел Отечеств
войны составили основу сов штурмовои
авиации как новою рода авиации тесно
взаимодействующего с наземными войсками
Ил 2— один нз массовых самолетов воеи
периода При его создании И удалось ре
шить мн науч техн проблемы в т ч ис
пользовать броню в качестве силовой конст
рукции самолета разработать технологию
изготовления броневого корпуса с большой
кривизной обводов и др И большое вни
манне уделял экон вопросам стр ва самоле
тов Напр реактивный фронтовой бомбар
дировщик Ил 28 по трудоемкости построй
ки приближался к истребителям При его
создании удалось хорошо увязать летно
техн хар кн с пилотажными средства пора
жения и средства защиты с общим весовым
балансом самолета Рациональные прогрес
сивные методы проектирования И использо
вал и при создании пасс самолетов
Ил 18— первый сов пасс самолет к рый
нашел широкий спрос на мировом авнац
рынке В Ил 62 И применил принципиально
новую схему шасси к рая используется в
ряде ведущих пром стран мира И при
суждена Золотая авиац медаль ФАИ Деп
ВС СССР в 1937—70 Ленинская пр (1960)
Гос пр СССР (1941 1942 1943 1946 1947
1950 1952 1971) Награжден 8 орденами
Ленина орденом Октябрьской Революции
2 орденами Красного Знамени орденами
Суворова 1 й и 2 й степ Трудового Красного
Знамени 2 орденами Красной Звезды ме
далями Бронзовые бюсты И установлены в
Москве и Вологде Имя И носит Моск
машиностроит з д См ст Ил
Jlui Асташенков П Т Конструктор чеген
дарных Илов М 1972 Новожилов Г В Уче
ный и конструктор С В Ильюшин М 1978
Пономарев А Н Констриктор С В Ильюшин
М 1988
«ИЛЬЯ МУРОМЕЦ» — первый серийный че
тырехдвигательный бомбардировщик биплан
(рис в табл VI) Построен в 1913 под
рук И И Сикорского на Русско Балтийском
eaiOHHOM заводе на базе самолета «Русский
витязь» его же конструкции Первый полет —
10(23) дек 1913 На «И М» установлен
ряд мировых рекордов грузоподъемности и
дальности полета в т ч совершен пере
чет Петербург — Киев в июне 1914 (см
Перелеты} Строится серийно в 1914—18 в
разт модификациях (серии Б В Г Д Е)
В кабине аки ыж самоле ta «Илья Мур чсн»
всего построено 73 экз Применялся в 1 ю
мировую и Гражд войны как бомбардиров
щик штурмовик и дальний разведчик (на
колесном лыжном и поплавковом шасси)
В дек 1914 «И М » сведены в «Эскадру
возд кораблей» первое соединение тяже
лои авиации После Гражд войны на уце
левшнх «И М » были организованы почтово
пасс перевозки на линии Москва — Орел
Харьков с 1 мая по 10 окт 1921 соаерше
но 43 рейса После ликвидации дивизио
на возд кораблей а 1922 ввиду изношен
ности материальной части один «И М » был
передан в Высш воен авиац школу возд
стрельбы и бомбометания для учебных ноле
тов Помощник нач школы Б Н Кудрин
в 1922—23 совершил на нем 78 полетов
и дат высокую оценку его летным ка
чествам
Основные данные самолета «Илья Муро
мец» серии Е (наиболее совершенного типа)
число двигателей («Рено») 4 мощность
одного двигателя 162 кВт размах крыла
верхнего — 34 5 м нижнего — 26 6 м сум
марная площадь кры 1ьев 220 м2 длина са
молета 18 8 м масса пустого самолета 5 т
взлетная масса 7 46 т макс скорость 130
км/ч посадочная скорость 80 км/ч практи
ческий потолок 3200 м продолжительность
полета 4 4ч дальность полета 560 км раз
бег 450 м пробег 300 м
ИММЕЛЬМАН — то же чти полупетля
ИМПЕДАНС АКУСТИЧЕСКИЙ (англ im
pedance от лат impedio ~ препятствую) В
акустике различают акустич импеданс Za
уд акустич импеданс Z, и механич импе
дане ZM
Акустический импеданс — отно
шение комплексной амплитуды звукового
давления р к объемной колебат скорости
и (под последней понимается произведение
усредненной по площади нормальной состав
ляющей колебат скорости на площадь для
к рой определяется акустич импеданс)
Za = p/y = (|pl/M)exp[i(^p —(pJ] = /?.1 + tXa
(<рР—ф„) — разность фаз звук давления и
колебат скорости РА иаз активным а Ха—
реактивным акустич сопротивлениями Ra
связано с потерями звук энергии на тре
ние при распространении звук волн в обли
цов каналах замкнутых помещениях а Ха—
с реакцией сил инерции (масс) или сил уп
ругостн в соответствии с этим реактивное
сопротивление наз инерционным или упру
гим Понятие акустич импеданса важно при
рассмотрении процессов распространения и
излучения звук волн из облицов каналов
в условиях движущейся среды при иссле
довании колебаний пластин и стержней,
возбуждаемых акустич полем а также при
распространении звук волн вблизи погло
щающей пов сти наор земли
Удельный акустический импе
дане — отношение звук давления к коле
бат скорости в фиксир точке образца Для
бесконечной среды уд сопротивление не за
висит от выбранной точки т е является
материальной константой наз волновым
импедансом или волновым сопро
тивлением среды
Механический импеданс (соответ
ственно механич активное и реактивное со
противления) — отношение силы действую
щен на к л площадку (произведения звук
давления на рассматриваемую площадь)
к средней для этой площадки колебат
скорости Понятие механич импеданса наи
более широко используется в ^лектроакус
тике
Механич уд акустич и акустич импе
дансы связаны соотношением ZK=SZf=
—S2Za где S — площадь образца
«ИМПУЛЬС РУЛЯ» (от лат impiilsus —
удар толчок) резкое кратковременное (по
сравнению с периодом свободных колебаний
ЛА и временем переходного процесса) от
к чонснис одного нз рулей управления и быст
рое возвращение его назад в исходное
положение прн неизменном положении др
органов управления Подобным образом при
летных испытаниях создаются нач возмуще
иия для исследования характера последую
щих еве>бодных колебаний ЛА при оценке
его динамич устойчивости и управляемости
в продольном и боковом свободных движе
ниях как с фиксированными так и освобож
денными рычагами управления
ИМПУЛЬСНАЯ ТРУБА —аэродинамиче
ская труба для получения потоков газа
со сверх и гиперзвуковыми скоростями
в к рой истечение рабочего газа проис
ходит из замкнутого объема — форкамеры
В дозвук части сопла устанавливается диа
фрагма (см рис ) отделяющая форкамеру
от газодинамич тракта трубы Форкамера
наполняется сжатым газом в остальных
элементах трубы создается разрежение (10—
Схема импульсной трубы 1 — конденсаторная ба
тарея 2 — форкамера 3—диафрагма 4 — сопло
5 рабочая часть 6 — вакуумная емкость
www.vokb-la.spb.ru
С амол ёт с	АЯ 251
В С Ильюшин	С В И (ьюшин
(с 1971 зам гл конструктора) Прове ч
испытания ряда опытных и эксперим само
летов в т ч С 22И— первого сов само тс
та с крылом изменяемой в полете стрс го
вндности Установил три мировых рекорда
втч один абсолютный Медаль А де Лаво
(ФАИ) Ленинская пр (1976) Награжден
орденами Ленина Красного Знамени Трудо
вого Красного Знамени Красной Звезды
«Знак Почета» медалями
ИЛЬЮШИН Сергей Владимирович (1894—
1977)— сов авиаконструктор акад АН
СССР (1968) ген полковник инж техн
службы (1967) трижды Герои Сои Труда
(1941 1957 1974) В Сов Армии с 1919
сначала авиамеханик затем военком а с
1921 нач авиарем поезда Окончил Воен
возд академию им проф Н Е Жуковского
(1926 ныне ВВИА) За время обучения
в академии построил три планера Послед
ний из них —«Москва» на состязаниях в
Германии получил первый приз за продол
жительность полета После окончания ака
демии рук секции науч техн комитета ВВС
Затем работал на н и аэродроме ВВС
С 1931 нач ИКБ ЦАГИ В 1933 возгла
вил ЦКБ при моек заводе им В Р Мен
жинского впоследствии ставшее КВ И
деятельность к рого была связана с разви
тием штурмовой бомбардировочной пасс и
трансп авиации С 1935 И — гл конструк
тор в 1956—70— ген конструктор Создал
свою школу в ^самолетостроении Под его
рук созданы строившиеся серийно штурмо
вики Ил 2 Ил 10 бомбардировщики Ил 4
Ил 28 пасс самолеты Ил 12 Ил 14 Ил 18
Ил 62 а также ряд опытных и эксперим
самолетов
Штурмовики И во время Вел Отечеств
войны составили основу сов штурмовок
авиации как нового рода авиации тесно
взаимодействующего с наземными войсками
Ил 2— один из массовых самолетов воен
периода При его создании И удалось ре
шить мн науч техн проблемы в т ч ис
пользовать броню в качестве силовой конст
рукции самолета разработать технологию
изготовления броневого корпуса с большой
кривизной обводов и др И большое вни
манне уделял экон вопросам стр ва самоле
тов Напр реактивный фронтовой бомбар
дировщик Ил 28 по трудоемкости построй
кн приближался к истребителям При его
создании удалось хорошо увязать летно
техн хар ки с пилотажными средства пора
жения и средства защиты с общим весовым
балансом самолета Рациональные прогрес
сивные методы проектировании И использо
вал и при создании пасс самолетов
Ил 18— первый сов пасс самолет к рый
нашел широкий спрос на мировом авнац
рынке В Ил 62 И применил принципиально
новую схему шасси к рая используется в
ряде ведущих пром стран мира И при
суждена Золотая авиац медаль ФАИ Деп
ВС СССР в 1937—70 Ленинская пр (1960)
Гос пр СССР (1941 1942 1943 1946 1947
1950 1952 1971) Награжден 8 орденами
Ленина орденом Октябрьской Революции
2 орденами Красного Знамени орденами
Суворова 1 й и 2 й степ Трудового Красного
Знамени 2 орденами Красной Звезды ме
далями Бронзовые бюсты И установлены в
Москве и Вологде Имя И носит Моск
машиностроит з д См ст Ил
Ли1 Асташенков П Т Конструктор чеген
тарных Ичов М 1972 Новожилов Г В Уче
ный и констриктор С В Ильюшин М 1978
Пономарев А Н Констриктор С В Ильюшин
М 1988
«ИЛЬЯ МУРОМЕЦ» — первый серийный че
тырехдвигательный бомбардировщик биплан
(рис в табч VI) Построен в 1913 под
рук И И Сикорского на Русско Балтийском
вагонном заводе на базе самолета «Русский
витязь» его же конструкции Первый полет —
10(23) дек 1913 На «И М» установчен
ряд мировых рекордов грузоподъемности и
дальности полета втч совершен пере
чет Петербург — Киев в июне 1914 (см
Перелеты) Строичея серийно в 1914—18 в
разч модификациях (серии Б В Г Д Е)
всего построено 73 экз Применялся в 1 ю
мировую и Гражд войны как бомбардиров
щик штурмовик и дальний разведчик (на
колесном лыжном и поплавковом шасси)
В дек 1914 «И М » сведены в «Эскадру
возд кораблей» первое соединение тяже
лои авиации После Гражд войны на уце
левших «И М » бычи организованы почтово
пасс перевозки на линии Москва — Орет
Харьков с 1 мая по 10 окт 1921 соверше
но 43 рейса После ликвидации дивизио
на возд кораб чей в 1922 ввиду изношен
ности материальной части один «И М » был
передан в Высш воен авиац школу возд
стрельбы и бомбометания для учебных поле
тов Помощник нач школы Б Н Кудрин
в 1922—23 совершил на нем 78 полетов
и дач высокую оценку его летным ка
чествам
Основные данные самолета «Илья Муро
мец» серии Е (наиболее совершенного типа)
число двигателей («Рено») 4 мощность
одного двигатечя 162 кВт размах крыла
верхнего — 34 5 м нижнего — 26 6 м сум
марная площадь кры 1ьев 220 м2 длина са
молета 18 8 м масса пустого самолета 5 т
взлетная масса 7 46 т макс скорость 130
км/ч посадочная скорость 80 км/ч практи
ческий потолок 3200 м продолжительность
полета 4 4ч дальность полета 560 км раз
бег 450 м пробег 300 м
ИММЕЛЬМАН — то же чти полупетля
ИМПЕДАНС АКУСТИЧЕСКИЙ (англ цп
pedance от лат impedio - препятствую) В
акустике различают акустич импеданс Za
уд акустич импеданс Z, и механич импе
дане ZM
Акустический импеданс — отно
шение комплексной амплитуды звукового
давления р к объемной колебат скорости
и (под последней понимается произведение
усредненной по площади нормальной состав
ляющей колебат скорости на площадь для
к рой определяется акустич импеданс)
2а = р/ц = (|р1/|ц|)ехр[;(^р —(pj] = /?.1 +tXa
(<рР—ф„) — разность фаз звук давления и
колебат скорости РА наз активным а Х'а—
реактивным акустич сопротивлениями /?а
связано с потерями звук энергии на тре
ние при распространении звук волн в обли
цов каналах замкнутых помещениях а Ха—
с реакцией сил инерции (масс) или сил уп
ругости в соответствии с этим реактивное
сопротивление наз инерционным или упру
гим Понятие акустич импеданса важно при
рассмотрении процессов распространения и
излучения звук волн из облицов каналов
в условиях движущейся среды при иссле
довании колебаний пластин и стержней,
возбуждаемых акустич полем а также при
распространении звук волн вблизи погло
щающгй пов сти напр земли
Удельный акустический импе
дане—отношение звук давления к коле
бат скорости в фиксир точке образца Для
бесконечной среды уд сопротивление не за
висит от выбранной точки т е является
материальной константой наз волновым
импедансом или волновым сопро
тивлением среды
Механический импеданс (соответ
ственно механич активное и реактивное со
противления) — отношение силы действую
щей на к л площадку (произведения звук
давления на рассматриваемую площадь)
к средней для этой площадки колебат
скорости Понятие механич импеданса нац
более широко используется в ^лектроакус
тике
Механич уд акустич и акустич импе
дансы связаны соотношением ZM=SZ(=
—S2ZB где 3 — площадь образца
«ИМПУЛЬС РУЛЯ» (от лат impulsus —
удар толчок) резкое кратковременное (по
сравнению с периодом свободных колебаний
ЛА и временем переходного процесса) от
кчонснис одного из рулей управления и бы ст
рое возвращение его назад в исходное
положение при неизменном положении др
органов управления Подобным образом при
летных испытаниях создаются нач возмуще
ния для исследования характера последую
щих свободных колебаний J1A при оценке
его динамич устойчивости и управляемости
в продольном и боковом свободных движе
ниях как с фиксированными так и освобож
денными рычагами управления
ИМПУЛЬСНАЯ ТРУБА—аэродинамиче
ская труба для получения потоков газа
со сверх и гилерзвуковыми скоростями
в к рой истечение рабочего газа пропс
ходит из замкнутого объема — форкамеры
В дозвук части сопла устанавливается диа
фрагма (см рис ) отделяющая форкамеру
от газодинамич тракта трубы Форкамера
наполняется сжатым газом в остальных
элементах трубы создается разрежение (10—
тарея 2 — форкамера 3 —диафрагма 4 — сопчо
5 рабочая часть 6 — вакуумная емкость
www.vokb-la.spb.ru
С амол ёт	АЯ 251
1 Па) В результате мощного эчектрич
разряда конденсаторной батареи и пи ин
дуктивного накопителя в форкамере пропс
ходит нагрев рабочего газа его темп ра и
давление повышаются до значении То~
ж(3-5) Ю3К и р»(2—3) 108 Па После
этого диафрагма разрывается а газ устрем
ляется через сопло в рабочую часть и да
лее в вакуумную емкость Истечение газа
сопровождается падением дав пения и темп
ры в форкамере как из за расширения
газа так и из за (епловых потерь в стен
ки грубы но Маха число в рабочей
части в течение рабочего режима практи
чески не изменяется во времени и опре
деляется гл обр отношением площадей вы
ходного и критич сечении сопла Дли
дельность рабочего режима (импх гьса —от
сюда назв ) в И т составляет 50 - 100
мс что достаточно дчя проведения разл
рода аэродинамич испытании
Малое время воздействия плотного высо
котемпературного газа на элементы трубы
и модель снимает жесткие О|раничения на
испочьзуемые материачы конструкции трубы
и модели и измерит аппаратуру избавляет
от применения сюжных систем охтажде
ния и тем самым существенно упрощает и
удешевляет проведение экспериментов
В И т удается подучать очень боль
шие Рейнольдса числа поэтому И т поз
воляют проводить испытания моделей ЛА в
условиях б низких к натурным Однако неста
ционарпость течения и загрязнение газового
потока продуктами разрушения электродов и
стенок форкамеры ограничивают возможное
ти И ।	/17 Искра
ИМПУЛЬСОВ ТЕОРЕМА в гидродина
мнке—в стационарном течении идеальной
жидкости поток вектора ко । ва движения че
рез замкнутый ооъем пространства равен
Интегралу по цов сти S объема от проек
нии давления р на внешнюю к пов сти нор
маль п
JJsVVT'.ds=JJiPnds
г те q — плотность V — вектор скорости
Представляет собой один из сохранения за
конов Установлена Л Эйлером в ( и пол
17 в Явтяется прямым сдедствием второго
закона механики Нт ютона в приложении к
епчошнои среде и выражает по существу
прямую интеградьную свячь ускорения час
тин, жидкости при прохождении через нек
рый объем с импульсом сич (разностью
давлений) приложенных к частицам Дока
зывается интегрированием ур нии движения
(см Эйлера уравнения) по неподвижному
объему с использованием неразрывности
уравнения и связи объемного интеграia с
поверхностным Применительно к трубке то
ка И т дает связь между равнодеиствую
щей силой приложенной к трубке и раз
ностью скоростей на ес входе и выходе В
приложении к ЛА дает связь подъемной
силы (ичи сопротивдения) с полем возму
щении скорости потока иа достаточно боль
шом удалении от ЛА И т наз также
теоремой количества движения
«ИНГЛИШ ЭЛЕКТРИК» (English Electric
Со )— военно пром фирма Великобритании с
крупным самодетостроит сектором Образо
вана в 1918 в результате слияния пяти
фирм из к рых три имели опыт произ ва
самолетов (одна — с 1911) В годы 1 й ми
ровой воины была крупным поставщиком
гидросамолетов и летиоших лодок выпуска
ла их до 1926 Ави а и произ во фирма
возобновила в 1938 посте 1945 оргаиизо
вада собств КБ Разработала и выпускала
первый англ реактивный бомбардировщик
«Канберра» (первый полет в 1949 строился
по лицензии в США под обозиа 1ением
В 57 и в Австралии см рис ) и первый
252 ИМПУЛЬСОВ
Табт — С. а м о т е т ы фирмы «Инг ihiu электрик»
Основные данные	Бомбардировщик «Канберра* В(1) Мк 8	Истребитель «Лайтнннг» 1 6
Пер вы и полет год	19'14	1964
Число и тип двигателей	2 ТРД	2ТРДФ
Тяга двигателя кН	33 3	72 6
Длина само чета м	19 96	15 25
Высота с а мотета м	4 74	5 97
Размах крыла м	19 49	10 61
Площадь крыла м2 Взтетная масса т	89 5	44 08
нормальная	21 32	18 1
макснмал| на я	24 93	21 77
Масса пустого самолета т	10 01	Н
Боевая нагрузка т	2 27	2 7
Радиус действия км	1300	970
Максимачьная скорость полета км/ч	900	2230
Пото чок м	14630	16500
Экипаж чел	2	1
Вооружение	4 пушки (20 мм) УР бомбы	2 пушки (30 мм) 2 УР
Бомбардировщик «Канберра»
англ сверхзвук перехватчик «Лайтнннг»
(1954 см рис в табл XXXI) В 1959 ави
ац деятельность фирмы быча сконцентри
рована на дочернем предприятии «Инглиш
электрик авиэйшен» к рое в 1960 вошло в
состав «Бритиш эркрафт корпорейшен»
Осн данные самолетов «Канберра» и «Лайт
нинг» приведены в табл
<ИНДИАН ЭР-_____________
ЛАЙ НС» (Indian Air
lilies) авиакомпа
ния Индии одна из
ведущих в мире Осу
ществляет перевозки
внутри страны и
нек рые страны Азии
Осн в 1953 В 1989
перевезла 9 98 млн пасс пассажирообо
рот 8 69 млрд п км Авиац парк
58 самолетов
ИНДИКАТОР КРУГОВОГО ОБЗОРА
(ИКО) - устройство в составе РЛС пред
назначенное Дчя отображения радполокап
информации на экране электронно лучевой
трубки (ЭЛТ) в координатах азимут—даль
кость азимут объекта отображается на ИКО
угловым положением отметки на экране ЭЛТ
а дальность — ее радиальным расстоянием
от центра экрана ЭЛТ Возможен вариант
когда на экране ЭЛ Г в радиальном нап
равчении отображается скорость объекта
В большинстве случаев при формировании
отметки используется модуляция электронно
го луча по интенсивности (модулируется
яркость отметки) что позволяет передать
на экран доподнит информацию при обзо
ре и картографировании земной пов сти
ИКО используются как на ЛА так и на
наземных РЛС В совр РЛС широко ис
пользуются ЭЛТ обеспечивающие цветное
изображение радиолокац информации
ИНДИКАТОРНАЯ СКОРОСТЬ - скорость
ЛА к рую в опред условиях полета будет
показывать бортовок прибор указатель (ин
дикатор) Системы основанной на измере
нии разности давлении в динамич и статич
камерах приемника воздушных давле
нии (ПВД) еечн при этом давдения в
i беих камерах ПВД (полное давление за
горможенного потока р* и атм давление
рн на высоте полета) соответствуют их иС
тинным значениям и без искажении пере
даются бортовому1 прибору Такую систему
ПВД наз идеачьной Характерной осо
беиностью зачоженного в систему ПВД
принципа ее работы является то что она не
позволяет непосредственно измерять воз
душную скорость V ЛА а обычно фик
сирует в зависимости от усчовии полета
индикаторную земную скорость
V з либо собственно И с Vi Если бы
рм и плотность воздуха на высоте поле
та совпала чи со значениями р и цс на уров
не моря (см Международная стандартная
атмосфера) до система ПВД показывала
бы возд скорость Если же было бы рн=рк
а отличалась от то указатель по
казад бы И с Во всех остальных счучаях
бортовой прибор идеальной системы ПВД ин
дицирует индикаторную земную скорость
ЛА Vt — рн) причем 1/,=^(И сн)
И только при очень малых скоростях когда
можно пренебречь сжимаемостью воздуха
он покажет И с V
И с является важным параметром движе
ния ЛА зная к рый можно рассчитать как
его возд скорость так и действующие на ЛА
в полете аэродинамич силы и моменты Ддя
самолета кроме того она однозначно оп
ределяет при заданных его массе и конфи
гурации и заданном Маха числе полета
Мя также угол атаки и коэф подъемной
силы (см Аэродинамические коэффициенты)
в установившемся горизонт полете
Взаимосвязь между индикаторной ннди
каторной земной и возд Скоростями ЛА
можно получить воспользовавшись ур ния
ми Бернулли для сжимаемого и несжимаемо
го газов и ф лой Рэлея для сверхзвук тече
ннй Она выражается зависимостями Vi~
=Д|/гУ У1Э=У,-бУсж 1/=1Л/Д['г где А =
= Рн/ес— относит плотность воздуха на
высоте полета Н 61/сж— поправка на ежи
маемость воздуха учитывающая различие
чисел М при V,3~const на высоте Н и на уров
не моря в условиях стандартной атмосферы
Обычно эту поправку определяют расчетом
и его результаты представляют в виде трех
номограмм (>VQ^=f(Vi3 Н) для Моо<1 и
Ео<ас Мж>1 и VI3>ac Мм>1 и Е13Сйс
где ас—скорость звука в воздухе- в стан
дартных земных условиях
Тит Ведро в В С Таин М А Летные
испытания самозетов М 1951 Катипичен
ко Б В Летные характеристики самозетов с га
зотурбинными двигателями М 1986
И М Пашкове кии
ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ —
часть сопротивления аэродинамического
(сотротивления давления) крыта конечного
размаха связанная с образованием (инду
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
цированием — отсюда назв ) вихревои псле
ны за крылом и опретеляемая затратами
энергии на поддержание крупномасштабного
течения создаваемого сходящими с крыта
вихрями свободными В асимптотич теории
крыла большого утлинения обтекаемого нес
жимаемои жидкостью плоскопараллельное
течение около крыта характеризуется нали
чием индуктивного скоса потока вызывав
могО сбегающей с крыла вихревои пеленой
в результате к рого у равно тействующей
сил давления вычисляемой по ф ле Н Е Жу
ковского (см Жуковского теорема) появ
ляется составтяющая в направлении набе
тающего потока И с зависит только от
распределения подъемной силы по размаху
крыла и не может быть меньше сопро
тивления крыла у к рого нагрузка рас
пределена по эллиптич закону Мииималь
ное при заданной подъемной силе И с про
порционально квадрату подъемной силы
и обратно пропорционально удлинению
крыла Этот результат распространяется
также на крылья произвольной формы
в плане
И с возникает и при обтекании крыта
потоком сжимаемого газа Однако при ско
ростях полета соответствующих критическо
му ити превышающим ею значениям Маха
числа когда становится существенной ежи
маемость газа появтяется волновое сопро
тивление к рос трудно отделить От иидук
тивного В этом случае па основе импульсов
теоремы сопротивление связанное с образо
ванием подъемной силы разделяют на вол но
вое и вихревое сопротивление В
качестве контрольной поверхности обычно
выбирается цилиндр достаточно большого
радиуса и длиной при этом волно
вое сопротивление определяется измене
нием кол ва движения на боковой пов сти
цилиндра а вихревое переносом кол ва
движения через его основание
Лит Эшти X Дэнчач М Аэродинамика
крытьев и корпусов четатечьных аппаратов пер
с ангт М 1969 Кюхеман Д Аэрочинамическое
проектирование самозетов пер с анп М 1983
В И Васильченкт М Ф Притуло
ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ НАВИГА-
ЦИИ — средства определения координат
местоположения производных координат
параметров угловой ориентации ЛА путем
интегрирования ур ний движения его цент
ра масс
Необходимые тля интегрирования ур нии
составляющие вектора результирующей си
лы приложенной к ЛА находятся по по
казаниям акселерометров Ориентация осей
вдоль к рых измеряются составляющие век
тора ускорения задается с помощью гиро
скопов или определяется посредством дат
чиков угловой ориентации Осн системой
отсчета является инерциальная (галилеева)
система координат с началом в центре
Инерциальная система координат
Земли (см рис) По сигилам аксслеро
метров и гироскопов реализуется (физически
или аналитически) связанная с ЛА гори
зонтированная (пчоскость ЛЕ совпадает с
плоскостью местного горизонта) система ко
ординат (сопровождающий трехгранник)
в к рой решается осн ур ние инерциа
льной навигации
где f — вектор ускорения измеряемый аксе
лерометрами g(r) — вектор напряженности
поля тяготения Зем ш г радиус вектор
ЛА Взаимное расположение систем коорди
нат и CIf! однозначно определяется ши
ротой и долготой А местоположения ЛА
Контур ориентации сопровождающего трех
гранника по местной вертикали представляет
собой динамич систему нс зависимую от
закона движения ЛА Дчя решения ур ния
должны быть заданы нач условия г и dr/di
при /=(о и выполнена иач выставка
(нач ориентация сопровождающего трех
гранника в горизонте и азимуте)
Иен состоят из блока чувствит
элементов (акселерометры и гироскопы)
вычислитечя пу 1ьта управления и устройств
ввода нач условии ввода и выво та ни
формации Различают И с в но точности
(прецизионные и ср класса точности) спо
собу установки чувствит эчементов (плат
форменные и бесплатформенныс) исцочьзо
ванию внеш корректирующем информации
(корректируемые и автономные)
Лучшие образцы прецизионных И с и
имеют погрешности 0 2—0 5 км за 1 ч поле
та И с и ср класса —1 2 км за 1 ч
У автономных Иен погрешности их эле
ментов приводят к нарастающим со време
нем погрешностям координат поэтому на
Л А с большой продолжите чьностью полета
применяются корректируемые системы
Средствами коррекции могут быть допле
ровскин измеритель скорости средства
бчижней и дальней радионавигации астро
корректоры спутниковые системы навита
ции РЛС Осн источниками погрешностей
Иен являются погрешности акселеромет
ров некомпенсируемые дрейфы гироскопов и
погрешности иач выставки в азимуте
Благодаря автономности помехоустоичи
вости и скрытности работы И с и яв
чяются осн навигш средством на мн ЛА
Лит Андреев В Д Теория инерциальном
навигации М 1967 Ишчннский А Ю Квас
сическая механика и сизы ищрти М 1987
В И Сот нике в
ИНЕРЦИОННАЯ НАГРУЗКА — нагрузка
действующая на к ч часть ЛА от мае
совых сил возникает при на {ичии прира
щения перегрузки \п^аО Инерционная си
ча / действующая на массу m опре
деляется по ф ле l=mg — nt где g— уско
рение свободного падения (см Нагрузки
на летательный аппарат)
ИНЕРЦИОННОЕ ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ
продольного и бокового движении
самолета — нрояв шется при пространств
маневрах сопровождающихся энергичным
вращением относительно продольной оси
Наибочее значигечьно И в V сверхзвук
самолетов имеющих бочьшие разчичия в
значениях гт моментов инерции (вытянутый
эчлипсоиД инерции) С ростом скорости
крена И в приводит к изменению пара
метров продольного движения и бокового
движения а также к возникновению вчия
ния продольного управления на рыскание и
путевого управления на движение по танга
жу При пространств движении установив
шееся вращение самочета происходит отно
сительно оси практически совпадающей с
вектором скорости полета Причиной И в
являются инерционные моменты действую
Инерционное взаимодействие |родо 1ьного > б> ко
вето движений самолета Q —угчовая скорость
вращения относитечьно вектора скорости
щие на самолет при его вращении Эти мо
менты стремятся опрокинуть самолет отно
сительно скорости V На рис схематически
изображено вращение самолета и действие
инерционного и аэродинамич моментов
(предполагается что скольжение отсутству
ет) Для малых углов атаки а эти моменты
можно считать линейно зависящими от а так
что суммарный момент Л1гу действующий
на самолет можно представить след обра
зом	Л1гЕ = Л1гаэв + Л1гин = [т^Х(>>1-|-
+(/»-/«)ш Ja где М,аэр Л)гин — аэро
дииамич и инерционный моменты
моменты инерции самолета относительно
продольной х и нормальной у осей Л
площадь и САХ крыча пГ — производная
коэф аэродинамич момента тангажа по угл\
атаки въ — скорость крена у — скоростной
напор Из условия ЗМг^/да=0 можно оце
ндть критич скорость креИч при к рои про
исходит цОтсра устойчивости движения са
молета по тангажу
1/2
“““ \ )
Аналогичная оценка
гич скорости крена
потеря устойчивости
получается и дчя кри
при к рой происходит
движения по рысканию
где /г момент инерции самолета относи
тсльно поперечной оси г I — размах крыла
/п$ - производная коэф аэродинамич мо
мента рыскания ио углу скольжения Эч и
приближенные соотношения не учитываю!
действия части аэродинамич моментов
Л)газр обус човченных вращением (т н
демпфирующих моментов) а также [Иро
скопич момента вращающеюся ротора дви
гателя Демпфирующие аэродинамич момеи
ты могут существенно изменить кригич ско
рости tau <Ор и даже привести к их исчез
новению (см Аэродинамическое демпфиро
вание) Гироскопич момент изменяет кри
тич скорости незначитечг.но Скорость кре
на при достижении к рои самолет оказы
вается на границе устойчивости нахо
дится вблизи критич скоростей ы ( При
этом в зависимости от типа маневра харак
тер потери устойчивости может носить аие
рнодич или колебат характер Особенности
пространств движения самолета проявляю
щиеся в потере устойчивости движения в
возникновении обратной реакции самолета
по перегрузкам на откчонения органов уп
рав чения в возможности существования
критич режимов инерционного вращения
гл обр порождаются И в
Лит БюшгеНс Г С Студшв Р В Ди
намика л рос тра и ст вен но го движения самочета М
1967	М Г I омин
ИНЕРЦИОННОЕ ВРАЩЕНИЕ — критич
режим движения самочега возникающий при
выпочнении пространств маневров сопро
вождающихся энергичным вращением по
крену (вход и выход из виража перевороты
бочки и т Д ) И в как иа докритич так и

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт
253
на закритич углах атаки происхо гит с боль-
шой скоростью крена даже при нейтраль
ном положении органов поперечного и пу
гевого управлении и сопровождается уста
новтением больших нормальных и боковых
перегрузок, к рые могут привести к разру
тению самолета В режиме И в возникает
обратная реакция самолета по перегрузкам
на отклонение рулен высоты и направле
ния, а отклонение элеронов Не остана в 1ивает
вращения, в результате чего движение в этом
режиме практически неуправляемо Одной из
причин И в является инерционное взаимо
действие, к-рое наряду с кинематич и аэро
динамич взаимодействием приводит к рез-
кому увеличению углов атаки и скольжения
самолета при приближении скорости крена
к кригич скоростям вращения, при к-рых
происходит потеря устойчивости движения
по тангажу и рысканию И в поддержива
ется за счет момента крена, порождаемого
возникающими скольжением и рысканием
В силу аэродинамич природы вращающего
момента И в часто на! а Эрой не рцио в
ным вращением
При нек рых отклонениях органов управ-
тения условия для существования режимов
И в могут исчезнуть и вращение самоле-
та прекратится На этом основано построе-
ние способов вывода самолета из режимов
И в , к-рые, как правило, сложны и нео
б1ячны с точки зрения привычной для
летчика манеры пилотирования
Лит Бюшгенс Г С, Стхднев Р В
Динамика пространственного движения самолета,
М 1967	,М Г Гоман
ИНТЕГРАЦИЯ БОРТОВОГО ОБОРУДО
ВАНИЯ (ИБО) (от лат nuegratio — вое
становление, восполнение, inieger - це-
лый)— структурное, функциональное, схем
по-конструктивное объединение отд видов
систем, приборов, агрегатов бортового обо-
рудования для снижения массы оборудова-
ний, повышения его надежности и эффектив
ности решения функцион задач
До 1050 х гг ИБО носила в осн схемнО-
конструктивный характер Примером такой
интеграции могут служить радиомагн инди
катор, интегральный привод генератор, ряд
комбинир приборов контроля параметров
силовой установки
С сер 60-х гг началось внедрение коми
лексов бортового оборудования разл ф\нк
ционального назначения (навигац , пилотаж
ных, прицельных, обзорных), создаваемых на
основе структурной интеграции аппаратуры,
решающей разл частные задачи, вычистит
средств и схемно-конструктивной интеграции
Средств отображения информации, устройств
управления
В 70 х гг были созданы пилотажно-
навигац , Обзорно-прицельные, прицельно пи
до । аж но-навигац комплексы, комплексы ра
диосвязи, к рые используются на разд ЛА
Вогможность и целесообразность даль
нейшего развития ИБО, особенно функцио
нальной и схемно-конструктивной, опреде
ляются уровнем развития и использования в
бортовом оборудовании цифровой техники и
микроэлектроники Развитие микроэлектро
лики, переход на цифровые методы обра
ботки и передачи информации создают необ-
ходимые предпосылки для интеграции бор
тового радиоэлектронного Оборудования ЛА
в целом На этой стадии ИБО будет осущест-
впяться не путем интеграции аппаратуры,
решающей отд функциона тьные задачи, а
на базе функциональных модулей (процес-
соров, синтезаторов частот, усилительных
трактов, экранных индикаторов), входящих в
реконфигурируемую структуру комплекса
ИБО—перспективное направление раз-
вития бортового оборудования, т к позво-
ляет путем сокращения аппаратурной избы
точности, оптим использования всей имею
щейся на борт\ ЛА информации значительно
повысить качество решаемых оборудованием
функциональных задач, снигить его массу,
повысить надежность, сократить расходы в
эксплуатации	В Н Сучков
ИНТЕНСИВНОСТЬ ЗВУКА (от лат inten-
5И> — напряжение, усиление) сила 1ву
к а, поток энергии через единичную пло
щадку перпендику |Ярную направлению рас
пространеция гвук волны В общем случае
И з 1 может быть определена у средне
нием во времени вектора Умова Q (по име
ни рус ученого А М Умова)
I—y^Qd/,
где Q—pv, р — звуковое давление, v — коле-
бательная скорость (см. Звуковое поле),
Т — промежуток времени, за к-рый произ
водится усреднение (для гармонич колеба
ний—обычно их период) Для распростра-
няющейся в свободном пространстве плоской
или сферич звук волны И з в ндправ
лении распространения звук волны /=
— рц/2—р*/2да. где g — плотность невоз-
мушейной среды, а— скорость звука
ИНТЕРФЕРЕНЦИОННЫЙ МЕТОД ИС-
СЛЕДОВАНИЯ — один из осн оптических
методов исследования течений Характерные
особенности Ими а) использование в
иитерференц приборах двух когерентных
(способных интерферировать) световых
пучков, один из к рых (рабочий) просвечи-
вает изучаемое Пространство и содержит
информацию о потоке, другой (опорный)
остается невозмущенным и создает в плос
Рнс, I Прпниипиальная схема установки для интерферометрического метода исследования
1 — источник света, 2 — световой пучок (2О — опорный, 2„ — рабочий), 3 — полупрозрач
ные зеркала интерферометра, 4 — изучаемая область потока, 5 _ модель, 6 — отражаю
шие зеркала интерферометра, 7 — экран (фотопленка) с изображением интерференционной
картины
Рис 2, Интерференционная картина сверхзвукового
потока полученная интерферометром Маха —
Цендера 1 — модель (круговой конус) 2 — набе-
гающий поток 3 — «.качок \ птотнения 4 — область
конического течения, 5 — аэродинамический с Ц’Д
Рис t 3 Интерференционная картина обтекания
тела сверзвуковым потоком полеченная с помощью
лазера
кости экрана (фотоплёнки) когерентный
фон, б) обязательное оптич сопряжение
изучаемой области потока с экраном В
Ими наиболее распространены иитер
ферометры Рождественского и Маха — Цен
дера Оптич схема типичного для аэроди-
намич эксперимента интерферометра Ма-
ха — Цендера приведена на рис 1 Световой
пучок от внеш монохроматич источника
разделяется полупрозрачным зеркалом на
два когерентных пучка (опорный и рабо
чий) При отсутствии возмущений в потоке
взаимодействие световых пучков в плоское
ти экрана образует иитерференц картину в
виде регулярной решетки с чередующимися
темными и светлыми полосами (рис 2, об
ласть 2j Изменения фазы световой волны
в рабочем пучке, вызываемые возмущ пото-
ком, приводят к смещению m иитерференц
полос в плоскости экрана (рис 2, области
4,5) В случае двумерного потока это
смещение равно т —/Аи/Х, где Д/г — измене
ние показателя преломления, I — геом дли-
на пути рабочего пучка в возмущ зоне, /,—
длина световой волны источника Изменения
плотности среды в этом случае вычисля-
ется нз ур ния k\yt=m'K, где k —т н коэф
Гтадстона—Деи та, характеризующий спо-
собность преломления света данным в-вом
Разработана методика определения для
осесимметричных и трехмерных потоков Из-
вестны интерферометры др типов Осн раз-
личие между ними заключается в методике
создания когерентного фона в плоскости эк
рана и формы опорной световой волны С
1970-х гг в И м и все более широкое приме-
нение находят голография, лазеры Их ис
пользование существенно расширяет воз
254 ИНТЕГРАЦИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
можности интерферометрии Ими обчада
ет высокой чу ветвитечьностью рабочий
диапазон интерферометров зависит от диа
пазона измернемых смещении т хар к ис
точника света и Др Качество интерференц
изображении определяется контрастом ин
терференц полос, на значение к рого вчияюг
хар ки источника света качество юстировки
интерферометра и оптич эчементов схемы
Существенно расширяет возможности и по
вышает качество Ими использование в
качестве источника света тазера (рис 3)
По|решность опреде |ения Ху зависит От
точности измерении смещении т рефракции
среды в рабочей зоне и вне ее В зависимое
ти от режима течения погрешность может
изменяться От 1 До 17% Чем больше изме
ненис плотности Ду в потоке тем точнее мож
но измерить ее значение Ими наибочее
широко применяют в аэродинамических тру
бах с транс и сверхзвук потоками
Лит Физические измерения в газовой дина
мике и при горении пер с ангч И 19о7
В А Яковлев
ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ АЭРОДИНАМИЧЕ
СКАЯ (от лат inter - взаимно между со
бои и ierio — ударяю поражаю)—взаимо
Действие потоков обтекающих отд элемен
ты ЛА или отд объекты Мерой И а служит
изменение аэродинамич хар к элемента ЛА
ити объекта по сравнению с хар ками изо
лир элемента ичи объекта В большинстве
случаев И а явтяется небчагоприятнои и
приводит к возрастанию сопротивления аэ
родинамического эту часть сопротивления
обычно называют сопротивлением ин
терференции При сверхзвук скоростях
полета возможно и благоприятное влияние
И а напр у Буземана биплана у самоле
та схемы «высокоплан» и в нек рых др слу
чаях
Знание аэродинамич свойств изолир
эчементов ЛА и интерференц поправок поз
воляет рассчитать аэродинамич хар ки пол
ной конфигурации и выбрать исходя из к [
критериев оптим распотожение элементов
Есчи возмущения вносимые конфигурацией
в поток газа малы и выполняются условия
линеаризации ур ний движения (см Линеа
рисованная теория} то общая проб тема
И а распадается на ряд самостоят задач
и каждый отд вид И а может быть иссте
доваи независимо от других
В зависимости от типа рассматриваемых
элементов выделяют счед осн виды И а
взаимодействие несущих поверхностей взаи
модействие крыла и фюзечяжа взаимодейст
вис двИ|Эт установки и несущих пов стей
а также влияние пов сти земли свободной
пов сти и стенок аэродинамич трубы
При определ условиях И а может быть
однонаправленной напр при сверхзвук ско
ростях потета имеет место интерфереНД
воздействие крыла или фюзеляжа на хвосто
вое оперение но отсутствует влияние хвое
тового оперения на крыло и фюзечяж т к
в этом стучае возмущения не могут рас
пространяться вверх по потоку Если влияние
одного из элементов комбинации значительно
меньше влияния др элемента (напр воз
действие хвостового оперения на крыло ичи
фюзеляж при дозвук скоростях полета или
воздействие крыла на возд винт являются
малыми) то в первом прибчижении И а
оказывается однонаправленной
При сильном взаимном влиянии к рое
проявляется в оси в месте сочленения пе
ресекающихся эчементов таких как крыло
и фюзеляж разделить интерференц воздеи
ствия крыла на фюзеляж и фюзечяжа на
крыто и свести исстедование И а к иЗу
чению ее отд сторон можно тотько для ха
рактерных конфигураций (напр дтя дтин
ного фюзеляжа с узким крылом с неболь
шим углом стреловидности—при дозвук
скоростях дтя комбинации крыта с ци
тиндрич фюзетяжем ити фюзеляжа с кры
том имеющим сверхзвук переднюю кром
ку—при сверхзвук скоростях) В общем
сivчае интерференц воздействия не разде
тяготея и задача исстедования И а сво
дится к опреде тению поля течения око то
рассматриваемо! о ЛА с помощью к л мето
да чист анализа на основе Эйчера уровне
нии Вследствие ситьнои И а крыла и фю
зепяжа разработан ряд правил Оптимизации
формы комбинации корпуса с крылом сверх
звук правило птощадеи (см Площадей
правого} правило моментов птощадеи и тр
Эксперим исследования И а крыла и фю
зеляжа впервые были проведены при боль
ших дозвук скоростях Г П Свищевым и
в трансзвук диапазоне скоростей ан[ т
ученым Р Уиткомбом Исследования позво
лили существенно уменьшить аэродинамич
сопротивление ЛА
Лит Аэродинамика частей сачотета при боть
ших скоростях пер с ангт VI 1959
В И Васильч1 нко
«ИНТЕРФЛЮГ» (In
terflug) —а виаком па
ния ГДР Осуществ
тяла перевозки внут
ри страны в СССР
в страны Африки и
на Kv6v Осн в 1055
В 1989 перевез та 1 Ь2
млн пасс пассажи
рооборот 3 32 млрд п км Авиац парк —
45 самолетов В 1991 прекратила свое су
шествование
ИНТЕРЦЕПТОР (тат interceptor — захват
чик от mtercipio перехватываю отбиваю
пересекаю)—аэродинамич орган управле
ния ЛА выношенный в виде пластины в
рабочем положении выступающей над его
пов стью под углом к набегающему потоку
Обычно И устанавливается иа верх пов сти
крыла и в рабочем потожении уменьшает
ег<1 подъемную ситу используется при от
клонеиии на правой или чевои поювиие кры
Рис 1 Поворотный (и) выдвижной (б) и ново
ротный с деф|ектором и протоком (в) интерцепторы
на крыте самочета I — интерцептор 2—-крыто
3 — прогон 4 — теф 1ектор
Рис 2 Распоюжение интерцепторов на крыте
сачотета I — интерцептор 2 — крыто
ла в качестве органа поперечного у прав те
ния (иногда совм с элеронами} а при од
новрем отклонении на правой и тевои поло
винах как г ас и те т ь подъемной силы
Управ тяющая сила при использовании И
создается гт обр за счет повышения дав те
ния перед ним Разрежение за И обычно
уменьшает эту ситу
По конструктивному выполнению разтича
ют два осн типа И (рис 1) поворотный —
часть подкрепленной обшивки несущей пов
сти поворачиваемая по отношению к потоку
на угты до 90° и выдвижной — в виде
птастины выдвигаемой из пов сти ЛА в по
ток под углом бтизким к 90° Разиовид
ностью поворотного И является И с прото
ком и дефлектором
В неотклоненном положении И обычно
не выступает за обводы пов сти ЛА Извест
ны неуправляемые (неподвижные) И пред
назначенные дтя создания постоянных (при
данном режиме полета) сил а также струй
ные И в к рых роть пластины выполняет
струя газа выдуваемая из пов сти ЛА И мо
жет быть установлен и на фюзеляже ити
др омываемой потоком части ЛА хотя его
эффективность (см Эффективность органов
управления} в этом с ту чае обычно ниже
чем при установке на крыте
Преимущество И перед Др органами уп
равления (напр этеронами) состоит в том
что они могут устанавливаться в той части
крыла в к рой задняя кромка использо
ваиа для размещения механизации крыла
(рис 2)
И обычно состоит из тонжерона нервюр
стрингеров и наруж обшивки иногда может
быть выполнен монолитным Выдвижной И
требует сравнительно неботьших усилии для
выдвижения но Для его размещения в убран
ном положении необходимы ботьшие строит
высоты крыла К недостаткам И стеДует от
нести сравнительно большое юбовое сопро
тивленне мачую эффективность при малых
у г чах отклонений и быстрое падение эффек
гивности при больших угтах атаки При от
ктонении предкрылков И сохраняет эффек
тивность до больших углов атаки
До 40 х гг И применялись на эксперим
самолетах в СССР (Р 5 ОПБ 41 и др j и за
рубежом Первый серийный самолёт с ии
терцеп-горным управлением (Нортроп Р 61
«Блэк уидоу» США) был создан во время
2 й мировой войны На самолетах Ту 134А
Ич 62 Ту 154 Ич 86 и др И исполь
Зуются для увеличения поперечной управ
ляемости в дополнение к элеронам и как
возд тормоза при посадке На истре
бителе МиГ 23 поперечное управление осу
ществляется И совм с дифференциально
отклоняемым стабилизатором (эчерОиы от
сУтСтвуют)	В Г Микегадзе
ИНФРАКРАСНОЕ ИЗЛУЧЕНИЕ летате
тьноро а п п а р а т а — тепчовое изчучеиие
двигателя и нагретых частей пов сти ЛА ИК
обчасть в оптич спектре эл магн ксщеба
нии занимает диапазон от 0 78 мкм до
1 мм Источниками ИК изчучения ЛА яв
тяготея (см рис ) раскаленные до темп ры
TL= 1500—2000 К детали реактивных дви
гатечеи излучающие в заднюю полусфе
pv факел догорающего топлива и выпус
кных газов вбчизи сопла имеющих темп ру
350—2000 К (в зависимости от режима ра
боты двигатечя) пов сть ЛА нагревающая
с я в полете гч обр за счет торможения
потока на преграде — носке фюзеляжа,
кромках крыльев и Др элементах конструк
ции (при полете на выс 11 000 м со ско
ростью соответствующей Маха числам 1^°.=
= 2,5—5 аэродинамическое нагревание мо
жет привести к повышению темп ры пов сти
ЛА до 450—1100 К)
ИК из [учение демаскирует ЛА в полете
т к может быть обнаружено теплонеленга
www.vokb-la.spb.ru - СамокМНДОАНРДбНОЕ 255
Тепловое изучение самолета (Г — температура
торможения)
торами истребителей или тепловыми голов
ками самонаведения ракет Необходимость
защиты ЛА от атак истребителей, вооружен-
ных ИК системами прицеливания и наве-
дения ракет, ставит проблему снижения за-
метности ЛА в ИК спектре
Лит Хадсон Р Инфракрасные системы
пер с анп, Ч , 1972 Лазарев Л П Оптнко
лектронные приборы наведения летательных аппа-
ратов 4 изд М 1984
ИНЦИДЕНТ — событие, связанное с ис
пользованием возд судна, к рое имело
место с момента, когда к л лицо всту-
пило на борт с намерением совершить по
лет, до момента, когда все лица, находив
шиеся на борту с целью полета, по-
кинули возд судно, и обусловленное откло-
нениями от нормального функционирования
ЛА экипажа, служб управления и обеспе
чения полетов, воздействием внеш среды,
могущее оказать влияние на безопасность
полета, но не закончившееся авиационным
происшествием См также Серьезный ин
цидент
ИОНОСФЕРА — ионизованная часть верх
атмосферы Земли, расположена выше 50 км
Верх граница И совпадает с внеш гра
ницеи магнитосферы Земли Характеризу-
ется высокой концентрацией ионов и сво
бедных электронов В И выделяются об
ласти увеличенной ионной концентрации
Высота и степень ионизации областей И
меняются в суточном и годовом цикле, а
также в зависимости от солнечной актив-
ности под действием УФ рентгеновского и
корпускулярного излучений Солнца При
резком возрастании ионизации, обусловлен
ном хромосферными вспышками на Солнце,
происходит нарушение радиосвязи ЛА с на
земными службами на коротких и ср волнах
ИП (истребитель пушечный)— принятое в
СССР в 30-х гг обозначение истребителей,
оснащенных крупнокалиберным пушечным
вооружением (см в ст Григоровича са
молеты)	_____
«ИРАН ЭР» (Iran
Air) — авиакомпания
Ирана Осуществляет \
перевозки в страны
Зап Европы и Азии
Осн в 1962 В 1989
перевезла 4,43 млн
пасс , пассажирообо
рот 4,53 млрд п км Авиац парк —26 са
молетов
ИРКУТСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРОИЗ-
ВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ. Авиац
з д № 125 в Иркутске начал строиться в
[932 и вступил в строй в 1935 В предвоеи
период выпускал истребители W-14 и бом-
бардировщики СБ В окт нояб 1941 на
терр з-да № 125 был перебазирован Мое
ковскии авиационный завод № 39 им В Р
Менжинского В годы Вел Отечеств войны
объедин з-д № 39 поставит фронту ок 3000
боевых самолетов (Пе-2, Пе 3, Ил-4, Ер 2)
В 1946—53 строились бомбардировщики Ер
2. Ту 2, торпедоносцы Ту-14, а затем з-д
перешел на произ во реактивной техники —
выпускал-разл варианты самолётов Ил-28,
Як-28, МиГ 23 Пр-тие награждено ордена-
ми Ленина (1936), Октябрьской Револю-
ции (1976), Трудового Красного Знамени
(1940) В 1989 на основе з да образовано ПО
ИСАЕВ Алексей Михайлович (1908—71) —
сов конструктор авиац и ракетных дви
гателей, до техн наук (1959), Герой Соц
Труда (1956) Окончил Моск горный ин-т
(1932) С 1934 в авиац пром-сти Работал в
ОКБ В Ф Болховитинова, совм с А Я Ве
резняком создал первый сов ракетный са-
молет БИ С 1944 гл конструктор Под рук
И созданы ЖРД для ЛА С А Лавочкина,
П Д Грушина Г Н Бабакина, С П Коро
лева, В Н Челомея Ленинская пр (1958),
Гос пр СССР (1948, 1968) Награжден 4
орденами Ленина, орденом Октябрьской Ре-
волюции, медалями Именем И назван кра-
тер на Луне Портрет см на стр 260
Лит Куприянов В К Чернышев В В
И вгчныи старт VI 1988
ИСПЫТАНИЯ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИ-
КИ — комплекс работ проводимых в про
цессе создания произ-ва и эксплуатации
ЛА и его составных частей с целью провер-
ки их работоспособности, выявления и у ст
Рис I Испытания модели самолета в аэродина
мической трубе
ранения недостатков, проверки соответствия
фактич хар к расчетным данным и установ-
ленным требованиям и подтверждения за-
данного уровня надежности Различают на-
земные испытания и летные испытания, в
к-рых, в свою очередь, могут быть выделены
отд виды Пат, отличающиеся тематич
направленностью, задачами, условиями
(местом) проведения и т п
Аэродинамические испытания
Они начинаются на ранних этапах проекти
рования нового ЛА с целью выявления его
рационального аэродинамич облика и вклю-
чают исследования моделей разл аэроди
намич схем и параметров в аэродинами-
ческих трубах (рис 1) По мере разработ
кн проекта число рассматриваемых аэроди-
намич компоновок сокращается, но иссле
дуются они более детально аэродинамич
хар ки определяются в разл полетных и
взлетно посадочных конфигурациях и на осо
бых режимах полета, отрабатываются эле
менты силовой установки (воздухозаборни-
ки и реактивные сопла) и т д Размеры совр
аэродинамич труб позволяют испытывать в
них натурные конструкции (напр , часть
крыла с мотогондолой) и даже целиком ЛА
иек рых типов Для ЛА, отличающихся но
визной аэродинамич. решений, объем испы-
таний в аэродинамич трубах весьма высок
и суммарное время испытаний может пре-
вышать 20 тыс ч В дополнение к испыта
ниям в аэродинамич трубах в целях уточне
ния полученных результатов при разработке
ЛА могут проводиться лётные аэродинамич
исследования на летающих моделях, на т н
самолетах аналогах и на специально по-
строенных эксперим ЛА
Прочностные испытания Большой
объем этих испытаний выполняется в лаб
условиях с использованием специально
строящихся планеров ЛА, а также отД от-
секов, агрегатов элементов конструкции,
динамически подобных и др моделей Фак-
тич прочность конструкции ЛА оценивает
ся при статических испытаниях, во время
к-рых нагрузки на нее последовательно уве
личиваются вплоть до разрушающих При
этом для высокоскоростных ЛА, подвергаю
щихся интенсивному аэродинамическому
нагреванию, в конструкции воспроизводят-
ся соответствующие температурные поля
(теплопрочностные испытания) Способ
ность конструкции противостоять дейст
ву'ющим в процессе эксплуатации ЛА пов
торяюшимся нагрузкам оценивается по ре-
зультатам усталостных испытаний, повтор
но-статических испытаний, ресурсных испы-
таний (рис 2) При испытаниях конструк-
ции ЛА на выносливость число циклов на
гружения значительно превышает то, к-рое
ожидается в течение срока службы ЛА Ди-
намич испытания в ходе к-рых исследуют
ся разл явления связанные с аэроупру-
гостью конструкции, позволяют установить
области полетных режимов безопасные в
отношении этих явлений (см также Резо-
нансные испытания) Результаты наземных
исследований прочности уточняются и до
полияются при летных испытаниях опытных
образцов ЛА, кроме того, вопросы прочно-
сти могут исследоваться на отд серийных
образцах (см , напр , Лидерный самолет)
Испытания бортовых систем,
оборудования и двигателей Но
вые образцы авиац техники, входящие в
комплектацию разрабатываемого ЛА, под
вергак)тся обширным испытаниям (лабо
раторным, стендовым, иа летающих лабо-
раториях) с доводкой их до соответствия
заданным требованиям по техн хар-кам и
надёжности Для блоков, систем и комп-
лексов бортового оборудования специфичны
климатические испытания В изучении воп-
росов самолетовождения, устойчивости,
управляемости и маневренности ЛА видное
место занимает моделирование динамики
полета, работы пилотажно навигац и др
оборудования и систем управления на моде
лирующих и пилотажных стендах Разнооб
разным испытаниям подвергается один из
осн элементов ЛА — его двигатель (см
Испытания авиационных двигателей} Ис
пытания бортового оборудования и двигате
лей играют важную роль в их сертифика-
ции (как правило, она должна быть завер-
шена до начала применения этих объектов
на ЛА)
Испытания ЛА Завершающий этап
разработки нового, модернизир или моди
финир ЛА—летные испытания полностью
у комплектов ЛА, во время к рых комп
лексно оцениваются его лётно-техи хар-ки
и проверяется их соответствие установл
требованиям В России в этих целях лрово
дятся летные заводские испытания и госу-
дарственные испытания, к-рые соответст
венно осуществляют разработчик и заказчик
256 ИНЦИДЕНТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 'i, Реорсные испытания самолета
ЛА- Для проведения испытаний разработ-
чик ЛА строит опытные образцы, число
к-рых зависит от типа ЛА (объёма испыта-
ний), его сложности и новизны и т. д. (от 1
до 10 экз и более) Для проверки примене-
ния ЛА в эксплуатирующих ведомствах (с
их организац. структурой, материально-
техн базой и личным составом) и более пол-
ной отработки процедур штатной эксплуата-
ции заказчик может также проводить эксп-
луатационные испытания, в к-рых обычно
используются серийные или т и. предсерий-
ные образны При положит результатах
летных испытаний ЛА признаётся пригодным
для эксплуатации (в гражд. авиации выда-
ётся сертификат лётной годности ЛА данно-
го типа).
Значит объём испытаний выполняется во
время произ-ва и эксплуатации ЛА. При из-
готовлении мн. узлов и агрегатов ЛА про-
водятся их испытания в рамках системы
технического контроля Полностью собран-
ный ЛА проходит предусмотренные технол
процессом проверки на контрольно-испыта-
тельной станции, а летно-испытательная
станция з-да осуществляет сдаточные лёт-
ные испытания каждого 'экземпляра серий-
ного ЛА При развертывании серийного
произ-ва, а также в ходе его могут вы-
полняться контрольные испытания ЛА
Проведение широкого круга автономных и
комплексных И а. т на всех стадиях жиз-
ненного цикла авиац техники направлено на
обеспечение высокого уровня надежности ЛА
и безопасности полетов	В ц Шгнкин
ИСПЫТАНИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГА-
ТЕЛЕЙ—эксперим. определение характе-
ристик и свойств авиац. двигателей, их
систем, узлов и агрегатов для выявления
соответствия их техн требованиям или для
опытного изучения процессов, происходящих
в двигателях, их натурных или модельных
узлах и элементах. Результаты И. а. д и их
элементов в процессе разработки, опытного и
серийною произ-ва, а также эксплуатации
являются осн показателями их техн, состоя-
ния (напр , работоспособность, эффектив-
ность) .
Испытания можно классифицировать по их
конечной цели и по общности исследуе-
мых явлений. По конечной цели различают,
испытания по изучению общих свойств дви
гателей, их систем, узлов и агрегатов. Опыт-
ные испытания, проводимые Для доводки но-
вых образцов двигателей, их систем, узлов и
агрегатов и для проверки соответствия ново-
го двигателя техн, требованиям, заводские
испытания серийных двигателей, к-рые прово-
дятся с целью приработки деталей и отлад-
Рис. 1. Схемы высотно-скоростных испытаний: а -- в аэродинамической трубе: б — с обдувом
воздухозаборника натурным потоком, в — с имитацией полётных условий по осреднённым
значениям параметров воздушного потока, вх _ вход в двигатель.
ки двигателя, проверки качества изготовле-
ния. сборки и соответствия осн данных
двигателей и их агрегатов утверждённым
техн, условиям, для подтверждения качества
и годности к эксплуатации партии двигате-
лей, проверки эффективности мероприятий,
разработанных для устранения дефектов,
выявленных в ходе серийного произ-ва и эк-
сплуатации, увеличения ресурса и др.
По общности исследуемых явлений разли-
чают спец испытания, к к-рым, напр , от-
носятся исследование высотно-скоростных
хар-к, тензометрирование и вибрографиро-
вание рабочих лопаток, дисков, корпусов,
направляющих аппаратов и др. деталей дви-
гателей в условиях реального нагружения,
определение полей темп-p газа и термомет-
рирование элементов конструкции, отработка
эффективности рабочего процесса в осн
и форсажных камерах сгорания, проверка
достаточности запасов устойчивости комп-
рессоров и сверхзвук, воздухозаборников в
системе силовой установки, исследование
Пусковых хар-к двигателя, его шума и т. д.
В России указанные испытания обязательны
перед гос. испытаниями двигателей, номен-
клатура и их объем определяются програм-
мой гос испытаний конкретного двигателя,
Нормами летной годности. В зависимости от
требований испытания проводятся как на на-
емных открытых и закрытых стендах (ус-
ловия высота полета // яа 0, Маха число
так и на спец, стендах в имити-
рованных высотио-скоростных условиях
Испытания двигат- установки в аэродина-
мич трубе в набегающем натурном потоке
воздуха создают адекватные полетным усло-
вия работы всех Элементов двигат. установ-
ки (рис 1. схема а), Реализация такой схемы
испытаний требует больших энергетич и ма-
териальных затрат (суммарный расход возду-
ха через стенд СвЕ>10Св дв, где Св дв —
расход воздуха через двигатель). Для натур-
ных двигат. установок с большими рас-
ходами воздуха оиа применяется крайне
редко. Широкое распространение получили
более экономичные методы испытаний двигат.
установок и двигателей в имитированных
высотно-скоростных условиях на высотных
стендах. Наиболее полно имитировать усло-
вия полета удается при работе двигателя с
самолётным воздухозаборником, обдуваемым
17 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св

257
Рис. 2. Климатический сгенд ЦИАМ.
набегающим потоком, осреднённые темп-ра
То , давление и скорость Epj (число
Аша) к-рого равнй полётным (на вйёоте//).
На выходе из реактивного сопла вне ра-
бочей струи газов создаётся разрежение,
близкое к полётному. Двигатель охлажда-
ется отбираемым От воздухозаборника воз-
духом, как и при работе двигат. установ-
ки в натурных условиях (рис. 1, схема б).
Такая модель граничных условий полностью
обеспечивает тождество протекания всех
внутр- процессов в двигателе при испыта-
ниях на стенде и при его работе на самоле-
те Не имитируется лишь обтекание кор-
мовой части. Потребные расходы воздуха
при этом составляют С e^3Ge ДЕ. Техно-
логически более простой и более эконо-
мичный (Сн3 = 1,05— I, | Св дв) способ ими-
тации полётных условий сводится к тому, что
двигатель испытывается без самолётного
воздухозаборника (рис. I, схема в). На вход в
компрессор двигателя подаётся практически
равномерный лоток воздуха с такими же ос-
реднёнными значениями полного давления и
темп-ры (а в особых случаях и влажнос-
ти), как у воздуха на входе в компрес-
сор при работе двигателя на самолёте. На
выходе из реактивного сопла вне рабочей
струи газов создаётся разрежение, равное
полётному. Внеш. пов-сти двигателя омы-
ваются охлаждающим воздухом с таким рас-
четом, чтобы распределение темп-ры на стен-
ках и тепловые потоки соответствовали на-
турным. При таком способе испытаний все
местные и осреднённые значения парамет-
ров воздуха и газов в рабочих полостях,
а также распределение давлений и темп-р
на всех пов-стях элементов двигателя с
точностью до влияния неравномерностей и
пульсаций возд. потока йа входе в двига-
тель и выходе из него будут равны полёт-
ным. Если влияние неравномерности потока
воздуха на входе имеет существ, значение,
напр. при полётах самолёта на больших уг-
лах атаки, перед компрессором испытываемо-
го двигателя устанавливаются гидравлич.
устройства, обеспечивающие распределение
параметров воздуха, соответствующее их
распределению в натурных условиях.
В связи с огранич- кол-вом высотных стен-
доа широкое распространение получили ис-
пытания двигателей с частичной имитацией
полётных условий на наземных (с подогре-
вом воздуха, а также с наддувом и подог-
ревом воздуха на входе) и климатич. стен-
дах (рис. 2). Это позволяет существенно
увеличить долю испытаний с имитацией
полётных условий, объём и качество инфор-
мации о работоспособности и эффектив-
ности двигателя и его узлов. При создании
двигателей н_-и. и опытные испытания про-
водятся как на полноразмерных двигателях и
газогенераторах, так и на отд. узлах и их
моделях. Создана широкая номенклатура
спец, стендов, позволяющих получить сведе-
ния о работе каждого узла в требуемом
диапазоне изменения влияющих параметров,
определить хар-ки и оптим. условия его
работы. Приближённое знание граничных ус-
ловий, в к-рых должны работать узлы в
новом двигателе, приводит к необходимости
окончат, отработки их на полноразмерном
двигателе. И. а. д. в опытном и серий-
ном произ-вах проводятся на испытат- стан-
ции. В процессе доводки двигателя часть
его эксплуатац.свойств (полётный пуск, при-
ёмистость, включение и устойчивость работы
форсажной камеры и т- п.) отрабатывается
на летающих лабораториях. Для нек-рых ви-
дов И. а. д. создаются спец, измерит, систе-
мы (напр., для измерения тяги или мощнос-
ти, расхода воздуха и т- п.), аттестуемые ве-
домств. службой метрологии. На наземных
стендах закрытого типа при определении
тяги двигателя учитывается влияние внутр,
аэродинамики стенда. Учёт отличия атм.
условий при испытаниях от стандартных При
оценке осн. параметров двигателя произво-
дится с использованием формул приведения
(см. Приведённые параметры двигателя}.
Совр. тенденции в области И. а. д.; сок-
ращение общего объёма испытаний, прежде
всего по установлению ресурса и выявле-
нию критич. элементов двигателя, путём
применения эквивалентно-циклических испы-
таний двигателя; объединение разных экс-
перим. задач, получение в одном испыта-
нии возможно более разнообразной информа-
ции; широкое внедрение методов и средств
частичной имитации полётных условий на на-
земных стендах; комплексная автоматизация
испытаний (управление режимами работы
двигателя и стенда, измерениями, обработкой
и анализом результатов испытаний с исполь-
зованием матем. моделей двигателя и при-
менением спец, автоматизир. ннформац.-
вычислит, и управляющих систем)_
Лит.: Солохин Э. Л., Испытания авиацион-
ных воздушно-реактивных двигателей, 2 изд.. №..
197а; Литвинов Ю. А., Боровик В. О.. Ха-
рактеристики и эксплуатационные свойства авиа-
ционных турбореактивных двигателей, М., 1979.
В. О. Боровик.
«Й СТЕРН ЭР
ЛАЙНС» (Eastern
Air Lines)— авиа-
компания США. Осу-
ществляет перевоз- \	' л.
ки внутри страны, а \	 X.
также в Канаду и \
страны Юж, Америки. V
Основана в [926 под
назв. «Питкэрн авиэйшен», совр. назв. с
1938. В 1989 перевезла 14,5 млн. пасс.,
пассажирооборот (8,6 млрд, п.-км. Авиац.
парк — 191 самолёт. В 1991 прекратила
существование.
ИСТИННАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЁТА — то же.
что воздушная скорость.
ИСТОЧНИКИ И стоки гидродинами-
ческие— особые точки в поле безвихревого
течения идеальной жидкости, через к-рые
осуществляется подвод или отвод массы жид-
кости. Каждый источник (сток) характе-
ризуется интенсивностью, иди обильностью
Q, представляющей собой секундный рас-
ход жидкости. В реализуемом от источника
(стока) течении движение жидкостй происхо-
дит вдоль лучей, выходящих из особой точ-
ки (см. рис.), а расход жидкости через
произвольный замкнутый контур, охватываю-
щий особую точку, равен Q. Скорость по-
тока в особой точке обращается в бес-
конечность и уменьшается по мере удале-
ния от неё, стремясь к нулю на бесконеч-
ности. В плоскости комплексного пе-
ременного z=x-{-iy плоское течение несжи-
маемой жидкости от источника (стока), по-
мещённого в точке го, описывается комп-
лексным потенциалом
Q
w(z) = q> +	±~-1п(г - г0),
2 Л
где <р (х, у) — потенциал скорости, ф(х,у) —
функция тока. Течение от пространств,
источника (стока), расположенного в цент-
ре декартовой системы координат, опреде-
ляется потенциалом скорости
<Р(*. У- z) = Т---------------
4л(х2 -|-	+ г2)1/2
(в приведённых ф-лах верх, знак относится
к источнику, нижний — к стоку). Понятие
«И. н с.» может быть обобщено на случай
течения сжимаемой жидкости.
И. и с. являются матем. понятиями и
широко используются в аэро- и гидроди-
намике для исследования обтекания тел
сложной формы (см. Источников и стоков ме-
тод), а также в акустике, где Q — произ-
водительность источника звука (см. Звуко-
вое поле).	В. А. Башкин.
ИСТОЧНИКОВ И СТОКОВ МЕТОД в гид-
родинамике — метод исследования обте-
кания тела потенц. потоком идеальной несжи-
маемой жидкости путём замены его системой
дискретно или непрерывно распределённых
источников и стоков, суммарная интенсив-
ность к-рых равна нулю и к-рые обеспе-
чивают получение замкнутой линии тока или
поверхности тока, имеющей форму рассмат-
риваемого тела. Метод основан на том, что
потенциал скорости удовлетворяет линейно-
му ур-ниЮ Лапласа и, следовательно, спра-
ведлив принцип суперпозиции решений, т- е.
векторного сложения двух или большего
числа течений. Напр_, если профиль заме-
няется системой из п источников и стоков
интенсивности Qk (2*-iQt—0), расположен-
ных в точках Zk комплексной плоскости
z=x-)-iy, то обтекание его однородным по-
током со скоростью описывается комп-
лексным потенциалом
п
®(г)=1'Хг	QJn(Z — zk).
1
Для такого течения вектор аэродинамич. си-
лы. приложенной к профилю, равен нулю_
Аналогичная картина имеет место в прост-
ранств. течениях.
В общем случае установление соответствия
между системой источников и стоков и кон-
туром исследуемого тела является сложной
задачей. Поэтому анализ поля плоского те-
чения около заданного профиля (прямая
задача) обычно проводится более эффектив-
ным методом т- н. конформных отображе-
ний, а И. и с. м. применяется для решения
обратных задач (определение контура тела
по заданной системе источников и стоков).
В пространств, безвихревых течениях он яв-
ляется осн. инструментом решения как обрат-
ной, так и прямой задачи. Простейшая об-
ратная задача — источник заданной ннтен-
258 ИСТЕРН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
сивностн <2 в однородном набегающем по
токе (сток равной интенсивности находится
в бесконечно удаленной точке) В этом слу
чае линия тока, отделяющая набегающий по-
ток от течения, порождаемого источником,
соответствует контуру полубесконечного за
тупленного тела радиуса у^ на достаточ
но большом расстоянии от источника, по
форме аналогичного Пито трубке (см рис ),
а решение задачи позволяет правильно выб
рать места расположения т н дренажных
отверстий
При исследовании потенц течений наря
ду с источниками и Стоками используются
др гндродинамич особенности вихри, дипо-
ли и мультидиполи, что позволяет рассчиты-
вать обтекание тел при наличии отличного
от нуля вектора аэродинамич силы Поэто
му данный подход к решению задачи наз
также методом особенностей Этот
метод используется также при анализе аэро
динамич задач идеальной сжимаемой жид
кости на основе линеаризованной теории
течений	В А Башкин
ИСТРЕБИТЕЛЬ — боевой самолет, предназ
иаченный для уничтожения пилотируемых и
беспилотных ЛА в врздухе Может также
применяться для поражения наземных (над-
водных) целей и ведения возд разведки
Летно техн хар-ки, авиац вооружение и бор
товое оборудование И обеспечивают возмож
ность выполнения задачи на значит удале-
нии от мест базирования (500—700 км и
более), на малых н больших (св 20 км)
высотах, с передней и задней полусфер, в
любую погоду и любое время суток
Одно из осн требований к И — высокая
маневренность, необходимая для ведения воз
душного боя И могут развивать большие
нормальные (8—9 ед и более) и про-
дольные (около I ед ) перегрузки, имеют ско
роподъемность 250—350 м/с, скорость поле
та у земли до 1500 км/ч, а на больших
высотах 2000—3000 км/ч Такие данные дос
тигаются благодаря рациональным аэроди
намич хар-кам И и использованию крыльев
с умеренной уд нагрузкой 3000—4000 Н/м2, а
также путём применения силовой установки
с одним или двумя ВРД, обеспечивающей тя
гбвооруженность самолета свыше единицы
Для борьбы е целями И применяют управ-
ляемые и неуправляемые авиационные ра-
кеты и скорострельные пушки Наведение
оружия осуществляется с помощью радиоло
кац , ИК и пптич прицелов, что позволяет
поражать цели в облаках и ночью На И ус-
танавливаются пилотажно-навигац комп
лексы с ЭВМ, обеспечивающие ручное, по
луавтоматич и автоматич управление са-
молетом (включая заход на посадку) н ору-
жием, решение навигац задач
Совр И — сверхзвук одноместный (реже
двухместный) самолет с гермокабиной и
средствами спасения экипажа По аэро-
динамич схеме И — моноплан нормальной
схемы с одно или двухкилевым вертик
оперением, реже схем «бесхвостка» (иапр ,
Дассо «Мираж» 111, Франция) и «утка»
(СААБ JA-3?, Швеция) Крылья могут быть
Стреловидными, трапециевидными, треуголь
ными На сверхзвук И , рассчитанных на
длит полет с дозвук скоростью, находят
применение крылья изменяемой в полете
стреловидности (напр , МиГ-2'3} Нек-рые
самолеты выполняются по интегральной схе-
ме. отличающейся плавным сочленением кры
ла с фюзеляжем, напр , Дженерал дайнемикс
F 16 (США), отечеств МиГ-29, Су-21 И
имеют развитую механизацию крыла, исполь-
зуемую для изменения подъемной силы и
аэродинамич качества на взлете и посадке,
а также в полете Для торможения И в
полёте применяются тормозные щитки, уста-
навливаемые обычно на фюзеляже Помимо
традиционных органов управления на нек-
рых И используютсн интерцепторы и диффе-
ренциально отклоняемый стабилизатор, цели-
ком поворотный киль, устройства газоди
намнческого управления Двигатели обычно
размещаются в фюзеляже, топливные баки
(масса топлива составляет примерно 30%
взлетной массы И )— в фюзеляже и в кры
ле Плотность использования внутр объемов
И большая, поэтому ракеты и бомбы под-
вешиваются на иаруж держателях Для
уменьшения эффективной поверхности
рассеяния на нек-рых И ракеты распола
гаются в полуутопленном состоянии И под-
разделяются на три типа фронтовые (соб-
ственно И ), истребители перехватчики и
истребители-бомбардировщики На воору
женин ряда зарубежных стран имеются
т н тактические И , к-рые в зависимости
от стоящих задач могут использоваться
как И бомбардировщики или как И пе
рехватчнки
Историческая справка. Как спениализир
тип боевого самолета И сформировался
в годы 1-й мировой войны Первый И
рус армии — двухместный самолет РБВЗ
С 16 (1915) За рубежом наибольшую из-
вестность тогда получили И Де Хэ-
вилтенд D Н 2, Бристоль F2 и Соп
вИч «Кэмел» (Великобритания), Альбатрос
Dill и D V, Фоккер Е111, D Vll, D VI11
(Германия), СПАД VII и Х1П, Ньюпор
11 и 17 (Франция)
В 20— 30-е г г на вооружение Красной Ар
мии поступили отечеств истребители И-2,
И 5, И 15, И 16, И 153
Бурно развивалась истребит авиация на
кануне и в ходе 2 й мировой войны Были
созданы И Як-1, Як-7, Як-9, Як-3, ЛаГГ-
3, Ла 5, Ла 7, МиГ 3 (СССР), Кертисс
Р-40 «Уорк хоук», Белл Р 39 «Эракобра»,
Локхид Р-38 «Лаитнинг», Норт Американ
Р 51 «Мустанг», Рипаблик Р 47 «Тандер-
болт» (США), Глостер «Гладиатор», Хокер
«Харрнкейн». Супермарин «Спитфайр» (Ве
ликобритания), Девуатин D 520, Блок МВ152
(Франция), Мессершмитт Me 109 и Me 110,
Фокке-Вульф Fwl90 (Германия), ФИАТ CR
32 и CR 42 (Италия), Мицубиси А6М «Зеро»
(Япония) и др В кои войны и после нее
появились первые реактивные И Мессер
гимитт Me 163 и Me 262 (Германия), Глостер
«Метеор», Де Хэвилленд «Вампир» (Велико-
британия), Локхид F-80 «Шутннг стар»
(США), МнГ-9, Як-15 (СССР)
В кон 40-х и в 50-х гг одновременно
с развитием реактивных двигателей шло со-
вершенствование истребит авиации Были со-
зданы И МиГ-15, МиГ 17, МиГ 19, МиГ 21
Як-23, Як-25, Ла 15, Су 7, Cv 9 (СССР),
Рипаблик F 84 «Тандержет», Норт Американ
F 86 «Сейбр» и F 100 «Супер сейбр»,
Локхид F-104 «Старфайтер», Макдоннелл F 4
«Фантом» (США), Хокер «Хантер», Глостер
«Джевлин», Инглиш электрик «Лайтнинг»
(Великобритания), Дассо «Мистер» и «Ми
раж» 111 (Франция) и т д Непрерывное
обновление парка истребит авиации про-
водилось и в последующий период В кон
80—нач 90-х г г за рубежом на вооруже-
нии находились такие И, как Макдоннелл
Дуглас F-I5 «Игл». Дженерал дайнемикс
F-16 (США). Дассо авиасьон «Мираж»
2000 (Франция), СААБ-Скания «Вигген»
(Швеция), в СССР— МиГ-23, МиГ-25, МиГ
29, МиГ-31, Су-15, Су 27 и др
«7 В Мышкин
ИСТРЕБИТЕЛЬ-БОМБАРДИРОВЩИК —
истребитель для уничтожения малоразмер
ных и подвижных наземных (надводных) це-
лей Используется также для борьбы с само-
летами, вертолетами, беспилотными средст
вами и для ведения возд разведки Термин
«И -б » начал применяться в кон 40-х гг
в США, а в сов ВВС с сер 50-х гг
Осн И б 60—80 х гг Су-7Б. Су-17М4
(см рис ), МиГ 27 (СССР), Рипаблик F-105
«Тандерчиф», Дженерал дайнемикс F-lli и
F-16, Макдоннелл- Дуглас F 4Е «Фантом» и
F-15E (США), Дассо-Бреге «Мираж» 111Е
(Франция), «Торнадо» GR 1 (И междунар
Истребитель бомбардировщик CV-17M4
консорциума «Панавиа») — реактивные
сверхзвук, как правило, многорежнмные
самолеты, обладающие значит радиусом
действия, хорошей маневренностью, слож
ным бортовым прицельно-навигац комгиек
сом, мощным и разнообразным вооружением
Для уничтожения наземных и возд целей
И б оснащаются авиац пушками, ядерны
ми и обычными авиац бомбами, неуправ
ляемыми и управляемыми ракетами
ИСТРЕБИТЕЛЬ-ПЕРЕХВАТЧИК — истре-
битель для перехвата и уничтожения пило-
тируемых и беспилотных возд целей. Тер-
мин «И п» появился в сов воен литерату-
ре в кон 40-х гг в связи с оснащением
истребителей нек-рых типов бортовыми ра
диолокац станциями, к-рые позволили об-
наруживать и поражать возд цели при от-
сутствии визуальной видимости И п бывают
одно и двухместными (кроме летчика в
состав экипажа входит оператор бортовых
систем вооружения) Совершенствование
средств возд нападения привело к созда
иию И -п , обеспечивающих уничтожение
возд целей на значит удалении от обо-
роняемых объектов в любую погоду, днем
и ночью, в диапазоне высот от малых
до стратосферных На вооружении И п
находятся скорострельные пушки и уп-
равляемые авиационные ракеты с разл
головками самонаведения (ИК, радиоло-
кационными и др ) В нач 90-х гг на воору-
И< I [и би и |Ь гн‘[ц m 1 -iiiK ( v [5
17*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт св1
A M Исаев
А Ю Иш1к1икки
жении в России находились И п МиГ-25П,
МиГ 31, Су 15 (см рис ), Су 27, за рубе-
жом—Грумман F-14 «Томкэт», Макдон-
нелл-Дуглас F 15 «Игл», Дженерал дайие
микс F-16 (США), Панавиа «Торнадо» F 2
(Великобритания), Дассо Бреге «Мираж»
2000 (Франция) и др
ИШЛИИСКИЙ Александр Юльевич (р
1913)—сов ученый в области механики,
автоматики, матем физики, акад АН СССР
(1960), чл мн иностр академий. Герой
Соц Труда (1961) Окончил МГУ (1935)
преподает там же (с 1938) проф (с 1945)
Директор Ин та математики АН УССР
(1948—55) Основатель и директор ин тов
механики МГУ (1958—59), проблем механи
ки АН СССР (1964—89) Пред Гагаринско
го к-та АН СССР но проведению ежегодных
Гагаринских науч чтений но космонавтике
и авиации (с 1971) С 1970 пред Все
союзного Совета науч техн об-в, с 1988
пред правления Союза науч и инж об-в
СССР Президент Всемирной федерации
инж орг-ций (с 1987) Фундам труды по
теории гироскопов гнроскопич навигац
приборов автономных систем навигации под-
вижных объектов теории упругости и плас
тичности, теории трения и износа, задачам
матем физики Деп ВС СССР в 1974—
89 Ленинская пр (1960), Гос пр СССР
(1981) Награжден 3 орденами Ленина ор-
деном Октябрьской Революции, 3 орденами
Трудового Красного Знамени, орденами
Дружбы народов, «Знак Почета» медалями,
а также иностр орденом
Соч Ориентация шроскопы и инерциальная
навигация М 1976 Механика Идеи задачи
приложения М 1985
Е
К — обозначение самолётов, созданных под
рук К А Калинина (см ст Калинина
самолеты)
Ка — марка вертолетов, созданных в ОКБ,
возглавлявшемся Н И Камовым (см Ух-
томский вертолетный завод им Н И Камо
в а) Вертолеты, созданные под рук его
преемника С В Михеева имеют также мар
ку Ка (рис 1) ОКБ специализируется на
разработке вертолетов соосной схемы —
двухвинтовых вертолетов с расположением
несущих винтов (НВ) на одной оси и враща
ющихся в противоположные стороны Осн
данные вертолетов см в табл 1
Соосная схема вертолета всегда привлека
та внимание рациональным нспользовани
ем мощности двигателя (нз за отсутствия её
потерь для компенсации реактивного кру-
тящего момента НВ) хорошими манев
репными свойствами и малыми габарит-
ными размерами В нач 40 х гг эта схема
была наиболее распространенной среди экс
перим конструкций вертолётов, однако от
сутствие в те годы разработанной тео
рии аэромеханики соосного винта и ветре
тившиеся проблемы при его создании и
доводке заставили мн конструкторов отка
заться от неё
Развитие ОКБ началось с создания од
номестного корабельного вертолёта Ка 10
(1949) для связи и наблюдения, положив-
шего начало произ-ву вертолетов соосной
схемы По компоновочной схеме Ка-10 прак
тически не отличался от своего предшест
венника — одноместного эксперим верто
лета Ка 8 (первый полет в 1947, см рис
в табл XXIV) над к-рым Камов с неболь
шой группой энтузиастов работал в ЦАГИ
с 1945 На новом вертолете вместо мото
циклетного двигателя М 76, форсированного
до мощности 28—31 кВт, был установлен
специально спроектированный авиац четы
рехцилиндровый ПД АИ 4В Пилотажные
Рнс 1 Эмблема вертолётов марки Ка
особенности вертолетов соосной схемы ока
зались очень хорошими для взлета и по
садки на качающиеся палубы шраннч раз
меров Работы по созданию и летно мор
испытаниям вертолета Ка 10 и его модифика
ции Ка ЮМ, в процессе к рых впервые в
СССР были выполнены взлеты и посадки с
палубы корабля (1950), стали и началом
создания корабельных вертолетов Огранич
возможности небольшого одноместного вер
толёта безфюзеляжной конструкции (мог
перевозить только летчика) помешали Ка 10
стать первым серийным вертолетом ОКБ
Им стал новый двухместный корабельный
вертолёт Ка 15 (рис 2 и рис в табл XXV)
с ПД АИ 14В Осн принципы создания
соосных НВ и управления ими остались
такими же, как на Ка-10М, но диаметр НВ
был увеличен До 9,96 м Вертолет предназ
начался для выполнения ряда задач в ин
тересах корабчей ВМФ На его базе разра
ботаны уч вариант УКа 15 и модификации
для нар х-ва Ка 15М и Ка 18 На Ка 15
установлено 2 мировых рекорда
Создание а СССР океанского флота по-
требовало дальнейшего развития корабель-
ных вертолетов, способных решать задачи
противолодочной обороны, разведки и целе
указания, траления мин спасат работ и Др
Эти задачи требовали от ОКБ создания вер
толета, значительно превосходящего своего
предшественника по массе, скорости и др
показателям Новый корабельный вертолет
Ка 25 (рис в табл XXV1II) был показан в
1961 Высокие качества вертолета были про
демонстрированы в 1974 при разминировании
Суэцкого канала При создании нового поко-
ления корабельных вертолётов успешно были
решены такие техи проблемы, как создание
системы автоматич стабилизации вертолёта
и частоты вращения НВ в полете, защита
от «земного резонанса», посадка на качаю
щуюся палубу Одновременно была отра
ботана система автоматизир складывания
лопастей НВ для уменьшения габаритов
вертолета при хранении, создано неск спец
комплексов целевого оборудования с РЛС
для выполнения разнообразных задач, ре
шена проблема совместимости — взаимной
приспособленности вертолёта и корабля-
носителя Снецифич условия базирования
и применения корабельных вертолётов ока
зали влияние не только на выбор конст
руктивных решений, но и на систему обслу-
живания вертолета, подготовки его к поле-
ту Наличие на борту Ка 25 РЛС, комплек
сов разнообразного радиоэлектронного обо-
рудования позволили в кон 1978 успешно
выполнить впервые в истории освоения Арк-
тики операцию по проводке атомного ледо
кола «Сибирь* с караваном судов в уело
внях полярной ночи
В нач 70 х гг был создан многоцелевой
корабельный вертолет Ка-27 для замены
Ка 25 Вертолет выполнен по соосной схе-
ме С двумя ГТД, имеет четырехстоечное
шасси, двухкилевое оперение, оборудован
системой складывания лопастей и аварий-
ными надувными баллонетами При большей
(примерно в 1 5 раза) взлетной массе во
сравнению с Ка 25 он имеет те же габариты
и, следовательно занимает то же «жизнен
ное пространство» на корабле носителе
(рис 6) Высокая энерговооружённость
обеспечивает применение вертолета в широ
ком диапазоне повыш темп р наружного
воздуха в условиях высокой влажности, т е
эффективное решение задач во всех аквато
риях Мирового океана Ка-27 оснащён РЛС,
ЭВМ и совр комплексами пилотажно
навигац , радиосвязного и спец оборудова-
ния Обеспечен высокий уровень автомати
зации полётов, что позволяет эффективно
выполнять боевые задачи днем и ночью,
в простых и сложных метеоусловиях, на
больших удалениях от корабля базирования
Несмотря на значит взлётную массу Ка 27
не утратил осн качества, присущего верто
лётам соосной схемы — высокой маневрен
ности и простоты управления Ка 27 по-
служил базой для создания неск моди
фикаций, к-рые находятся на вооружении
ВМФ или разрабатываются вертолета Ка 28,
являющегося дальнейшим развитием Ка 27,
Ка-27ПС — для поисково спасат работ (ос
нащен поисковой РЛС и др оборудованием
поиска и спасаиия терпящих бедствие на
воде), трансп боевой Ка 29 (оснащен обо
рудованием и вооружением для борьбы с
танками) В 80 х гг создан боевой высоко
манёвр Ка 50 для поддержки сухопутных
войск
Второе направление в деятельности ОКБ —
создание вертолётов для нар х ва Пер-
вые в ОКБ вертолеты для этих целей (Ка 15М
и Ка 18) были созданы на базе корабель-
ного вертолета Ка 15 с той же несущей
системой и силовой установкой Ка 15М
отличался от Ка 15 набором сменных подвес
ных кассет (для перевозки почты, мелких
грузов) и спец гондол для ботьных уком
плектовывался оборудованием для с х ра-
бот (подвесные бункеры для химикатов и
агрегаты для их разбрызгивания или рас
пыления) На Ка 18 но сравнению с Ка 15
была удлинена и расширена кабина, вме
щающая летчика и трех пассажиров или
больного на носилках В 1958 на Всемирной
выставке в Брюсселе за оригинальность кон-
структивного решения вертолет Ка 18 был
отмечен золотой медалью Вертолеты
Ка 15М, Ка 18 нашли широкое применение
на авиац хим работах Однако малая тру
зоподъёмность и низкая весовая отдача этих
вертолетов отрицательно сказывались на их
260 ИШЛИНСКИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
экон, показателях н рентабельности приме-
нения в связи с возросшим объёмом авиац.-
хим. работ в нач. 60-х гг. Поэтому перед
ОКБ была поставлена задача создания вы-
сокоэффективного специализированного вер-
толёта для с х-ва. С учётом сезонности
с.-х работ конструкция вертолёта долж-
на была обеспечивать возможность пере-
оборудования его для выполнения др.
работ
Ка-26 (рис. 3 н рис. в табл. XXVIII) — мно-
гоцелевой вертолёт с двумя ПД М-14В26,
трёхлопастными соосными НВ, двухкилевым
оперением и четырехопорным неубираю-
щимся шасси. Созданию различных но назна-
чению вариантов способствовало применение
на Ка-26 необычного конструктивно-компо-
новочного решения фюзеляжа в виде «лета-
ющего шасси». Такая схема и комплекты
разл. быстросъёмного навесного оборудова-
ния (пасс, кабина, грузовая платформа,
аппаратура для опрыскивания и внесения
минер, удобрений и др.) позволяют в тече-
ние 1,5—2 ч бригаде из 3 чел переобо-
рудовать вертолёт из одного варианта в
другой. К конструктивным особенностям
вертолёта (кроме схемы «летающего шасси»
и двухдвигат. силовой установки с разме-
щением ПД в гондолах по бокам фюзе-
ляжа) следует отнести широкое применение
стеклопластика, из к-рого изготовлены не
только разл. обтекатели, капоты, пол каби-
ны, бункер для химикатов, но и такие важней-
шие элементы конструкции, как лопасти
НВ. По сравнению с широко распростра-
нёнными цельнометаллич. лопастями с прес-
сованным лонжероном такие лопасти имеют
значительно больший ресурс. Стеклоплас-
тиковые лопасти, конструкция и технология
изготовления к-рых были разработаны ОКБ
И запатентованы в пяти странах (США,
ФРГ, Великобритания, Франция н Италия),
позволили существенно поднять кпд НВ и
обеспечить стабильность его аэродинамич.
хар-к в разл. климатнч. условиях. Конст-
рукция и технология изготовления лопасти
вертолёта Ка-26 стали типовыми в ОКБ
для вертолётов разл. весовых категории и
назначения. При проектировании Ка-26 бы-
ла решена проблема создания простого и
лёгкого в управлении и пилотировании вер-
толёта, обладающего высокой экономич-
ностью. Эти качества обеспечили широкое
применение Ка-26 в СССР и за рубежом,
особенно в варианте для с. х-ва. Высокие
пилотажные и манёвренные качества и от-
личный обзор из кабины оказались весьма
важными для новой с.-х. специализации вер-
Рис. 6. Вертолеты Ка-27 на палубе корабля носителя.
толёта. Ка-26 отличают необходимый ком-
форт и низкий уровень вибраций в кабине
пилота. При проведении работ с токсич-
ными химикатами на вертолёте устанавли-
ваются сепаратор-нагнетатель с хим. фильт-
ром, обеспечивающим подачу очищенного
воздуха в кабину экипажа, и системы для
создания избыточного давления, предотвра-
щающего попадание химикатов в кабину,
и для охлаждения воздуха. Ка-26— пер-
вый отечественный вертолёт, получивший
сертификат по амер, нормам лётной год-
ности (FAR-29) в качестве вертолёта ка-
тегории «В». Ка-26 эксплуатируются в
Японии, ФРГ и мн. др. странах. Вертолёт
имеет ок. 8 комплектов сменного оборудо-
вания, позволяющего использовать его во
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамиКэ 261
мн вариантах применения На Ка-26 уста
новлено 5 мировых рекордов
Ка-25К (рис 4) — транспортный верто-
лёт с двумя двигателями ГТД Зф, трехло-
пастными соосными винтами и четырех
опорным шасси Отличит конструктивные
особенности — силовая установка (вклю-
чающая трансмиссию, втулки НВ с систе-
мой управления, двигатели с обеспечнва
ющимн системами), выполненная в виде еди
ного легкоеьемного агрегата, и съемная ка-
бина оператора, устанавливаемая в носо-
вой части фюзеляжа Оператор управляет
вертолетом при проведении монтажно-кра-
новых работ Такой принцип разделения
функций экипажа по управлению вертоле
том значительно сокращает время, повы
шает точность и безопасность выполнения
монтажных работ Для стабилизации груза
на внеш подвеске в ОКБ разработана
спец система, состоящая из четырехсте-
пенного автопилота дифференциальной схе-
мы (.о датчиками положения троса), к-рая
обеспечивает устойчивое и определ поло
жение груза относительно вертолёта, исклю
чает его раскачивание на всех режимах по-
лёта и облегчает летчику управление вер-
толетом На Ка-25К был выполнен перелёт
Чосква — Париж — Москва (1967) Ка-25К,
базируясь на атомном ледоколе «Сибирь»,
в 1979—90 принимал участие в обеспече-
нии навигации судов Вертолет рассчитан на
перевозку 2 т груза на внеш подвеске
Ка-32 (см рис 5 и рис в табл XXIX)
выполнен по традиционной для ОКБ схеме
с трёхлопастными соосными винтами, ком
цактным фюзеляжем, хвостовым оперением
с двумя килевыми шайбами и четырех-
опорным шасси Силовая установка состоит
из двух ГТД ТВЗ 117, размещенных на фю
зеляже впереди редуктора НВ При созда-
нии вертолета широко использованы по
лимерные композиц материалы, в частности
прямоугольные в плане лопасти целиком
выполнены из них Ка-32, способный под-
нять на внеш подвеске груз 5 т, предназ-
начен для перевозки грузов, монтажа опор,
вывозки древесины, проводки караванов
судов по Сев мор пути На Ка-32 установ-
лено 8 мировых рекордов
Ка 126 (рис 7, 9 и 10) — многоцелевой
вертолет, представляющий собой модер ни
зацию вертолета Ка-26, на к ром два порш
невых двигателя заменены одним газотур-
бинным ТВОЮО Двигатель установлен на
фюзеляже позади оси НВ Замена двига-
телей при сохранении конструктивно-компо-
новочной схемы вертолета как «летающего
шасси» позволила увеличить массу полез
ной нагрузки благодаря снижению массы
силовой установки, увеличить макс скорость
полета в результате уменьшения вредного
сопротивления силовой установки и повы
сить комфортность в кабине путем Снижения
уровня вибрации и шума По вариантам
применения н конструктивно-технол реше
нию осн агрегатов с широким применением
стеклопластика вертолёт аналогичен своему
предшественнику
С целью исследования науч , проектиро-
вочных и конструктивных проблем повыше-
ния скорости полета винтокрылых ЛА в
50-х гг ОКБ, продолжая работы по раз
витию вертолетов соосной схемы, обратилось
к созданию аппарата нового типа — винто-
крыла Ка-22 (рис в табл XXVII) —экспе
рим трансп винтокрыл с двумя ГТД (пер
воначально ТВ-2-ВК, а затем Д 25ВК),
двумя четырехлопастными тянущими возд,
винтами диам 5,7 м, двумя НВ диам 22 м,
высокорасполож крылом и трехопорным
Табл 1 —Вертолёты Ухтомского вертолетного завода им Н И Камова
Основные данные	Ка 10 и Ка ЮМ	Ка 15	Ка 15М	Ка 18	Ка 22	Ка-26	Ка 25К	Ка-32	Ка-126
Первый полёт, год	1949	1953	1956	1956	1959	1965	1967	1980	1988
Начало серийного производства, год	—	1956	1957	1958		1967	—	1987	1988
Число, гии и марка двигателей	1 пд	1 пд	1 пд	1 пд	2 ГТД	2 ПД	2 ГТД	2 ГТД	1 гтд
	АИ-4В	АИ 14В	АИ 14ВФ	АИ 14ВФ	Д 25ВК	М-14В26	ГТД ЗФ	ТВЗ	ТВО 100
								Н7ВМА	
Мощность двигателя, кВт Параметры несущего винта	40,5	188	206	206	4050	239	662	1620	530
диаметр, м	6 12	9 96	9,96	9,96	22,5	13	15.74	15,9	13
число лопастей	2X3	2X3	2X3	ЙХЗ	2X4	2X3	2X3	2X3	2X3
Масси пусгого вертолёта, т Взлётная масса, т	0,258	0,963	0,975	1 06	25,84	1 08,5	4,1	6,75	1,9
нормальная	0,4	1,37	1,41	1.48	37.5	3 25	7,1	11	3
максимальная	0,4	1,46	1,46	1,48	42,5	3.25	7,3	11	3,25
максимальная с грузом на внешней подвеске	—								3.25	7,3	12,6	3,25
Максимальна!и перевозимый груз, т									
внутри кабины	0 118	0,364	0.3	0.287	16.5	0 7	1,5	4	1
на внешней подвеске	—	—	—	—	—	1	2	5	1
Статический потолок без учёта влияния									
земли при нормальной взлетной массе, м Статический потолок с учетом влиянии	—	—		—	500	—	500	3500	1000
земли при нормальной взлетной массе, м	—	300	300	.500	U00	1000	1200	4200	1750
Динамический потолок, м Практическая дальности полета на bwcotl	2500	3500	3500	3250	3500	2700	3800	6000	5000
500 м при нормальной взлетной массе и , 5%-ным остатком топлива после посадки									
КМ	170	350	400	400	450	520	650	800	630
Скорость полета км/ч									
максимальная	115	155	155	160	345	170	220	250	180
крейсерская Габаритные размеры грузовой кабины, м	80	120	130	130	300	135	200	230	160
длина	—	—	—	—	—	1.84	4,1	45	2,04
высота	—	—	—	—	—	1,4	1 2	1,32	1,4
ширина	—	—	—	—	—	1.3	1 6	1 6	1,28
Экипаж, чел	1	2	1	1	4	1	J—2	1—2	1
262 Ка
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. 9. Многоцелевой вертолёт Ка-126.
Рис. I. Кабина экипажа пассажирского самолёта.
Рис. 10, Вертолёт Ка-12Ь со снятой кабиной.
неубирающнмся шасси с носовым колесом.
Гондолы с двигателями располагались под
крылом на его концах. Над крылом в гон-
долах были установлены редукторы для при-
вода НВ. Т. о., винтокрыл Ка-22 представ-
лял собой комбинацию вертолёта с попе-
речным расположением НВ и самолёта. НВ
используются для создания подъёмной силы
и управления винтокрылом на висении и
малых скоростях, а крыло и самолётное
оперение служат для тех же целей на боль-
ших скоростях. При полёте с высокой ско-
ростью на тянущие винты, предназнач. для
создания горизонтальной тяги, передаётся
вся мощность двигателей. В процессе испы-
таний на Ка-22 был получен обширный экс
перим. материал по аэродинамике и проч
ности лопастей, по устойчивости и управ-
ляемости аппарата, по работе ТВД и сис-
темы его регулирования на винтокрыле (в
сочетании с несущим н тянущим винта
ми) и др. проблемам. В [961 Ка-22 принял
участие в возд. параде в Тушине; в том же
году на нём были установлены 8 мировых ре-
кордов в классе комбинир, ЛА.
Наряду с разработкой винтокрылых ЛА
пр-тие занималось проектированием и пост-
ройкой аэросаней; их осн. данные см. в
табл. 2.
Табл. 2 —Аэросани Ухтомского вер-
толётного завода
Основные данные	«Север-2»	Ка-30
I од выпуска . .	1УЬУ	19Ь5
Ходовая масса, кг	2346	3200
Тип и марка двигателя	ПД АИ-14РС	ПД АИ-14РС
Мощность двига- теля, кВт . . .	191	191
Скорость пере- движения, км/ч	60	100
Дальность кода, км . . .	360	680
Число пасса жиров	4	10
Аэросани «Север-2» были спроектированы
с использованием кузова и шасси автомо-
биля ГАЗ-20 «Победа» и толкающего грёх-
лопастного винта реверсивного типа (диам
3,5 м). Выпускались серийно в 1959—63
и эксплуатировались Мин-вом связи СССР.
Опыт их эксплуатации показал недоста
точные вместимость и прочность стально-
го автомоб. кузова в специфич. условиях
снежного бездорожья. Аэросани Ка-30 (рис.
8) спроектированы с теми же силовой ус-
тановкой и толкающим винтом. Цельноме-
таллич- несущий кузов, выполненный по
авиац. технологии, обеспечивал необходи-
мую прочность при малой массе. Это позволи
ло повысить его вместимость до 10 чел. С
целью уменьшения трения были разработа-
ны лыжи с полиэтиленовым покрытием по-
дошв. Хорошие ходовые и эксплуатац. ка-
чества Ка-30. удобство размещения водите-
ля, грузов и пассажиров обеспечили их ши
рокое применение в снежных бездорожных
р-нах страны (на Дальнем Востоке, в Яку-
тии и др.). На базе Ка-30 разработаны ва
риант на поплавках для летней эксплуатации
на реках и санитарный вариант Ка-ЗОС.
Лит.: Камов Н И., Соосные вертолеты, «Граж-
данская авиация», 1968, ,Vs 4; Янунович М. С.,
Практическая аэродинамика соосного вертолета, М_,
1965; Развитие авиационной нагки и техники в
СССР, М., 1980; Кузьмина Л.’М., Конструктор
вертолетов, М., 1988	В. А. Ка.сьяников.
КА БИНА летательного аппарата —
помещение в ЛА Для экипажа, пассажиров
и груза, оборудованное соответственно свое-
му назначению.	' -
1)	К- экипажа — помещение (отсек фю
зеляжа) ЛА, предназначенное для разме
щения экипажа, рычагов управления ЛА и
двигателями, приборных щитков и панелей,
а также Др. оборудования (рис. 1). Разме-
ры и компоновка К. зависят от назначе-
ния и лётно-техн, хар-к ЛА, численности
экипажа, степени автоматизации управления
ЛА, двигателями и оборудованием, вида
системы отображения информации. У истре-
бителей и штурмовиков в К- имеются ра-
бочие места для одного-двух членов экипа-
жа; лётчика и оператора управления ору-
жием; у бомбардировщиков — для двух-
четырёх членов экипажа: первого и второго
лётчиков, оператора системы наведения и
оператора оборонит, систем; у тяжёлых
воен.-трансп. самолётов — для пяти членов
экипажа: двух лётчиков, бортинженера,
штурмана и специалиста по загрузке. У
пасс, самолётов, эксплуатирующихся на
маршрутах средней и большой протяжён-
ности, в К. обычно предусматривается раз-
мещение трёх членов экипажа: двух пило-
тов и бортинженера, v самолётов, обслу-
живающих маршруты средней и малой про-
тяжённости, число членов экипажа умень
шается до двух чел. Кроме того, в К- пасс,
самолётов, как правило, имеются ещё одно-
два дополнит, рабочих места для инструктора
(инспектора), штурмана-лоцмана или ста-
жёров.
На больших граней, самолётах, выполни
ющих длит, полёты, предусматриваются ка-
бины для сменного экипажа и лиц, сопро-
вождающих перевозимые грузы и технику.
Кабина экипажа отделяется от пасс, сало
нов перегородкой, обеспечивающей осмотр
пасс, и грузовой кабин.
Компоновка систем отображения инфор-
мации и пультов управления выполняет-
ся с учётом объединения групп приборов
по функциональному назначению, степени
значимости их для членов экипажа, хоро-
шего обзора и т. п. Осн. элементы К-, опре-
деляющие её компоновку: приборные доски
членов экипажа, бортовые и потолочные
пульты, центральный пульт кабины. Одно-
и двухместные К- боевых и спортивных са-
молётов закрываются сдвижным или от-
кидывающимся прозрачным фонарём (см.
Фонарь кабины экипажа). К- тяжёлых само-
лётов с большим числом членов экипажа
имеет более сложные остекленение, люки
и двери.
Конструкция К- экипажа должна обес-
печивать хороший обзор внеш, обстановки и
приборного оборудования, рациональную
компоновку рабочих мест, выполнение эрго
номич. требований при миним. объёме ка-
бины, норм, условия работы экипажа при
выполнении полётов на больших высотах и
скоростях, быстрое применение аварийных
систем и средств спасения в случае повреж-
дения ЛА или отказа осн. оборудования,
а для воен. ЛА, кроме того, защиту от об-
стрела, поражающих факторов ядерного
взрыва, хим. и бактериология, оружия. Д^я
улучшения обзора К- часто выполняется с
выступающим за обводы фюзеляжа фонарём.
ЛА, выполняющие полёты на больших высо-
тах и скоростях, оборудуются гермокабина-
ми с системами кондиционирования воз-
духа. На боевых ЛА мн. типов применяет-
ся бронирование К., устанавливаются ката-
пультные кресла (для спасения экипажа
может также использоваться кабина отде-
ляемая) .
На первых самолётах К- не было, защита
лётчика от внеш, воздействий ограничива-
лась кожаным костюмом и шлемом. На са-
молётах, имевших скорость 80—10Q км/ч и
высоту полёта 1—2 км. К- были открытыми.
С ростом скорости полёта (до 500 км/ч)
появились К- полузакрытого типа с защит-
ным козырьком спереди и обтекателем сзади.
Увеличение скорости до 800 км/ч и высот-
ности до Ю км привело к созданию негер-
метичных закрытых кабин с подогревом воз-
духа и кислородными приборами. Дальней-
шее увеличение скорости и высоты полёта
потребовало обязат. герметизации К-, в к-рых
обеспечивались заданные давление, темп-ра,
влажность и чистота воздуха. Повышение
лётно-тех’н. хар-к перспективных ЛА пред-
полагает дальнейшее совершенствование К-,
уменьшение их массы и объёма, что дости-
гается сокращением числа членов экипа-
жа при одноврем. облегчении и улучше-
нии условий их работы, заменой многочисл.
приборов, требующих непрерывного контро-
ля, многофункцион. экранными индикаторами
на электронно-лучевых трубках, к-рые вы-
263
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими ИЛЬИНА
дают Для каждого режима полета необ
ходнмый объем информации На воен ЛА
(истребителях) переносимость летчиком
больших перегрузок при маневрировании во
время возд боя или уклонения при обстре
ле может быть повышена применением адап
тивных (изменяемого положения) кресел и
обеспечением управления самолетом посред
ством небольших рукояток, расположенных
на подлокотниках этих кресел, вместо тра
ДиЦионных ручек управления (или штурва
ла) и педалей
2)	К п а с с а ж и рс к а я — помещение в
ЛА, предназначенное для безопасной и ком
фортабельной перевозки пассажиров В со
став К входят один или неск пасс
салонов бытовые и вспомогат помещения
(буфет кухня, туалеты вестибюли гарде
робы, багажное помещение и др ) Пасс К
обслуживается системами обеспечивающи
ми жизнедеятельность пассажиров в уело
виях полета (см Система жизнеобеспече-
ния) На полу пасс кабин имеются продоль-
ные рельсы спец профиля для крепления кре
сел Конструкция рельсов стандартизова
на и позволяет изменить шаг располо-
жения кресел На некоторых самолетах
предусматривается конвертируемость
пасс кабин в грузовые (полностью или час
тично) При конвертируемости кабин эти
рельсы используются для швартовки
грузов
В пасс К имеются аварийные выходы
(люки, двери) и необходимое при экст
ренной эвакуации аварийно-спасательное
оборудование
См рис при ст Салон пассажир-
ский
3)	К грузовая — помещение в ЛА для
размещения техники и грузов (рис 2) Гру
зовые К имеются в воен трансп трансп
иногда грузо пасс ЛА н занимают большую
часть объема фюзеляжа Для обеспечения
центровки грузовые К располагаются сим
метричио относительно центра тяжести ЛА
Габариты К Зависят от размеров и грузо
подъемности ЛА Длина К достигает 43,3 м,
ширина —6,4 м и высота — 4,4 м Грузовые
люки обычно располагаются в задней или
в передней части К Пол К состоит из
каркаса и настила Прочность пола должна
обеспечивать восприятие равномерно-рас
предел нагрузки и местных сосредоточ на-
грузок (напр От колес перевозимой техни-
ки) Настил пола обычно выполняется из ме-
таллнч листов снабженных спец шипами
или др покрытиями, устраняющими прос-
кальзывание колес техники Для удобства
погрузки выгрузки пол К на стоянке Ста
раются располагать как можно бтиже к
земле (обычно на уровне грузовой плат-
Рис 2 Грозовая кабина
формы автомобиля) Иногда этой цели дос-
тигают, снабжая шасси самолета системой
«приседания» В полу К устанавливают ста-
ционарные швартовочные узлы (кольца)
или гнезда для вворачивания швартовоч-
ных узлов В боковых частях К при необхо
димости располагаются входные двери, ок-
на, аварийные выходы и грузовые люки (при
отсутствии заднего или Переднего грузово-
го люка)
Для перевозок грузов широкой номенкла-
туры (колесная и гусеничная техника, стан
дартные грузовые контейнеры, поддоны,
платформенные парашютно десантные сред-
ства и т п ) грузовые К оснащаются десант-
но-транспортным оборудованием Роликовые
дорожки замковые балки, направл рельсы
могут быть как встроенными в пот, так н
накладными, т е установл на спец узлы
в полу Для обеспечения погрузочно разгру
зочиых работ в полевых условиях К иног-
да оснащаются верх погрузочным обору-
дованием (таль или кран-балка, передви-
гающиеся по силовым рельсам, установл в
потолочной части К )
При создании трансп ЛА обычно предус
матривается санитарный вариант (см Са-
нитарный летательный аппарат) и вариант
для перевозки людей в грузовой К С этой
целью на полу в бортовых и верх частях
К имеются устройства местного усиления и
узлы крепления стоек и лент под санитарные
носилки а также бортовых и центральных
сидении для людей
На нек рых пасс самолетах имеются боль-
шие боковые двери и люки для погрузки
выгрузки крупногабаритных грузов, контей
неров, если такие самолеты переоборуду-
ются в грузо-пасс или грузовые
В СССР до появления в 50 х гг специ
ализир трансп самолётов (типа Ан-8, Ан-]2)
под грузовые К приспосабливались внутр
объёмы пасс самолётов (Ли 2 Ил 12, Ил 14
и др ) Специальными грузовыми К оснЗще
ны транспортные самолеты Ан-8, Ан 12,
Ан 26, Ан 22 «Антей», Ил 76, Ан 124 «Рус
Лан», Ан-225 «Мрия», а также Локхид С-130,
С 141 С 5 (США) С-160 «Трансаль»
(ФРГ—Франция)
Лит Epov де Б Г Кабины транспортных са
молетов и их оборудование Л 1962 ШандерБ В
Устройство и оборудование кабин самолетов (вер
толетов) и условия эксплуатации различных агре
гатои М 1971 ЮровнцкийМ И Компоновка
кабин экипажа пассажирских самотетов, М
1988	А С А 1ьбац М И Юровицкии
КАБИНА ОТДЕЛЯЕМАЯ— часть фюзе
ляжа с гермокабиной, отделяемая при ава-
рии от ЛА, является средством спасения
в выживания экипажа (см рис ) Форма и
размеры К о определяются типом ЛА и чис
П-Нностью экипажа Известны Ков форме
носового отсека ЛА и ср части фюзеляжа
с кабиной В Отличие от катапультного
кресла К о позволяет покидать ЛА однов-
ременно всем экипажем в большом днапа
зоне высот и скоростей, защищает от небда
гоприятных внеш факторов (аэродинамич
нагрузок, декомпрессии низких темп р и
т п ) упрощает снаряжение экипажа, обес
печивает плавучесть после приводнения и
т п Осн элементы К о система отделе
ния от ЛА (с использованием пиротехн
устройств), ракетный двигатель на твердом
топливе, система стабилизации, парашют
ная система, система мягкой посадки и пла
вучести, некатапультнруемые кресла с систе
мой фиксации, средства жизнеобеспечения и
др устройства После включения экипажем
привода аварийного отделения все опера
ции производятся автоматически К о обес
печивает спасение с уровня земли и во всем
диапазоне высот полета с большими
сверхзвук скоростями К о отличаются
сложностью конструкции и большой мас-
сой, поэтому не нашли широкого прнмене
Покидание самолета с помощью отдедяемои кабины
ння Один из вариантов К о применён на
двухместном серийном самолете Джерерал
дайнемикс Fill (США)
КАБРИРОВАНИЕ (франц cabrage, от
саЬгег — поднимать на дыбы) — движение
ЛА в вертик плоскости вокруг поперечной
(горизонтальной) осн в сторону увеличе
ння угла атаки (нос ЛА поднимается вверх
относительно местного горизонта)
«КАВАНИСИ» (Kawanishi Kokuki Kabushtki
Kaisha) — авиастроит фирма Японии,
предшественница фирмы «Син мейва»
«КАВАСАКИ» (Kawasaki Jukogyo Ка
bushikt Kaisha, Kawasaki Heavy Industries
Ltd — KH1) — промышленный концерн Япо
нин с авиастроит (ЛА, двигатели) секто-
ром Образован в 1969 в результате слия
иия трех фирм в числе к-рых была и авиац
фирма «К», существовавшая с 1918 Она,
как и др авиац фирмы Японии, начинала
с лицензионного произ-ва самолетов и дви
гателей Свой первый самолет (бомбарди
ров щи к и разведчик «тип 88») построй
ла в 1927 К известным самолетам фирмы
относятся истребитель Ki Ю (первый полет
в 1935), а также широко применявшиеся
во 2 ю мировую войну истребители Ki 45
(1941), Ki 61 (1941 построено св 3000) и
легкие бомбардировщики Ki 32	(1937),
Ki-48 (1938) После воины авиац произ во
было возобновлено в 1954 и в 50—60 х гг
в осн включало лицензионный выпуск амер
вертолетов, самолетов и двигателей К кон
60 х гг на основе лицензионного противо
лодочного самолета Локхид P2V 7 «Нептун»
с двумя ПД был разработан вариант P-2J
(1966) с двумя ТВД и двумя ТрД, а также
создан воен трансп самолет собств кон
струкции С 1 (1970) с двумя ТРДД Осн
программы 70—80 х гг произ во самолетов
Р 2J и С-1, лицензионный выпуск верто
летов Кавасаки—Боинг вертол KV 107 11,
СН 47J и Хьюз 500 и противолодочного
самолета Локхид р ЗС «Орион», произ во
многоцелевого вертолета ВКН7 (1979),
разработанного совм с фирмой «Мессер-
шмитт-Бельков-Блом» (ФРГ), постройка на
основе самолета С I эксперим СКВП «Асу
ка» с четырьмя ТРДД, разработка реак
тивнОго V4 тренировочного самолета Т 4
КАЗАКОВ Василий Александрович (1916—
81) —сов гос деятель, Герой Соц Труда
(1963) Окончил машнностроит техникум
(1937), Всесоюзный заочный машнностроит
ин т (1955) В 1937—65 технолог, гл тех
264 КАБИНА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нолог гл инженер авиац а да нач НИИ
В 1965—77 зам министра, 1 й зам министра
авиац пром сти В (977—81 Министр авиац
пром сти СССР Внес большой вклад в раз
витие авиац приборостроения (в т ч инер
циа.тьных систем управления), в решение
сложных науч техн проблем, связанных с
созданием новых образцов авиац техники
Деп ВС СССР с |978 Ленинская пр (1976).
Гос пр СССР (1967) Награжден 3 орде
нами Ленина орденом Трудового Крас-
ного Знамени, медалями Имя К носит
авиац приборостроит з д
КАЗАНСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИ-
ТУТ (КАЙ) им А Н Т v п о 1 е в а — высш
уч заведение, готовит инженеров для авиац
машиностроит и приборостроит отраслей
пром сти Осн в (932 В (973 ин ту прис
воено имя А Н Туполева С ин том связана
деятельность таких ученых и конструкто-
ров как С П Королев В П Гтушко,
Н Г Четаев, Г С Жирицкии, Г В Ка
менков и др В составе ин та ( (990) ф ты —
летат аппаратов, двигателей ЛА, систем
автоматич управления и оборудования ЛА.
техн кибернетики и информатики, радио
технический с дневной и вечерней форма
ми обучения, подготовит отделение, ф т по
вышения квалификации руководящих работ-
ников и специалистов пр тий авиац и ра
диопром-сти, 45 кафедр, н -и часть, в к рои
2 проблемные и 11 отраслевых лаборато
рий, 3 инж центра, музеи, эксперим про
из во В (989/90 в ин-те обучалось св
8 тыс студентов, работаю св 700 прело
давателей, в т ч 52 проф и д-ра наук, 442
доцента н канд наук Издаются (с (933)
«Труды» ин та, межвузовские сборники, а
также журнач «Известия высших учебных
заведений» (серия Авиационная техника)
Ин т насажден Орденами Трудового Крас
ного Знамени (1967), Дружбы народов
((982)
КАЗАНСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРОИЗ-
ВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ им
С П Горбунова Авиац з д в Казани осн
в 1932 (с (934— з д № (24) В предвоен
годы з-д строил самолеты КАИ-1, ДБ-К,
ПС-124 «Максим Горький». Ли-2, Ле-8,
Пе-2 В окт —нояб 1941 на его террито
рию перебазирован из Москвы авиац з Д
Ns 22 им С П Горбунова образов в
(927 и освоивший до этого произ-во мн
цельнометаллич самолетов — Р-3, Р-6. 77-4,
ТБ ( ТБ-3 ПС 9 ПС-35 СБ, Пе-2 (см также
ст Машиностроительный завод и м
И В Хруничева, Объединенный зД
№ 22 им С П Горбунова в годы Вел
Отечеств войны выпускал бомбардиров
шики Пс 8 (изготовлено 72), Пе-2 (ок 10
тыс ) КБ з-да возглавляли В Ч Петля
ков, В Ч Мясищев В последующий пери
од — бомбардировщики Ту 4. Ту 16, Ту-160.
пасс самолёты Ту (04, Ил 62, Ил-62М В
(977 на основе з да образовано ПО Пр-тие
(объединение) награждено 2 орденами Ле
нина ((933 1971) орденами Октябрьской
Революции ((977), Красного Знамени
((945)
КАЗАНСКОЕ ВЕРТОЛЕТНОЕ ПРОИЗ-
ВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ. Пр тие
образовано в результате слияния Ленингр
авиац з-Да №> 387, эвакуиров в авг (941 в
Казань, с Казанским авиац з-дом № (69
Ленингр з д № 387 берет начало от осн в
1931 з да им Каракозова, строившего
катера, мотоботы, понтоны и т п Включен
в авиац пром-сть в 1940, освоил выпуск
самолетов У-2 Казанский з д, осн в 1933
как зд обозных детЗтей включен в авиац
пром-сть в (939, поставлял крылья, хвос-
товые оперения для самолетов И (53, нервю
ры, лонжероны Для самолетов ЛаГГ 3 Объе
диненный з-д № 387 в годы Вел Отечеств
воины изготовил 11 334 экз самолета У-2
(По 2) Переоборудование уч самолета
У 2 в легкий ночной бомбардировщик По 2
было проведено конструкторским отделом
з-да (рук Г И Бакшаев) В (947—51 з-д
строил самоходные комбайны С-4, а с 1951
ведет произ-во вертолетов марки Ми (Ми (,
Ми-4, Ми-8 Ми 14 Ми-17 и их модифи
каций) Пр тие награждено орденами Ок-
тябрьской Революции ((97|), Трудового
Красного Знамени ((945) В (979 на осн
Казанского вертолетного з да образовано
ПО
КАЗАНСКОЕ МОТОРОСТРОИТЕЛЬНОЕ
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕ-
НИЕ-- берет начало от з да № 16 к рый
образован в (931 в Воронеже 3 д утроит
штурмовик ТШ 2 С А Кочериеина, авиац
ПД (отечеств М 11, М 105 а также МВ 4
МВ 6. МВ (2 франц фирмы «Рено»), осенью
(941 эвакуирован в Казань и слился там
с моторостроит з дом № 27 осн в (939
Объединенный з д .V» (6 в годы Вел
Отечеств войны выпускал ПД ВК (05ПФ С
(946 переше i на произ во реактивных дви
гателей В их числе РД-20 РД 500, АЛ 3,
ВК-1. РД ЗМ НК 4. НК 8 3, НК 8-2У,
НК 86 В разные годы в КБ з-да работали
А С Назаров, С Д Колосов. В П Глушко,
С П Королев (I Ф Зубец В (976 на основе
з-да образовано ПО Пр тие (объединение)
награждено орденами Ленина ((945) Ок
тябрьскои Революции ((983)
КАЛЕП Теодор Фердинанд (Георгиевич)
(1666—1913) — один из пионеров авиац
двигателестроения в России Окончил меха
ническое (1893) и архитектурное (1895)
отделения Рижского политехи уч-ща С
(910 директор рижского з да «Мотор»
В 19|| взяв за образец франц авиац
двигатель «Гном» возд охлаждения и
существенно улучшив его конструкцию.
К создал двигатель К 60 мощностью ок
45 кВт. превосходивший по надежности
франц прототип 22 нояб (9 дек ) 19(1
подучил патент на этот двигатель В (9(1 —
(3 было построено ок (00 экз К 60
В (9(3—(5 на з де «Мотор» строился более
мощный (до 60 кВт) двигатель К-80 Двига-
тели «Калеп», устанавливавшиеся на само
леты «Ньюпор» «Хиони», «Стеглау» и Др ,
показали высокие эксплуатац качества
КАЛИНИН Константин Алексеевич (1889—
(938) —сов авиаконструктор Окончит
Одесское воен уч ще (|912), Гатчинскую
воен авиац школу (19(6) Кневекии поли
техн ин т ((925) В годы 1-й мировой вой
ны командир авиаотряда Участвовач в
Гражд войне как тетчик Красной Армии
Строить самолеты начал в (923 на з де в Кие
ве В (926 воз1лавил КБ в Харькове Под его
рук создано св 20 типов самолетов в т ч
пасс самолеты К 4 и К 5, санитарный К 3, а
также ряд опытных самолетов Характерной
особенностью самолетов К являлась
эллиптич форма крыла и юризонт оперения
в плане К — один из организаторов и пер-
вых преподаватечей Харьковского авиац
ин та Награжден орденом Трудового Крас
ного Знамени Необоснованно репрессиро
ван, реабилитирован посмертно См ст
Калинина самолеты
КАЛИНИНА САМОЛЕТЫ. В период 1922-
38 К А Калининым было создано 11 само-
летов Нек рые из них строились серийно
в т ч в неск модификациях, др остаюсь
опытными и внесли свой вклад в отработку
рациональных конструкций для серийных об
разное или в проверку оригиначьных техн
решений Осн данные нек-рых самолетов
приведены в табч
К I—опытный пасс самолет, создан в
1925 на Ремонтно-возд з-де Ns 6 в Киеве
Его схема и конструкция типичны для пасс
самолетов Калинина Это подкосный высо-
коплан с крылом эллиптич формы в плане.
В А Казаков	Т Ф Ка и*п
К А Ка ihhhh	Н П Каманин
одним двигателем, закрытой кабиной эки
пажа и неубирающимся шасси Конструк
ция смешанная, деревянно-металлическая
Фюзеляж ферменный, сварной из статьных
труб, с алюминиевой и полотняной (за пасс
кабиной) обшивкои Крыло и оперение с
деревянным каркасом и обтяжкой из по-
лотна Самолет успешно прошел испытания
Для дальнейшего развития работ Калинин
получил производств базу в Харькове
К 2 создан в (927 ло схеме подобен К-1,
но цельнометаллич конструкции (в порядке
опыта, не потучивщего продолжения) и с бо-
лее мощным двигателем Построен в неск
экз
К 3 — сан самолет, лредназиач для ле
ревозки двух лежачих больных, на носил
ках и одного сопровождающего’ Создан в
(927 Первый в стране самолет такого типа
Неск экз использовались в сан авиации
К-4 — многоце1евой самолет создан в
1928 Построено 22 экз в пасс , сан и аэро-
фотосъемочном вариантах с двигателями
БМВ-IV, Юнкере L 5 и М 6 В (929
тетчик М А Снегирев, штурман И Т Сци-
рин и бортмеханик С В Кеглевич вы-
полнили на самолете К-4 «Червона Укра-
ина» сложный дтя того времени пере зет про
тяженностью св (0 тыс км (с посадками)
К 5 создан в 1929, подобен предшест-
вующим самолетам, но увелич размеров
(рнс I и рис в табл XI) Построено ок
260 экз с двигателями М (5, Ч 22, М-17Ф
В 30 е гг широко применялся для пасс и
грузовых перевозок а также как сан само-
лет и дтя десантирования парашютистов
К 6— почтовый самолет, создан в (930
по схеме подкосный парасоль с использова-
нием крыла оперения, шасси и нек рых др
узлов от К 5 Доставлял из Москвы в Харь-
ков матрицы газеты «Правда» Серийно не
строился
К 9 (создан в |930) и К-Ю (создан в
(931, см рис 2) предназначались Для при
менения в качестве легких связных, с х ,
спортивных, уч тренировочных самолетов
Имели смешанную конструкцию, складыва
ющиеся крылья (для хранения в неболь-
ших постройках) но отличаюсь по схеме
К 9— подкосный парасоль, К-Ю— свободно-
несущий моноплан В серии не строились
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своиНгАДИНИНА 265
Табл— Самолёты К А. Калинина
Основные данные	Пасса жирский К 1	Аэрофото- съемочный К-2	Санитарные		Пасса жирский К-5
			к-з	К-4	
Первый полёт, год . .	1925	1927	1927	1928	1931
Число, тип н марка двигателей	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД	1 ПД
	«Сальмсон*	BMB-IV	BMB-IV	М-6	М-22
Максимальная мощность двигателя, кВт	125	177	177	250	353
Длина самолёта, м	...	10,72	11,25	11,23	11,35	15,36
Размах крыла, м	16.7	16,7	16,7	16.7	2(1 5
Площадь крыла, м2 . . .	40	40	40	40	66
Взлетная масса, т	1,972	2.3	2,3	2.4	3,9
Масса пустого самолёта, т	1,452	1,6	1,56	1,54	2,4
Число пассажиров	3—4	3	3	3	8
Максимальная скорость, км/ч .	161	152	150	180	208
Практический потолок, м	3000	3680	3880	5500	4800
Максимальная дальность полета, км	60(1	940	680	1100	820
Экипаж, чел . . .	1—2	2	2	2	2
Продолжение табл
Основные данные	Почтовый К 6	Многоцелевые		Бомбардировщики		
		К-9	К 10	К-7	К 12	К-13
Первый полёт, год	1930	1930	1931	1933	1936	1937
Число, тип и марка двигателей	1 ПД	1 ПД	1 ПД	7 ПД	2 ПД	2 ПД
Максимальная мощность двига-	«Юпитер IV»	«Вальтер*	М-11	М-34Ф	М-22	А М-34 Ф
тел я, кВт	309	44.1	80.9	610	353	610
Длина самолёта, м .	11,65	7.59	7,03	28,19	10 32	13.4
Размах крыла, м	17,5	11,98	10.7	53	20,95	23
Площадь крыла, м2	48	22,6	17.48	457.7	72,5	78.7
Взлётная масса, т . .	2,82	0,745	1,035	36	4.2	7.5
Масса пустого самолёта, т	1.72	0.492	0,7	21.4	3.07	4.7
Число пассажиров	—	1	1	—	—	
Максимальная скорость, км/ч	210	138	175	204	219	407
Практический потолок, м Максимальная дальность по	6000	3000	3500	3630	7100	9000
лёта, км	1250	—	510	3030	1100	1500
Экипаж, чел	2	1	1	12	3	3
К-7— тяжелый семидвигательный бомбар-
дировщик двухбалрчной схемы (рис. в табл.
ХИ), один из крупнейших самолётов своего
времени, создан в 1933. В центроплане тол-
стого крыла располагались топливные баки
и нагрузка (7—10 т бомб, а в трансп. ва-
риантах—100 парашютистов или 120 пасса-
жиров). Шесть двигателей были установле-
ны в носках крыла и один в его задней
части между балками Шестиколесное шас-
си неубирающееся Круговая оборона обес-
печивалась 12 огневыми точками (4 пушки,
8 пулемётов), располож. в разл. зонах само-
лёта Конструкция типовая для бомбар-
дировщиков Калинина — каркас из труб, ме-
таллич. и полотняная обшивка. На завер-
шающем этапе заводских испытаний само-
лёт потерпел катастрофу Предполагалось
построить еще два К-7 на авиац. з-де в Во-
ронеже. куда в 1934 было переведено КБ Ка-
линина, однако Эти работы не были завер-
шены.
К-12— бомбардировщик схемы «бесхво-
стка» (рис, 3), создан в 1936 Кили с ру-
лями направления располагались на кон-
цах крыла, а органы управления по крену
и тангажу — вдоль задней кромки крыла.
Хар-ки устойчивости и управляемости пред-
варительно были изучены на специально
построенном планёре аналогичной схемы.
Вооружение, носовая и кормовая стрелко
вые установки, бомбы (до 500 кг) Само-
лет построен в неск. экз.
К-13— бо.мбардпровшнк-среднеплан с би-
планным горизонтальным и двухкилевым
вертик оперением, создан в 1937- Шасси,
как и на К-12. убирающееся. Самолет про-
ходил лётные испытания, но в связи с арес-
гом Калинина в 1938 работы были прекра-
щены
Лит - Шавров В. Б, История конструкций са-
молетов в СССР до 1938 г . 3 изд , М . 1985. Из
истории авиации и космонавтики, в. 26.37, М , 1975—
79, Харьковскому авиацнонномч —60 лет, М . 1986
«КАМАИ» (Kaman Aerospace Corp.) —
вертолётостроит. фирма США. Осн. в 1945.
До нач 60-х гг. специализировалась на раз-
работке и постройке лёгких вертолётов с
двумя перекрещивающимися винтами и сис-
темой управления несущим винтом с по-
мощью механизации лопастей, Были постро-
ены вертолёты НТК, НОК (первый полёт
в 1953) и НН-43 «Хаски». В 80-х гг. се-
рийно выпускала вертолёт SH-2 «Сиспрайт»
(1959) одновинтовой схемы в неск. вари-
антах. втч. как палубный противоло-
дочный и поисково-спасательный. Осн. дан-
ные нек-рых вертолётов фирмы приведены в
табл
КАМАНИН Николай Петрович (1908—82) —
сов. лётчик, ген.-полковник авиации (1967).
один из первых Героев Сов. Союза (1934),
В Сов Армии с 1927 Окончил Ленингр.
воен-теоретич лётиую школу (1928). 2-ю
Борисоглебскую воен. школу лётчиков
(1929), Воен.-возд академию РККА им.
проф Н. Е. Жуковского (1938; ныне ВВИА),
Высшие академии, курсы при Высш, воен,
академии (1956). В 1934 участвовал в спасе-
нии экспедиции парохода «Челюскин». Участ-
ник сов -финл. и Вел Отечеств войн. В
ходе войны был ком. штурмовой авиади-
визии. смешанного, а затем штурмового
ааиакорпусов. После войны в ГВФ,
ДОСААФ, команд возд. армией. ВВС воен,
округа, зам. нач гл штаба ВВС. В 1966—71
нач. центра подготовки космонавтов в
Звёздном городке. Деп. ВС СССР в
[937—46. Награжден 3 орденами Ленина,
орденом Октябрьской Революции. 2 ордена-
ми Красного Знамени, 2 орденами Суво-
6ова 2-й степ , орденами Кутузова 2-й степ.,
фасной Звезды, медалями, а также иностр.
орденами Портрет см, на стр. 265.
Соч.: Летчики и космонавты, М._ 1972. Стар-
ты в небо. И., 1976
Лит Водопьянов М В, Повесть о первых
героях, 2 изд , М , 1980 
КАМЕНЕВ Сергей Сергеевич (1881 —1936) —
сов. военачальник, командарм l-го ран-
га (1935). Участник 1-й мировой и Гражд.
войн. В Красной Армии с 1918. Окон
чил Александровское воен, уч-ше (1900),
Академию Генштаба (1907). Во время
Гражд. войны был нач. штаба корпуса, ар-
мии. команд, войсками Вост фронта, глав-
нокоманд вооруж силами Республики
(1919—24). В 1924—27 чл. РВС СССР. нач.
штаба РККА. В 1927—34 зам. наркомвоен-
мора и зам. пред. РВС СССР. С 1934 нач.
Управления ПВО и одновременно член
Воен, совета при Наркомате обороны СССР.
Один из организаторов Осоавиахима. Ак-
тивно содействовал становлению и развитию
266 «КАМАН»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл — Вертолеты фирмы «Кам ан»
Основные данные	Разнедыва тельный НТК 1	Поисково спасательный HH-43F	Противо лодочный SH 2F
Первый полёт, год	1949	1963	1973
Число и тип двигателей	1 пд	2 ГТД	2 ГТД
Мощность двигателя, кВт	179	820	1010
Диаметр несущего винта, м	12,2	14,33	1341
Число лопастей Длина вертолёта с вращающимися	2X2	2X2	4
винтами, м Высота вертолета с вращающимися	12,2	14,33	16,03
винтами, м	3,5	3,84	4 14
Сметаемая площадь, м® Взлётная масса, т	2Х 117	2Х 160	141
нормальная	—	2,95	5,81
максимальная	1,4	4,15	6 03
Масса пустого вертолета, т	0,79	2,09	3,19
Число пассажиров Перевозимая нагрузка, т	—	6	—
нормальная	—	0,86	—
максимальная	—	1,8	—
Крейсерская скорость, км/ч	но	180	240
Максимальная дальность полёта, км Статический потолок (без учёта влия-	310	445	680
ния земли), м	1700	4880	4695
Экипаж, чел	1—2	2	3
Вооружение и спецоборудованне	—	—	2 противолодочные торпеды, гидробуи
отечеств авиац. науки и техники Чл ВЦИК
и ЦИК СССР Награжден орденом Крас-
ного Знамени РСФСР, Золотым боевым
оружием со знаком ордена Красного Зна-
мени РСФСР, Почётным рев огнестрель-
ным оружием со знаком ордена Красного
Знамени РСФСР, орденами Красного Зна
меня Хорезмской нар сов республики, Крас-
ного Полумесяца 1-й степ Бухарской нар
сов республики Урна с прахом в Крем
левскон стене
Лит Каменева Н С, Путь полководца Ки
ев, 1982
КАМЕРА СГОРАНИЯ газотурбинного
дв и г ат ел я — устройство, в к-ром в ре-
зультате сгорания топлива повышается
темп-ра поступающего в него воздуха (га
за) Основная К с ТВД иди ТРД (см рис )
Основная камера сгорания I — диффузор, 2 —
топливная форсунка, 3 — фронтовое устройство,
4 — восп-тачевитель, 5 — жаровая труба 6 — кор
лус, 7 — газосборннк
располагается перед турбиной и состоит из
корпуса 6, образующего полость для жаро-
вой трубы (труб) 5, внутри к рой сжига-
ется топливо авиационное, подаваемое фор-
сунками 2 Передняя (входная) часть жаро
вой трубы — т н фронтовое устройство 3,
обеспечивающее частичное перемешивание
топлива с воздухом и горячим газом, стаби-
лизацию пламени, сжигание части топлива
Через отверстия в стенках жаровой тру-
бы в нее вводится воздух для сжигания
остальной части топлива, охлаждения про
дуктов сгорания и формирования совм с
газосборником 7 необходимого температур-
ного поля газов, поступающих в турбину
Темп-ра продуктов сгорания зависит от
коэффициента избытка воздуха Диффузор
1 тормозит поток воздуха до скорости, поз-
воляющей осуществить устойчивое, эффек
тивное горение топлива 1фн приемлемых
гндравлич потерях в К с Воспламени-
тель (или электрич свеча) 4 служит для
нач зажигания топлива Для охлаждения
жаровой трубы применяют возд пелену
у ее внутр стенки, образуемую воз-
духом, проходящим через мелкие отвер
стия в стенке Осн К с бывают трёх видов
трубчатая (одна жаровая труба расположе-
на в корпусе трубчатого типа), кольцевая
(одна общая жаровая труба кольцевой фор
мы расположена в кольцевом пространст
ве, образованном наруж и внутр кор-
пусами), трубчато кольцевая (жаровые тру
бы расположены в общем кольцевом прост
ранстве, образованном наруж и внутр
корпусами) До 60 — 70-х гг применялись
гл обр трубчатые и трубчато-кольцевые
К с , затем стали использоваться более
компактные кольцевые К с
К с второго контура ТРДД и К с ПВРД
по принципу действия и устройству ана-
логичны форсажной камере сгорания Рабо
ту К с характеризует коэффициент полно-
ты сгорания топлива
Лит Теория воздушно реактивных дви
гателей, под ред С М Шляхтенко, М , 1975
В Е Дорошенко
КАМОВ Николай Ильич (1902 —73) — сов
авиаконструктор, д-р техн наук (1962),
Герой Соц Труда (1972) После оконча-
ния Томского технол ин та (1923) работал
на авнац з-де, затем в мастерских «Доб
ролета» С 1928 в КБ Л П Григоровича,
принимал участие в разработке и испыта-
ниях самолета-торпедоносца открытого моря
(ТОМ-1) Совм с Н К Скржинским на
обществ началах (при Осоавиахнме) создал
первый в СССР винтокрылый ЛА — двух-
местный автожир КАСКР I, назв автора
ми «вертолетом» В 1930 разработана моди
фнкация КАСКР 2 с более мощным двигате
лем. Ряд техн, решений (напр, шарнир-
ное крепление лопастей, смешанная дере-
вянно металлич конструкция лопасти с
трубчатым лонжероном), реализованных на
автожире КАСКР, впоследствии нашли ши
рокое применение на мн сов автожирах
и вертолетах С 1932 К работал в ЦАГИ,
где возглавил конструкторскую бригаду,
создавшую боевой двухместный автожир А 7
(1934) для корректировки артогня и развел
ки С 1940 К — гл конструктор и дирек-
тор первого в СССР з-да по проектирова-
нию, изготовлению и ремонту автожиров
(просуществовал до 1943) Была выпуще-
на войсковая серия автожиров А-7, ис
П М Камозин
Дж Б Кап рои и
пользовавшихся в нач Вел Отечеств вой-
ны В 1943—47 К снова в ЦАГИ, где
под его рук создан одноместный вертолёт
соосной схемы Ка-8 с мотоциклетным дви-
гателем (1947) С 1948 К — гл конструк-
тор вертолетного КБ Под рук К разрабо-
тана теория конструирования вертолетов со-
осной схемы, созданы вертолеты соосной
схемы различного назначения (Ка-10, Ка-15,
Ка-15М, УКа-15, Ка 18, Ка 25, Ка-25К,
Ка-26) и аэросани «Север-2* н Ка-30
К — автор ДА нового типа — винтокры-
ла Ка 22 (комбинация самолета и верто-
лета), оригинальной системы управления
соосными вийтами, конструкции цельноде-
ревянной лопасти, конструкции и техноло-
гии изготовления Лопастей целиком из пла-
стика Гос пр. СССР (1972) Награж-
ден 2 орденами Ленина, 2 орденами Тру-
дового Красного Знамени, медалями Имя
К носит Ухтомский вертолетный завод.
См ст Ка
Соч Винтовые летательные аппараты, М, 1948.
Лит Кузьмина Л М, Конструктор верто-
летов М , 1988
КАМОЗИИ Павел Михайлович (1917—83) —
сов летчик, капитан, дважды Герой Сов
Союза (1943, 1944) В Сов Армии с 1937
Окончил Борисоглебскую воен авиац шко-
лу (1938) Участник Вел Отечеств войны
В ходе войны был ком звена, ком эскадрильи
истребит авиаполка Совершил 131 боевой
вылет, сбил лично 35 и в составе группы
13 самолётов противника После войны в
ГВФ Награжден орденом Ленина, 2 орде-
нами Красного Знамени, орденами Алек-
сандра Невского, Отечеств войны 1-й степ.,
медалями Бронзовый бюст в Брянске
Лит Реймерс Г К, Внимание' В небе Ка-
мозии 1\ла, 1975
«КАНАДЭР» (Canadair Ltd) — самолето-
строит фирма Канады Образована в 1944
иа основе авиац отделения кораблестроит.
фирмы «Канейдиан Виккерс», к-рая первой
в Канаде начала коммерч произ-во са-
молетов (1923) В 1947 стала филиалом
амер кораблестроит фирмы «Электрик боут»
(Electric Boat), предшественницы «Джене-
рал дайнемикс», с 1976 государственная фир-
ма, в 1986 продана корпорации «Бомбардир»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свои

167
Рис 1 Административный самолет «Челленджер»
601
Рис I Пожарный самотет амфибия CL 21 аТ
(Bombardier ]пс ) Выпускала транспорт
ные самолёты, патрульный самолет CL 28
«Аргус», истребители F 86, F 104, F-5
(по лицензии США), истребитель CF 100
(первый полет в 1950) В 1965 построй
ла эксперим СВВП CL 84 с поворотным
крылом Осн программы 80 х гг про-
из-во реактивных адм самолетов «Чел
ленджер» 600 (1978) и «Челленджер»
601 (1982 см рис 1), самолета-амфибии
CL 215 (1967, см рис 2) беспилотного
разведчика CL 89 (1971), разработка новых
беспилотных ЛА воен назначения
«канейдиан ЭР-
ЛАЙНС» (Canadian
Airlines Internatio
nal) — авиакомпания
Канады Осуществ
ляет перевозки ветра
ныЗап Европы, Азии,
Юж Америки, а так
же в США и Австра
лию Образована в 1987 в результате
объединения авиакомпаний «Канейдиан Па-
сифик» (осн в 1942), «Пасифик уэс
терн» (1946) и др В 1989 перевезла
9,5 млн пасс пассажирооборот 19,27
млрд и км Авиац
«КАНТЕС» (Qantes
Airways Ltd) — нац
авиакомпания Авст-
ралии Осуществляет
перевозки в страны
Зап Европы, Азии,
Африки Юж Амери
ки, а также в США и
Канаду Осн в 1920,
одна из старейших
ревезла 4,1 млн
рот 26,2 млрд п
самолетов
парк —93 самолета
в мире В 1989 пе
пасс пассаж ирообо-
;м Авиац парк — 40
КАПОТ д в и г а тел я — часть гондолы дви
гатвля, непосредственно к нему примыка
ющая Состоит в осн из быстросъемных
конструктивных элементов (крышек пане-
лей), необходимых для выполнения осмот
ров, регламентных и ремонтных работ, а
также монтажа и демонтажа двигателя
(см рис ) Подвижные элементы К могут
быть съемными (устанавливаются на винто
вых замках, невыпадающих болтах и пр ),
откидными поворотными (фиксируются в
открытом положении распорками, а в закры-
том — быстродействующими капотными зам-
ками) либо представляют собой комби на
цию съёмных и откидных панелей Широ-
кое применение (начиная с 30 х гг ) об
текаемых К Для закрытия ПД было обуслов
лево необходимостью снижения лобового
сопротивления самолета
Капот двнгате1я 1 —откидные крышки капота
2 — натяжные замки
КАПОТИРОВАНИЕ с а м ол ет а — опроки
дывание самолета на нос или на спину через
нос К может возникнуть при резком тор
можеиии или наезде передних колес само-
лета на препятствие К возможно при близ
ком расположении центра тяжести к отно
сительно высокой стойке шасси что харак
терно для легких одномоторных винтовых
самолетов К происходит, когда момент дей
ствующих на самолет сил, включая силы
инерции, относительно точки касания за-
торможенного пневматика или оси передних
колес оказывается направленным на пики
рованне
КАПРОИИ (Caproni) Джованни Батиста
(1886—1957) — итал авиаконструктор и
промышленник Окончил политехи ин т в
Мюнхене (Германия, 1907), изучал электро
технику в Льеже (Бельгия) В 19Q8 постро
ил свой первый биплан в 1910 основал
самолетостроит фирму (см « Капрони»j
В годы 1 й мировой войны фирмой вы-
пускались тяжелые бомбардировщики с
двумя и тремя ПД В 1920—30-е гг разра
батывались в осн самолеты воен назиа
чения (разведчики, истребители, бом
бардировщики), а также был создан ряд
опытных самолетов с рекордными хар ками
27 авг 1940 состоялся первый полет
эксперим самолета Капрони Кампини N 1,
одного из первых реактивных самолетов В
годы 2-й мировой войны под рук К велось
массовое произ-во воен самолётов В нач
40 х гг К принадлежали или находились
под его контролем ок 20 фирм, его осн
фирма существовала до 1950 Портрет см
на стр 267
«КАПРОНИ» (Societa Italiana Caproni) —
итал самолетостроит фирма Осн в 1910
Дж Б Капрони Указ назв с 1928 В 1950
ликвидирована В годы 1 й мировой войны
выпускала тяжелые бомбардировщики |наи
более изйестны бипланы Са 32 и Са 33
триплан Са 42 (см рис в табл IX)], после
войны — бомбардировщики Са ЗЬ, Са 44 и
Са 46 В 1929 построен опытный бомбарди
ровщик Са 90 с шестью ПД (масса 30 т,
самый тяжёлый самолет аэродромного бази
рования того времени, установивший ряд ре-
кордов грузоподъемности, см рнс в табл
XIV) В 30 е гг и годы 2 й мировой вой
ны большими партиями производились бом-
бардировщики Са 101 (первый полет в 1930),
трансп самолеты Са 133 (1934), Са 135
(1936) бомбардировщики, разведчики, мно
гоцелевые самолеты Са 309--316 На фир
ме «К» были построены рекордный вы
сотный самолет Са 1Ь1 с герметичной каби
ной, достигший в 1938 выс 17 083 м, и пер-
вый итал реактивный самолет Капрони-
Кампини N 1 с мотокомпрессорным ВРД
(1940, см рис в табл XV) Филиалом «К »—
фирмой «Реджиан» созданы истребители
Re 2000 (1939), Re 2001 (1940), Re 2005
(1942), штурмовик Re 2002 (1942) После
войны попытки возобновить авиац произ во
на осн фирме не имели успеха Созданный
в 1949 шестиместный трансп самолет Са 193
не пользовался спросом, в 1950 фирма обан
кротилась Бывший филиал «К » — фирма
«Аэроплани Капрони Тренто» (Aeroplani
Caproni Trento) в 1952 построила реак
тивный тренировочный самолет F 5, но
вскоре прекратила самостоят разработки
Небольшая фирма «Капрони Виццола» (Ca-
proni Vtzzola) в 1968 начала произ во пла
нёров «Калиф» в 1980 построила реак
тивный тренировочный самолёт Са 22, в 1982
вошла в состав фирмы «Агу ста»
Ю Я Шилов
КАПРЭЛЯН Рафаил Иванович (1909—84) —
сов летчик испытатель, подполковник, засл
летчик испытатель СССР (1961), мастер
спорта СССР междунар класса (1969),
Герой Сов Союза (1975) Окончил Ленингр
ин т гражд авиации (1932), Батайское
летное уч-ще гражд авиации (1934) Участ-
ник Вел Отечеств войны Работал в ЛИИ
и ОКБ М Л Миля Провел летные
испытания самолета Ту-4, вертолетов Ми 1,
Ми 2, Ми 4, Ми-6, Ми 8, Ми 10, ресурсные
испытания двигателей, винтов Установил
10 мировых рекордов В 1937 на само
лете ХАИ 1 выполнил перелет Москва —
Ташкент — Москва Первым в Аэрофлоте
налетал 1 млн км Награжден 2 орденами
Ленина, орденами Красного Знамени,
Отечеств войны 1 й степ , 2 орденами Тру
дового Красного Знамени, 2 орденами
Красной Звезды, орденом «Знак Почета»,
медалями
КАРКАС (от франц carcasse — скелет)
летательного аппарата — система
взаимосвязанных продольных и поперечных
силовых балочно стержневых элементов,
обеспечивающих прочность, жесткость вы
носливость, живучесть и геом форму ЛА
Осн составляющие К — силовой набор и
связывающие его элементы В период ис
пользования в конструкциях обшивки из по
лотна и фанеры жёсткость К обеспечива
лась с помощью дополнит элементов — рас
чалок, раскосов, подкосов и др Увеличе
ние скорости полёта и внеш нагрузок пот
ребовало совершенствования К ЛА В крыле
и оперении стали широко применяться тон-
костенные конструкции и ферменно балочные
силовые схемы, обеспечивающие необхо
димую прочность жесткость и свободные
объемы для размещения топлива и обо
рудования Ферменные конструкции фюзеля
жа постепенно заменялись монококовымн
и полумонококовыми В ЛА, имеющих по
выщенный ресурс и живучесть, в К ис
пользуется силовой набор, жестко связан
ный (болтами, заклепками, сваркой и т п )
с «работающей» обшивкой Одноврем нс
пользование силовых элементов для обес
печения прочности и создания внеш фор
мы ЛА позволяет выполнять конструкцию
К с миним массой
КАрМАН (Karman) Теодор фон (1881 —
1963) — ученый в области механики, чл
Лондонского королевского об ва, других
АН и науч об-в Учился в Будапештском
ун-те (1898—1902), затем в Гёттингенском
ун-те С 1913 проф и директор Аэродина
268 КАНЕЙДИАН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Т Карман
Р. И Капрэлян
А Т Карпов.
А В. Квасников.
мич. ин-та в Ахене. Основатель и директор
(1930—49) Гуггенхеймовской аэролабора-
тории Калифорнийского технол ин-та
(США). Оен. труды по самолётостроению,
аэро-, гидро- и термодинамике, теории уп-
ругости и пластичности. Разработал теорию
однородной изотропной турбулентности, ме-
тод расчёта пограничного слоя, полуэмпирич.
теорию турбулентности, теорию профиля при
дозвук. скоростях и осесимметричного тела
при сверхзвук, скоростях и т. д. Осущест-
влял науч, руководство стр-вом ряда ЛА,
сверхзвук, аэродинамич. труб и баллистич.
установок. В 1948 учреждена премия его
имени.
Соч. Collected works. \	1—4. L , 1956, The
wind and beyond. Boston. 1967
КАРМАНА ДОРОЖКА (ио им. Т. Карма-
на) — то же, что вихревая дорожка.
КАРПОВ Александр Терентьевич (1917 —
44) — сов. летчик, капитан, дважды Герой
Сов. Союза (1943, 1944) В Кр- Армии с
1939. Окончил Качинскую воен, авиац
школу им. А. Ф- Мясникова (1940). Участ-
ник Вел. Отечеств, войны. В ходе войны
был летчиком-истребителем, ком. звена, ком.
эскадрильи истребит, авиаполка. Совершил
ок, 500 боевых вылетов, сбил лично 28 и в
составе группы 8 самолётов противника.
Погиб в бою. Награждён орденом Ленина,
3 орденами Красного Знамени, орденом
Александра Невского, медалями. Бронзовый
бюст в Калуге.
Лит Андреев С А, Совершенное ими бес-
смертно М , 1976
КАРТЫ АВИАЦИОННЫЕ - геогр- карты,
предназначенные для обеспечения лётного
состава навигац. данными, необходимыми
при подготовке к полёту и в полёте По
назначению К- а. Делятся на полётные, бор-
товые и специальные. Полётные карты,
применяемые для самолётовождения, обычно
имеют масштаб 1:1 000 000 или 1:2 000 000-
При выполнении спец, полетоа, связанных с
отысканием малых объектов, к-рые не ука-
заны на осн. картах, применяются карты
крупного масштаба (1:500 000 и крупнее).
На самолётах, оборудованных навигац.
вычислит, устройством, применяются т. н.
ленточные карты. Бортовые карты слу-
жат Для самолётовождения с использова-
нием радиотехн. и астрономич. средств,
масштаб их, как правило, 1:2 000 000 или
1:4 000 000. При подготовке к полёту и в
полёте в качестве справочных применяются
разл. карты спец, назначения (карты погоды.
магн склонений, часовых поясов и др.)
КАРТЫ ПОГОДЫ — геогр. карты, на к-рых
условными обозначениями наносятся данные
о состоянии атмосферы Земли в определ
момент времени. К- п. делятся на фа кт и
чес к не (содержащие данные наблюдении
за состоянием атмосферы) и прогности
ч е с к и е (содержащие данные об ожидаемом
состоянии атмосферы). К- п- делятся также
на приземные (содержащие данные о
фактич- либо ожидаемом состоянии атмос-
феры у земной повети) и высотные (со-
держащие данные о фактич либо ожи-
даемом состоянии атмосферы на разл.
уровнях над земной пов-стью). В свою оче-
редь высотные К- О- делятся на карты
абсолютной барической топогра-
фии (карты АТ), содержащие данные для
стандартных изобарич, пов-стей (напр., 1000,
850, 700, 500 гПа), и карты относитель-
ной барической топографии (карты
ОТ), содержащие данные для слоёв атм., за-
ключённых между к -л, изобарич, пов-стями
(напр., между 1000 и 500 гПа, между 700 и
300 гПа). Отдельную группу карт сос-
тавляют карты особых явлений пого-
ды (карты ОЯ), содержащие фактич. либо
прогностич. данные, характеризующие отд.
явления (напр., данные об облачности, тур-
булентности ясного неба, струйных течениях,
высоте расположения изотермы 0°С). Наи-
более «насыщенными» информацией яв-
ляются приземные К. п. На них наносятся:
общее кол-во облаков, направление и ско-
рость ветра у пов-сти Земли, горизонт, види-
мость, погода в срок наблюдения, погода
между сроками наблюдений, давление и
темпфа воздуха, тип облаков, кол-во об-
лаков ниж. яруса, а при их отсутствии —
кол-во облаков среднего яруса, высота
ниж. границы облаков над земной пов-стью,
точка росы, т. и- величина барич, тенден-
ции за последние 3 часа, хар-ка барич,
тенденции за последние 3 часа. В зависи-
мости от решаемой задачи кроме перечисл.
данных на К- П- могут наноситься данные о
кол-ве осадков, экстремальных темп-рах
пов-сти почвы и воздуха, состоянии пов-сти
почвы и высоты снежного покрова и т Д.
На высотные К- п. наносятся данные, ха-
рактеризующие направление и скорость вет-
ра, темп-ру, дефицит точки росы, геопо-
тенциальную высоту изобарич пов-стей
либо давление на уровне пов-стей, для к-рых
строятся карты (напр., пов-сти макс, ветра
или тропопаузы). После нанесения дан-
ных на К- п- проводятся разл. системы изо-
линий (изобары на приземных К. п., изо-
гипсы на высотных К п.. изотахи на картах
макс аетра и Др), выделяются разл.
цветами и обозначениями зоны и стан-
ции, где имели место те или иные яв-
ления (грозы, осадки, туманы и Др.),
отмечаются центры циклонов и антицикло-
нов и т. Д. К п —- одно из существ, средств
метеорологического обеспечения ааиации
(см. также Карты авиационные),
«КАСА» (CASA, Construcciones Aeronauti-
cas SA) — ааиац. фирма Испании. Осн. в
1923. В 1972 в состав фирмы вошла само-
лётостроит. фирма «Испано авиасьон СА»
(Hispano Aviacion SA), в 1973—двигате-
лестроит. фирма «ЭНМАСА» (ENMASA).
Деятельность начала с, постройки лицензи-
онного истребителя Бреге 19 В 40-х гг. вы-
пускала нем. истребители Мессершмитт
BF 109, трансп. самолёты Юнкере Ju-52
и др. Осн. программы 80-х гг: произ-во
лёгкого трансп. самолёта С-212 «Авиокар»
с двумя ТВД (первый полёт в 1971, см. рис.),
Легкий транспортный самолет С-212 «Авиокар».
реактивного уч.-боевого самолёта С-101
«Авиоджет» (1977), 45-месгного пасс, са-
молёта CN-235 (1983) с Двумя ТВД
для местных и коротких авиалиний, раз-
работанного совм. с индоиез- фирмой
«IPTN» (industri Pesawat Terbang Nusan-
tara). Фирма является участником консор-
циума «Эрбас индастриз.
КАСКР-1 — первый сов. эксперим. автожир,
построенный в 1929 авиасекцией ЦК Осо-
ааиахима СССР по проекту Н. И. Камова
и Н- К- Скржинского (см. рис. в табл. XI).
Имел также назв. «Красный инженер». Вы-
полнен по схеме с крылом, хвостовым опе-
рением и аэродинамич- органами управления
(рули, элероны). Использован фюзеляж са-
молёта У-i. Несущий виит четырёхлопаст-
ный, расчального типа, с вертик. и гори-
зонт. шарнирами, диам. 12 м. Двигатель
М-2 мощн. 88,3 кВт. Взлётная масса 950
кг, макс, скорость 90 км/ч- Этот же экзем-
пляр ЛА после установки на него двига-
теля мощн 169 кВт стал наз. КАСКР-2
(1930). Макс скорость 110 км/ч, высота
полёта до 450 м.
КАТАПУЛЬТА ВЗЛЁТНАЯ (лат. catapulta,
от греч. ка(арёИез, от kata — сверху вниз,
вниз на, против и pallo — бросаю, швы-
ряю) — устройство для старта ЛА путём
их принудит, разгона на коротком участ-
ке пути. Используется на авианесущих ко-
раблях, обеспечивает взлёт самолёте,а
при огранич. Длине палубы. По принципу
использования энергии К- в. разделяют на
пороховые, гидравлич,, пневматич., роторные
и паровые (наиболее распространены). Па-
ровая К- в. (см. рис.) состоит из двух цилин-
дров с поршнями, жёстко соединёнными с
челноком, выступающим над палубой. Длина
цилиндров достигает 70—90 м. После откры-
тия стартового клапана в цилиндры пос-
тупает пар от парового коллектора под
давлением 6—8 МПа. Давление пара иа
поршни, создавая дополнит, силу к тяге
двигателей ЛА, разрывает калиброванное
кольцо задержника и с перегрузкой 4—5
двигает ЛА по палубе. В конце разгона
челнок резко останавливается тормозным
Паровая взлётная катапульта I — полётная палу-
ба, 2 — торчозной цилиндр, 3 — паровой цилиндр,
4— поршень с тормозным конусом, 5— челнок;
6—стартовый клапан, 7 — трубопровод от паро-
вого коллектора; 8—задержник, 9 — буксирный
трос.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт CB№&liA[J^%l№T!A 269
цилиндром, после чего буксирный трос отде-
ляется от челнока и ЛА взлетает Масса па-
ровых К в составляет 400—500 т Они обес
печивают взлет ЛА массой до 37 т и ско
рость 250 км/ч Стартовые устройства, ана-
логичные по принципу действия К в, при
меняют Для запуска небольших беспилот
ных ЛА типа крылатых ракет и дистан
ционно-пилотируемых ЛА Такие устройства
состоят из тележки, наклонных направля-
ющих рельсов и запускающего механизма
Тележку с закрепленным на ней ЛА раз-
гоняют с помощью ракетного двигателя на
твёрдом топливе, пневмоцилиндра, гидроци
линдра, пружин, резиновых шнуров или др
средств В конце разбега дл 6—12 м тележ-
ка тормозится, а стоящий на ней ЛА от
деляется со скоростью 25—35 м/с
Лит Короткий И VI, Слеленков 3 Ф
Колы заев Б А, Авианосцы и вертолетоносцы
М, 1972, Ларионов А И НесвицкийЮ А,
Надводный флот НАТО, VI , 1975
Е П Голубков
катапультирование — процесс выб-
расывания, принудительного направленно
го отделения от ЛА (обычно выстреливания)
катапультного кресла или кабины отделя-
емой с целью аварийного покидания ЛА
членами его экипажа При этом отделяемой
части или креслу придаётся скорость в нап
равлеиии, отличном от направления полета
(обычно под углом 15—30° к вертик оси
ЛА, см рис ) Источниками энергии при
К являются телескопии стреляющий меха-
низм с пиропатроном, РДТТ или их сочета
нне В последнем случае РДТТ включает
ся в момент отделения кресла от ЛА и кор-
ректирует его траекторию относительно ЛА
и земли (при К на малой высоте)
Схема катапультирования
1 — сброс фонаря, 2 — вы
ход кресла из кабины и
ввод стабилизирующего
кресло парашюта, 3 —
движение кресла с вклю
ценным РДТТ 4 — ввод
тормозного парашюта,
предназначенного для ста
билизнрованного спуска с
больших высот 5 — отде-
ление летчика от кресла н
ввод основного парашюта
летчика. 6 — выпуск носи
мото аварийного запаса
7 — приземление (привод-
нение) лётчика. I — поло-
жение ЛА в момент ката
пульгирования, 11 — поло
жение ЛА в момент ввода
тормозного парашюта
Осн. силы, воздействующие на человека
при К ,— перегрузки от срабатывания стре
ляющего механизма и скоростного напора
воздуха при выходе летчика с креслом из ка-
бины ЛА При воздействии перегрузки
вследствие прохождения по телу ударной
волны деформируются тканевые структуры
организма, к рые после окончания действия
перегрузки обычно восстанавливаются Осн
нагрузки воспринимаются костной тканью и
суставно-связочным аппаратом тела На-
рушение кровообращения, как это наблю
дается при воздействии длит перегрузок, при
К не происходит Во избежание травм ка-
тапультные кресла снабжаются приспособ-
лениями для фиксации тела человека в
оптим положении
Устойчивость ор!анизма к воздействию
перегрузок определяется их значениями,
продолжительностью действия, скоростью
нарастания, направлением по отношению
к осям тела Так, человек в катапультном
кресле выдерживает двадцатикратную пере-
грузку в направлении «голова — таз» при
ее нарастании за 0,05—0,1 с и времени
действия 0,2—0,4 с, в обратном направ-
лении — только Десятикратную перегрузку
Наибольшая выносливость организма к
восприятию перегрузок наблюдается в на-
правлении «грудь — спина» В этом случае
оказывается переносимой даже сорокакрат-
ная перегрузка, нарастающая за 0,04 с
Для обеспечения безопасности К прово-
дится спец наземная подготовка летчиков
отрабатываются правильная поза при К,
фиксация тела привязными ремнями, на-
выки предварит и исполнит движений
и т п
В сочетании с катапультными креслами
для защиты от декомпрессии, низких темп-р
и др неблагоприятных факторов применя-
ется высотное снаряжение Важным уело
вием безопасного К , особенно на больших
скоростях и высотах полёта, является обес-
печение стабилизации кресла (кабины) В
качестве элементов стабилизации использу
ют парашюты небольшого диаметра, выд
вижные штанги, кили, щитки и др устрой-
ства
К как способ аварийного покидания ЛА
впервые был применен на нек рых нем. само-
летах во время 2 й мировой войны, т к рост
скоростей и высот полета сделал трудным по
кидание самолёта «через борт» с парашю-
том В дальнейшем этот способ был усо-
вершенствован и внедрен в широких масшта-
бах благодаря исследованиям, выполненным
в СССР, Великобритании, США К является
наиболее распространённым и эффектна
ным способом спасения экипажа воен само-
летов
Лит Стасевич Р А, Исаков П К, Ско
росги, ускорения перегрузки. М. 1956, Современ
ные средства аварийного покидания самолета.
М 1961, Теории и практика авиационной меди-
цины, 2 нзд . М 1975
П К Исаков, Е П Голубков
КАТАПУЛЬТНОЕ КРЕСЛО — предназна-
чается для покидания ЛА по команде нахо-
дящегося в нем члена экипажа, по при
казу командира (на многоместных самоле
тах) или по сигналу спец бортового устрой-
ства К к служит местом размещения и
крепления члена экипажа в обычном полете
и средством спасения в аварийной ситуа
ции В зависимости от расположения его в
ЛА и направления выбрасывания различа-
ют К к для катапультирования вверх, вниз,
лицом к потоку или спиной к потоку Наи-
более распространен первый вариант К к
Известны К к закрытого типа (капсулы),
когда спец створки поворачиваются перед
катапультированием и образуют оболочку
вокруг летчика, защищая его от воздей
ствия аэродинамич нагрузок Из-за слож
ности конструкции и большой массы кап-
сулы не нашли широкого применения
Осн элементы К к регулируемая по
высоте чашка (сидение), спинка, заголов-
ник, силовой каркас, привод катапультиро-
вания, система фиксации летчика при помо-
щи регулируемых плечевых и поясных рем-
ней и ограничителей разброса рук и ног.
стреляющий механизм с пиропатронами, па
рашютная система, система стабилизации,
автоматы времени — высоты и др К к ус-
танавливается на ЛА в направляющих рель
сах и крепится шариковым замком. После
катапультирования все операции, включая
раскрытие парашюта, выполняются авто-
матически К к обеспечивают спасение
экипажа на всех высотах и при всех скорос-
тях полета ЛА, а также при катапульти-
ровании с земли Масса К к в зависимое
ти от типа и назначения ЛА составляет 50—
150 кг	£ П Голубков
КАТАСТРОФА (от греч katastrophe — пе-
реворот, уничтожение, гибель) — авиацион
ное происшествие, приведшее к гибели или
пропаже без вести к -л лица из числа на-
ходившихся на борту возд судна К К также
относятся случаи гибели к л лица из числа
находившихся на борту в процессе ава-
рийной эвакуации из возд судна
катастрофическая ситуация —
особая ситуация в полете, при к рой пре-
дотвращение гибели людей и (или) потери
возд судна практически невозможно
КАТЕНАРИЯ (лат catenanus — цепной,
от catena — Цепь) — конструкция подвески.
Катенарная подвеска в полумягком дирижабле I —
узел кагеиарного пояса. 2 — катенарный пояс
(внутренним), 3 — оболочка дирижабля, 4 — тросы
подвески, 5 — гондола
применяемая на воздухоплават ЛА (не-
жестких дирижаблях, привязных и свобод-
ных аэростатах нек-рых типов) для равно-
мерной передачи сосредоточенных усилий
(от веса гондолы, килей и др агрегатов)
на оболочку Катенарная, или мостовая, под
веска (по типу подвески висячих мостов)
образует систему, состоящую из катенар-
ного пояса, закрепленного на оболочке
(пришивкой, приклейкой), и элементов, сое-
диняющих узлы катенарного пояса с аг-
регатами ЛА (см рис ) На нежестких дири-
жаблях применяются внутр катенарные поя-
са (передают нагрузку от гондолы или киля
на верх часть оболочки) и наруж пояса,
соединяющие ниж часть оболочки с гондо
лой (или килем) Катенарная подвеска ис-
пользуется также для крепления строп one
рения (см Мягкий дирижабль), в конст-
рукциях пневматич оперений привязных
аэростатов и др частей аэростатов.
«КАТЭЙ ПАСЙФИК» _ —
(Cathey Pacific Air-
ways) — авиакомпа-
ния Сянгана (Гонкой-
га). Осуществляет wMMMRK
перевозки в страны
Европы, Азии, Афри-
также в США
и Австралию Осн в
1946 В 1989 перевезла 7,1 млн пасс, пас-
сажирооборот 22,09 млрд п -км Авнац
пауж —36 самолетов
КАМИНСКАЯ ВОЕННАЯ АВИАЦИОННАЯ
ШКОЛА ЛЕТЧИКОВ — распространенное
назв 1-й военной школы лётчиков им А Ф
Мясникова (см Севастопольская офицер-
ская школа авиации)
КВАЗИСТАЦИОНАРНОЕ ТЕЧЕНИЕ— не-
стационарное течение жидкости или газа при
малых Струхала числах ЬЬ=£/(У()-«1
Здесь L — характерный линейный размер
тела, V — характерная скорость (обычно
270 КАТАПУЛЬТИРОВАНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
скорость набегающего потока), t — харак-
терное время движения К т в первом приб
лижении можно рассматривать как етацио
парное течение с мгновенными значениями
газодинамич переменных, т е поле течения
зависит от времени как от параметра При
Sh-Cl решение диф ур-ний, описываю
тих движение среды, можно представить
в виде разложений по числу Струхала, тог-
да гл члены разложения будут описы
вать К т
Число Струхала можно записать в виде
Sh= (V/t)/(V2/L) и трактовать его как от
ношение масштаба локального ускорения,
характеризующего изменение скорости во
времени, к масштабу конвективного уско-
рения, характеризующего изменение ско
рости в пространстве При движении ЛА
на значение локального ускорения накла-
дываются ограничения, обусловленные
физ возможностями человека переносить
перегрузки, кроме того, большие пере
грузки наблюдаются в полете при от
носительно больших скоростях (выход из пи-
кирования, боевой разворот и др манев-
ры самолёта) На конвективное ускорение
никаких ограничений не накладывается Поэ-
тому в большинстве случаев при движении
самолетов и др ЛА число Струхала Sh<Cl,
и квазистационарный подход широко при
меняется для определения поля течения
около движущегося тела, его аэродинамич
хар-к и аэродинамического нагревания его
пов Сти	В А Башкин
КВАСНИКОВ Александр Васильевич
(1892—1971) — сов ученый в области авиац
двигателей, проф (1927), д-р техн наук
(1958), засл деятель науки и техники РСФСР
(1945) Окончил Томский технол ин-j
(1919) В 1915—17 воен летчик, впервые
на самолете «Ньюпор» установил зажигат
ракеты, к-рыми сбил нем аэростат С 1922
заведовал кафедрой «Тепловые двигатели»,
с 1931— кафедрой «Теория авиадвигате-
лей» в МАИ Открыл явление резкого уве
личения тяги пульсирующим реактивным
выхлопом при эжектировании воздуха Гос
пр СССР (1968) Награжден 2 орденами
Ленина и орденом Трудового Красного
Знамени Портрет см на стр 269
КЕЙЛИ (Cayley) Джордж (1773—1857) —
англ учёный и изобретатель, один из осно-
воположников теории полета самолёта С
1796 изучал ЛА тяжелее воздуха, в 1799
предложил концепцию ЛА с фиксир крылом
и отдельным от него движителем В 1804
построил модель планера с крестообразным
управляемым хвостовым оперением и сколь-
зящим грузом в носу для изменения по-
ложения центра тяжести (см рис в табл 1)
Применил ротативную установку для испы
таний крыла при разл углах атаки (1804),
объяснил стабилизирующий эффект попереч-
ного V-образного крыла (1805), изучал
влияние кривизны профиля и перемещение
центра давления крыла ([807—09), пред
дожил форму тела миним лобового сопро-
тивления (1809) Объяснил механику соз-
дания тяги концами крыла птииы (1808)
В 1807—09 изучал двигатели на горячем
воздухе или пороховых газах, предложил
использовать их на ЛА В публикациях
1809—И изложил осн принципы полета пла
нера и самолета Разработал ряд проектов
Орнитоптеров вертолетов, конвертоплана
Предложил колесное шасси со спицами В
1816—17 разработал проекты дирижаблей, в
т ч полужёсткой конструкции Предложил
хвостовое оперение с рулями высоты и на-
правления (1849) В 1809 и 1849—53
строил натурные планеры, на к-рых впер
вые выполнялись короткие подлёты человека
К занимался также вопросами оптики,
электричества, баллистики и др Его труды
долго оставались неизвестными
КЕЛДЫШ Мстислав Всеволодович (1911 —
78) — сов ученый в области математики и
механики, акад АН СССР (1946, чл корр
1943), чл Президиума с 1953, вице-
президент в 1960—61, президент АН СССР
в 1961—75, трижды Герой Соц Труда (1956,
1961, 1971) Окончил МГУ (1931), работал
в ЦАГИ (1931—46), МГУ (проф с 1937),
Матем ин-те им В А Стеклова АН СССР
(1934—37, 1944—46) Рук отделения
(1953—66), затем директор (1966—78)
Ин та прикладной математики АН СССР
К принадлежит значит число фундам ис-
следований в области математики, вычис
лит математики, аэро- и гидродинамики
Большой цикл работ К посвящен колеба-
ниям и автоколебаниям авиац конструкций,
теории флаттера самолета методам его числ
расчета, моделированию в аэродинамич тру-
бах практич мерам борьбы с ним, явле
нию шимми — самовозбуждающимся ко
дебаниям носового колеса самолета, прос-
тым конструктивным решениям его устра-
нения В области аэродинамики К иссле-
довал влияние сжимаемости среды на аэ-
родинамич хар ки обтекаемых тел и обоб
щил Жуковского теорему о подъемной силе
К принадлежат фундам исследования по
гидродинамике движения тел под пов стью
жидкости и волновому сопротивлению, тео
рии удара тела о жидкость, теории колеб-
лющегося крыла
В математике осн труды К посвяще-
ны теории ф ций действит и комплекс
ного переменного, ур ниям с частными произ
водными, функцион анализу Важные ре-
зультаты, полученные К в области теории
ф-ций комплексного переменного, широко
используются при решении задач приклад-
ных аэро и гидродинамики К внёс су-
ществ вклад в развитие вычислит и ма-
шинной математики, создание эффективных
методов числ решения задач в разл об
ластях науки и техники
К внес выдающийся вклад в создание
эффективных методов решения задач атом
ной и космич техники, выступил одним из
инициаторов развертывания работ по ис-
следованию космоса и созданию ракетно
космич систем, возглавив с сер 50-х гг
разработку теоретич предпосылок вывода
искусств тел на околоземные орбиты, а в
дальнейшем — полетов к Луне и планетам
Солнечной системы Руководил науч -техн
советом по координации деятельности НИИ
и КБ по созданию первого ИСЗ, внес боль
шой вклад в осуществление программ пи
дотируемых космич полетов, в постановку
науч проблем и проведение исследований
околоземного космич пространства, меж
планетной среды, Луны и планет, в реше
ние мн проблем механики космич полетов
и теории управления, навигации и теплооб-
мена
К — пред Комитета по Ленинским и Гос
пр при СМ СССР (1961—78), действит
и почетный чл многих иностр академий
и науч об-в Деп ВС СССР с 1962 Золо-
тые медали им М В Ломоносова АН СССР
(1976) и им К Э Циолковского АН СССР
(1972) Ленинская пр (1957), Гос пр СССР
(1942, 1946) Награжден 7 орденами Ленина,
3 орденами Трудового Красного Знамени,
медалями, а также иностр орденами
В 1978 АН СССР учредила Золотую ме-
даль им М В Келдыша «За выдающиеся
научные работы в области прикладной мате
матики и механики, а также теоретичес
кие исследования по освоению космичес-
кого пространства» В Москве сооружены
памятники ученому (в т ч в начале
Аллеи космонавтов), создан кабинет музей в
Ин-те прикладной математики Российской
АН В МГУ учреждена стипендия им М В
Келдыша Его имя носит Ин-т прикладной ма-
Ч В Келдыш
Дж Кейчи
тематики Именем К назван кратер на Лу-
не Урна с прахом в Кремлевской стене
Соч Некоторые общие свойства полипланов,
Ч 1936 Вибрации на самолете АА 1942 (совм
с др } Шимми переднего ко чеса трехкочесного
шасси, VI 194о, Приложения теории функций
комплексного переменного к гидродинамике и аэ-
родинамике, М , 1964 (совм с др )
КЕРАМИЧЕСКИЕ МАТЕРИАЛЫ — неме-
таллич материалы из тугоплавких неорганич
соединений, получаемые спеканием, плазмо-
химическим и др методами К м обладают
высокой температуроустойчивостыб, жаро-
прочностью, твёрдостью электроизоля-
ционными и др ценными свойствами Наи-
большее распространение в авиастроении
получили керамич защитные покрытия,
теплоизоляп и конструкц К м
К м по хим составу разделяют на кис-
лородсодержащие — кварцевые, кремне-
земистые, алюмосиликатные, корундовые, из
чистых оксидов, напр алюминия (AI2O3),
 циркония (ZrOs), и бескислородные — на
основе карбидов, нитридов, боридов, силици-
дов Для получения авиац К м использу-
ются сиытетич исходные продукты, харак-
теризующиеся особо высокой хим чистотой
и дисперсностью частиц исходных материа-
лов, произ-во К м отличается точностью
дозировки
Защитные покрытия из К м по-
лучают по шликерно-обжиговой технологии
(тугоплавкие эмали, реакпионно-спекаемые,
реа книонио-отверждаемые), плазменным
напылением (из чистых оксидов AI2O3,
ZrOj), конденсацией из газовой фазы (кар-
биды, нитриды) и др методами с целью
защиты металлич конструкций от газовой
коррозии, повышения эрозионной стойкости,
придания пов-стям изделий заданных оптич ,
электрич и др хар к при высоких темп-рах
Теплоизоляционные К м получают
на основе супертонких волокон либо с при-
менением поро и пенообразователей (пори-
стость до 90—95%) Керамич волокна, об-
ладающие высокой термостойкостью
(1400 °C и более) и прочностью, получают
на основе А1гОз. ZrCh, диоксида кремния,
муллита
Конструкционные К м на основе
нитрида и карбида кремния служат Для
изготовления лопаток турбин, роторов и др
теплонагруженных деталей авиац двигате-
лей Диски и лопатки, напр Для турбин ГТД,
из нитрида кремния (S13N4) и присадок
(оксид иттрия) обжигают в печи прн атм
давлении, а затем подвергают нзостатич
прессованию По др технологии детали
получают реакционным спеканием, при к ром
порошок кремния в среде азота превра-
щается в S13N4 Разрабатываются техно-
логии получения конструкц К м из нитри-
да алюминия, борида титана, ZrCh
С G Солнцев
КЕРОСИН (а нгл kerosene, от греч keros —
воск) — фракция нефти, выкипающая в диа
пазоне темп-р 200—300 °C Получают пере-
гонкой нефти или крекищом тяжелых неф-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимКф^ОСИН	271
Г X KepiHCC	Р С Кинасошнили
тепродуктов, плотность 790—860 кг/м5
Иногда К неправильно наз реактивные
топлива, содержащие кроме керосина бен-
зиновые, лигроиновые, дизельные фракции
нефти (см Топливо авиационное)
КЕРТИСС (Curtiss) Глен Хаммонд (1878 —
1930) — амер летчик, авиаконструктор и
промышленник, один из пионеров авиации
Известный вело- и мотогонщик, рекордсмен,
К в 1902 стал владельцем з да мотоцик
лов, где спроектировал ПД к первому ди-
рижаблю для армии США В 1907 стал рук
Авиац эксперим ассоциации, где построил
самолёт, на к-ром в 1908 впервые в США
совершил полет на I милю (за 1 мин 42 с),
впоследствии устанавливал рекорды и вы-
игрывал крупные авиац соревнования В
1910 на базе своих пр-тий основал фирму
«Кертисс», выпускавшую самолеты и ави-
ац двигатели, позже организовал авиац
произ-во и в Канаде В 1912 построил
первую в США летающую лодку Организо
вал ряд летных школ В 1914 построил ле-
тающую лодку «Америка» для траисатлан-
тич перелета, однако первый такой пере
лёт (с неск промежуточными посадками)
был совершен в 1919 на др его гидросамолё-
те NC-4
«КЕРТИСС» (Curtiss Aeroplane and Motor
Co) —одна из старейших авиац фирм
США Осн в 1910 Г X Кертиссом Дея
тельность начала с разработки гидросамо
лётов Гидросамолет А 1 (биплан с ПД
мощн 56 кВт, с толкающим винтом, см
рис в табл IV) —первый самолет, посту
пивший на вооружение ВМС США За годы
]-й мировой воины выпустила ок 10 тыс
самолетов (в т ч св 6 тыс уч -трени
ровочных JN-4) и 75 тыс двигателей В
1919 на гидросамолете NC-4 (первый полет
в 1918, биплан с четырьмя ПД мощн 298
кВт каждый, длина самолета 20,85 м, раз
мах крыла 38 4 м, макс взлетная масса ок
13 т, скорость ок 150 км/ч, см рис в табл
IX) совершен первый трансатлантич пере-
лет (с неск посадками) В 20-е гг фирма
строила в осн воен самолеты (истребители,
разведчики, бомбардировщики, в т ч
палубные и гидросамолеты), был создан ряд
рекордных моделей для междунар сорев-
нований (напр, самолет R В с убирающим
ся шасси) В 1929 вошла в состав фирмы
«Кертисс-Райт» (Curiiss-Wrtght Corporati
on) в результате слияния с двигателестроит
фирмой «Райт аэронотикал» (Wright Aero
nautical Corporation) Оси продукцией ос
тались воен самолёты, в т ч истребитель
Р 40 «Уорхоук» (первый полет в 1938, см
рис в табл XX построено ок 15 тыс в разл
модификациях, в т ч P-40N 1 ПД мощн
1010 кВт, длина 10,16 м, размах крыла
]1,38 м, взлетная масса до 4,014 т,
скорость до 610 км/ч), палубный пикирую-
щий бомбардировщик SB2C «Хеллдайвер»
(первый полёт в ]940, построено св 7 тыс ),
воен трансп самолеты С 46 «Коммаидо»
(1940, св 3 тыс) В годы 2-й мировой вой
ны фирма имела 17 з-дов и персонал ок
272 КЁРТИСС
180 тыс чел , выпустила ок 23 тыс само
летов и большое число ПД После 1945 по-
строен ряд опытных самолётов, но фирме
пришлось отказаться от собств крупных
авиац программ В 1951 ее самолето
строит отделение было закрыто, и в
дальнейшем деятельность фирмы в авиац
области ограничивалась произ-вом компо-
нентов конструкций силовых установок
(ЖРД, РДТТ, роторных двигателей) сие
тем управления, полуфабрикатов
В В Беляев
КЕССОН (от франц caisson — ящик) —
тонкостенная конструкция балочного типа
с замкнутым одно- или многосвязным кон-
туром поперечного сечения (см рис ) Об
шивка К воспринимает нормальные и ка
сат напряжения Для сохранения формы
Кессон а — односвязный б — двухсвязный 1 —
стенки 2— интегральные панели 3— диафрагма
4 — стрингеры, 5 — обшивка
поперечного сечения и распределения уси
лий между контурами К имеет диафрагмы
или нервюры, ограничивающие одновремен-
но депланациЮ поперечных сечений К —
наиболее распространенный тип авиац кон
струкции (см , иапр крыло)
КИЕВСКИЙ ИНСТИТУТ ИНЖЕНЕРОВ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ — высш уч
заведение, осуществляющее подготовку
авиац инженеров для техн и летной экс-
плуатации возд Судов гражд авиации
Ин т выпускает бортинженеров, а с 1988
начал подготовку инженеров-механиков (пи
лотов) Осн в 1933 на базе авиац ф та
Киевского политехи ин та как Киевский
авиац ин т (в 1947 —64— Киевский ин-т
ГВФ) В составе ин та (1990) ф ты — ме
ханический, авиац радиоэлектронного обо-
рудования, авиац оборудования, автоматики
и вычислит техники, аэропортов, авиац
работ и перевозок, авиац наземной техни-
ки, летной эксплуатации возд судов, подго-
товительный для иностр граждан, заочный,
повышения квалификации руководящих ра
ботников и специалистов гражд авиации,
деканат по работе с иностр учащимися,
подготовит отделение, н и сектор, 19 отрас-
левых лабораторий, уч авиац -техн база,
база эксплуатации радиотехн оборудования
и связи, станция испытаний авиац двига-
телей, эксперим цех, музей истории гражд
авиации Имел филиалы в Иркутске, Таш
кенте, Ростове-на-Дону, уч -консультац
пункты в Минске, Новосибирске, Хабаров-
ске, Якутске, Алма Ате, Красноярске В
1989/90 уч г в ин те обучалось св 14 тыс
студентов, работало ок 1 тыс преподавате
лей, в т ч ок 70 проф и д-ров наук и ок
450 доцентов и канД наук Издаются (с
1961) межвузовские тематич сборники
науч трудов ин та Награждён орденом
Трудового Красного Знамени (1966)
КИЕВСКИЙ МЕХАНИЧЕСКИЙ ЗАВОД
(КМЗ) им О К Антонова—берет
начало от ОКБ 153, к рое было создано
в 1946 при Новосибирском авиац з-де на
базе филиала ОКБ-115 А С Яковлева
ОКБ 153 возглавил О К Антонов, в 1952
оно переведено в Киев, в 1966 переименп
ваио в КМЗ В 1991 на базе КМЗ образо-
ван Авиац научно-технич комплекс им
О К Антонова Пр-тие награждено орденами
Ленина (1966) и Трудового Красного Зна
мени (1975) О летат аппаратах, созд на
пр-тии под рук Антонова (имя к-рого оно
носит с 1984) и его преемника П В Бала-
буева, см в ст Ан
КИЕВСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРОИЗВОД-
СТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ — берет нача-
ло от осн в 1920 Гос авиац з-да № 12
(с 1921 —Рем возд з-д № 6) На пр тии
в 1925 под рук К А Калинина был создан
пассажирский самолёт К-l, а в 30-е гг
строились автожир А 4 ЦАГИ, пасс само
лёты ХАИ-1 и ОКО 1 (разработан в КБ
з да под рук В К Таирова) разведчик
Р 10 Накануне Вел Отечеств войны з-д,
ставший самолётостроительным (№ 43),
изготавливал крылья и оперения для истре
бителей МиГ-1, выпускавшихся з-дом № 1
в Москве В авг 194] з-д перебазирован из
Киева на Новосибирский авиац з д, где в
годы войны строились истребители Як В
нояб 1943 в Киеве началось восстановление
з-да (под № 473), к рый сначала произво
дил сборку истребителей Як-3, Як 9 из гото-
вых частей, а затем освоил произ во верто-
летов Г-4 И П Братухина и Mu-1 М Л Миля
С 1950 перешёл на выпуск самолётпв
семейства Ан Ан 2, Ан-8, Ан-24, Ан-26,
Ан 30, Ан-32, Ан-72, Ан-124 и (совместно
с др пр тиями отрасли) Ан 225 Пр тие
награждено орденом Трудового Красного
Знамени (1970) В 1974 на основе з-да
образовано ПО
КИЕВСКОЕ ОБЩЕСТВО ВОЗДУХОПЛА-
ВАНИЯ. Учреждено 16 (29) окт 1909 по ини-
циативе ппоф Киевского политехи ин-та
(КПИ) Н Б Делоне (ученик Н Е Жуковско
го по Моск ун ту) Создано на базе Воздухо
плават кружка КПИ Руководящими орга-
нами были совет и правление При Ков ра-
ботали науч -техн и спортивный комитеты
23 мая (5 июня) 1910 в Киеве на Сырец
ком ипподроме состоялся первый в России
полет аэроплана отечеств конструкции
«Кудашев-1» Построил биплан и летал на
нём проф А С Кудашев В 1909 —14 киев-
скими конструкторами создано ок 30 типов
ЛА В К о в работали известные ученые,
конструкторы и лётчики Г П Адлер,
Д П Григорович, А Д Карпека, братья
А И , Е И и И И Касяненко, Кудашев,
П Н Нестеров, И И Сикорский и др Про-
водились работы и в области воздухоплава
ния Ф Ф Андерс построил дирижабль
«Киев», С Н Халютин — аэростат «При-
пять», приспособленный для подъёма ме
теорол приборов и автоматич многокамер-
ных фотоаппаратов На Куреневском аэрод
роме К о в на обществ началах готовило
пилотов-авиаторов и механиков В Киеве
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
проводились воздухоплават выставки Ков
(1911, 1912) и Всероссийская выставка
(1913) Издавались сборники статей чле-
нов К о в С марта 1914 журнал «Авто-
мобильная жизнь и авиация» стал Орга
ном Ков Были учреждены медали по-
четные дипломы и свидетельства К о в Зо
лотыми медалями награждены Жуковский
и Нестеров В 1916 деятельность Ков
прекратилась
КИЛИ-ШАЙБЫ — неподвижные пов сти мно-
гокилевого вертикального оперения, уста-
навливаемые на концах стабилизатора и слу
жащие для обеспечения путевой устойчи
вости ЛА К -ш применены на самолетах
Пе-2 Ту-2, Ан 22, -225 и др ЛА
КИЛЬ( голл kiel англ keel)—аэродинамич
пов сть ЛА, являющаяся осн частью вер-
тикального оперения и предназначенная
для обеспечения путевых устойчивости (см
Боковая устойчивость) и в нек рых случа
ях, управляемости ЛА При однокилевом
оперении К устанавливается на хвостовой
части фюзеляжа в плоскости симметрии
ЛА При неподвижном К путевая управляе
мость (балансировка и осуществление ма-
нёвра) обеспечивается шарнирно укреп-
ленным иа нем рулем направления При пе-
реходе от до- к сверхзвук скоростям полета
эффективность руля направления (см Эф
фективность органов управления) сущест
венно уменьшается, поэтому на маневренных
сверхзвук самолетах иногда применяют це
ликом поворотный К (без руля нап-
равления), обеспечивающий как путевую ус
тойчивость, так и путевую управляемость
ЛА Конструкция К аналогична конструкции
крыла Для обеспечения надлежащей путе
вой устойчивости на нек рых типах само
летов устанавливаются по два и три К , к-рые
могут располагаться на крыле фюзеляже,
горизонтальном оперении или хвостовых
балках См также Гребень аэродинамиче
ский Кили-шайбы
КИНАСОШВИЛИ Роберт Семенович
(1899—1964) — сов ученый, проф (1949),
др техн наук (1953) засл деятель иау
ки и техники РСФСР (I960) После оконча-
ния МГУ (1924) и МАИ (1930) работал
в ЦИАМ (с 1939 нач отдела, затем лабо
ратории, с 1954 заместитель нач ин та)
В 1931—63 участвовал в создании мн оте
честв авиац двигателей и обеспечении их
прочности В 1938—48 разработал методы
расчета на усталостную прочность деталей
порш авиац двигателей, в 1947—63— мето
ды расчета на прочность дисков турбин и др
деталей ГТД Гос пр СССР (1949) На
гражден 2 орденами Ленина, орденами Тру
дового Красного Знамени Красной Звезды,
медалями
КИНЕТИКА ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКАЯ (от
1реч krnelikos — приводящий в движе
ние) — теория неравновесных макроскоцич
процессов'в разл средах Статистичес
кая К ф-х основана на представлении о
мол строении в ва Её наиболее разрабо-
танным разделом является кинетическая те-
ория газов Неравновесные процессы опи
сываются ф циями распределения молекул,
составляющих среду по их скоростям, ко
Ординатам и др хар кам Соответствующим
усреднением ф ции распределения находятся
любые макроскопич величины, в т ч газо
динамич переменные Одночастичные ф ции
распределения удовлетворяют кинетич ур-
ниям, напр Больцмана уравнению или его
обобщениям на смеси многоатомных газов
при наличии бимолекулярных хим реакций
Эти ур ния применимы для расчёта сущест-
венно неравновесных процессов, в т ч тече-
ний при Кнудсена числе Кп>1 в разрежен-
ных газов динамике Методом Чепмена —
Энскога из кинетич Ур ний выводятся ур
ния газодинамики для неравновесных тече
ний, соотношения, описывающие переноса
явления (см также Переносные свойства сре
ды) и позволяющие определять скорости
хим реакций Коэф в этих ур-ниях выра-
жаются через газодинамич переменные и
параметры, характеризующие взаимодейст
вие и возбуждение молекул Для сложных
хим реакций и процессов взаимодействия
газов с пов-стями статистич К ф х развита
значительно слабее
Феноменологическая К ф -х лоз
воляет описывать более широкий класс
явлений, близких к термодинамически рав-
новесным, и получать общие соотношения,
но при этом используются эмпирич коэф
фициенты
Лит см при ст Кинетическая теория газов
В С Галкин
КИНЕТИЧЕСКАЯ ТЕОРИЯ ГАЗОВ — раз-
дел физики, изучающий явления в газах
статистич методами, рассматривающий газ
как совокупность молекул, заданным обра-
зом взаимодействующих между собой, с
внеш полями и ограничивающими пов стями
К т г изучает неравновесные явления,
исследованием равновесных состояний за-
нимается статистич физика В отличие от
«классич » изложения К т г ниже осн
акцент сделан на аэродинамич , а не на
общефиз проблемы
Распределение молекул по скоростям v в
нек-рой точке г в момент времени I оп-
ределяется ф цией распределения (ФР)
f(v, г, I), удовлетворяющей основному для
К т г Больцмана уравнению Описание
явлений на мол уровне (микроуровне) чрез
вычанно сложно из за многомерности задачи,
к-рая в общем случае семимерна, т к ФР за
висит не только от времени и координат
(как газодинамич переменные), но и от
компонентов скоростей молекул В то же вре
мя получаемая информация для больший
ства приложений излишне детальна Поэ
тому к молекулярно-кинетич описанию обра-
щаются лишь тогда когда задача не может
быть рассмотрена на макроуровне с мень
шим числом измерений Одна из осн задач
К т г состоит в установлении круга яв-
лений, к-рые могут быть строго описаны на
макроуровне, в выводе соответствующих
ур ний и граничных условий для макро-
величин
Макровеличины, в т ч все привычные
газодинамич переменные, могут быть выра-
жены через ФР плотность g=mjfdv, ско-
рость потока u=(m/e)Jfdv, темп-ра Т=
= (2m/3£p) J(mc2/2) fdv, компоненты тензо-
ра напряжений Pl/=mjclcjdv, вектор потока
теплоты q=J (me2/2) cjdv и т д , k — постоян
ная Больцмана, c=v —и — тепловая (соб-
ственная) скорость молекул, m — их масса
Как из ур ния Больцмана, так и феноме
нологич путем можно получить ур ния сох
ранения массы, импульса и энергии (см
также Сохранения законы)
= 0
Этн ур-ния не замкнуты, т к число иеиз
вестных больше числа ур-ний В общем
случае не существует локальных связей
между «лишними» переменными Ру и qt и
пятью газодинамич ф-циями (переменны
ми) Q, Ui и Т
В К т г фундам роль играет Кнудсена
число Кп Если Kn<Cl то решение ур ния
Больцмана можно построить в виде асимп-
тотич ряда	, в к ром ф ции
зависят от о, Щ и Т и их производных
по координатам до fe-ro порядка (т н метод
Чепмена—Энскога) Подставляя этот ряд в
выражения для Рч н qt, получим

где	^°> = 0, Р0>=
2
= — р[ди,/дх} 4- дщ/дху —-^буди^дхь),
(fd'i^—KdT/dXi
ит д (у. — динамич вязкость, к — тепло-
проводность, р—давление) Подстановка
полученных соотношений в ур ния сохране-
ния приводит к замкнутой системе ур ний
для е, ut и Т при учете одного члена разложе-
ния получаются Эйлера уравнения, двух —
Навье — Стокса уравнения, трех — ур ния
Барнетта и т д Приведенные связи (пере-
носное свойства среды) известны и в ме-
ханике сплошной среды, где они постули-
руются К т г не только устанавливает
Эти связи, ио определяет область их при-
менимости (Кп<£1) и позволяет вычис-
лить входящие в них р и X, к рые в кон-
тинуальной теории берутся из эксперимен-
та Это особенно важно для смесей газов и
газов с внутр степенями свободы, обладаю-
щих более сложными переносными свойства-
ми благодаря диффузии состав смеси в тече-
нии меняется от точки к точке, так что не-
возможно заблаговременно «заготовить»
коэф переноса, их необходимо рассчиты-
вать в каждой точке одновременно с рас-
чётом течения
Число Кнудсена может быть выражено
через более привычные газодинамич подо-
бия критерии (Маха число М и Рейнольд-
са число Re) Кпя^М/Re Т к контину-
альное макроскопич описание и ур ния га-
зовой динамики справедливы при Кп—Й),
то они справедливы, напр , при M=const
и Re—►<» (течение типа пограничного слоя)
или при Re=const и М—>-0 (медленные те-
чения типа течения Стокса) и не справед-
ливы, если М и Re одного порядка
В классич газовой динамике на пов стях
твердого тела нли жидкости используют-
ся условия прилипания — равенство ско-
ростей и темп р газа и конденсир фазы Этн
условия не следуют из осн постулатов
механики сплошных сред и привносятся
из эксперимента или дополнит посылок В
действительности имеет место зависящее от
их природы и состояния взаимодействие
молекул с пов-стью, определяющее связь
ф-ций распределения падающих и отра-
жённых молекул Если газ не находится в
равновесии с пов Стью, то упомянутая вы-
ше ФР, ведущая к газодинамич описанию,
не удовлетворяет этой связи Следова
тельно, около стенки всегда имеется слой
Кнудсена толщиной порядка длины сво-
бодного пробега молекул I, течение в к ром
не подчиняется законам газовой динамики
Решение ур-ния Больцмана в слое Кнуд-
сена связывает истинные микроскопия ус-
ловия на стенке с газодинамич течением
вие этого слоя, устанавливая для него
фиктивные макроскопич граничные сколь-
жения условия на стенке и условие темпе-
ратурного скачка При рассмотрении тече-
ния вне слоя Кнудсена истинное распределе-
ние скоростей или темп-p в слое несуществен-
но Хотя получаемое с указанными гранич-
ными условиями решение ур ний Навье —
Стокса внутри слоя Кнудсена отличается
18 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - СамолёИМсЖГМ^^аКЛЯ
от истинного, потоки теплоты и импульса
(напряжение трения) определяются с точ-
ностью, соответствующей точности самих
ур ний Граничные условия скольжения и
температурного скачка тем больше отли-
чаются от условий прилипания, чем больше
К.п При Re^>l, М— 0(1) их учет даёт
поправки к классич теории пограничного
слоя того же порядка, что и учет вытесняю
щего действия этого слоя Особое место зани
мает скольжение газа (крип) вызванное
градиентом темп ры вдоль пов сти т к
приводит оно не к поправкам, а к
новым явлениям, отсутствующим при
выполнении условий прилипания (термофо-
рез, радиометрии эффект и т д ) Наличие
градиента темп ры вдоль трубки вызывает
течение вдоль нее (термомеханическии эф
фект)
Ещё более важно исследование слоя Кнуд-
сена, если на пов сти происходит испарение
или хим реакция Напр, расход испаряю
щегося материала, вычисленный по классич
ф ле Герца — Кнудсена, полученной без учё-
та слоя Кнудсена, существенно отличается
от расхода, следующего из решения ур-ния
Больцмана в слое (см рнс )
Зависимость интенсивности испарения от плог
ности пара над стенкой I — истинное изменение,
2 — расчёт по формуле Герна —Кнудсена, пж,
Т—скорость, числовая плотность молекул к тем
пература пара над стенкой пе—числовая плот
кость молекул насыщения при температуре стенки,
^=“оо“оо/',«(2*Г/т)
Наряду с осн характерным размером L в
течении могут существовать «собственные»
характерные размеры £,<£, напр , толщина
пограничного слоя ^~(1()1/г или ударной
волны Если L,ZS>1, то течение может
быть описано в рамках теории сплошной
среды, однако точность описания падает
с увеличением Кп=//Г-Х Структура удар
ной волны должна рассматриваться в рам-
ках ур-ния Больцмана
Выше предполагалась справедливость
при Кп<й;1 ур-ний Навье — Стокса, полу-
чаемых прн учёте двух членов разложе-
ния ФР по числу Кнудсена Однако если
М<£: I Re=O(l) н перепад темп р АГ/Г=
= 0(1), то в газе возникают (получаемые
при учёте третьего члена разложения) тем-
пературные напряжения того же порядка,
что и вязкие Этими напряжениями обуслов
лены новый тип естеств конвекции, имеющей
место в отсутствие массовых сил (термо
стрессовая конвекция) и др явления
В смесях газов для каждого компонента
записывается своё ур ние Больцмана, столк-
новит член к-рого учитывает как столкнове
ния молекул данного сорта между собой, так
и с молекулами др сортов, а также пе-
реход молекул данного сорта в другой
(хим реакции) Молекулы, находящиеся
в разных квантовых состояниях, рассмат
риваются как молекулы разных сортов,
а переход в др квантовое состояние — как
хим реакция Ср длина пробей! /й (веро
ятность, эффективное гечише, шило столк-
новений) для /-Й хим реакции или квантового
перехода (неупругне процессы) может су-
щественно отличаться от ср длины про-
бега 1е для упругих Столкновений В каждой
точке течения имеется неск чисел Кнуд-
сена Кп=/С/Е и КпЛ(=/й1/Е, к рые могут
меняться от точки к точке Обобщённым
методом Чепмена — Энскога показано, что
макроскопнч газодинамич описание воз
можно при Кн—>0 и произвольном отноше
нин a—le/lRl В общем случае для числовой
плотности молекул в данном квантовом
состоянии получается свое макроскопнч
ур-ние (поуровневая кинетика) Иногда уда
ется свести задачу к меньшему числу ур-ний
для осреднённых величин С изменением а
вид ур-ний не изменяется, но меняются коэф
переноса Исследование явлений при не ма
лых числах Кнудсена в последние десяти-
летия быстро развивалось и в результате
выделилось в самостоят раздел К т г и га
зовой динамики—разреженных газов ди-
намика В самостоят дисциплину также
выделилась кинетич теория плазмы
Лит Чепмен С Каулинг Т , Мате маги
ческая теория неоднородных газов, пер с англ ,
М, I960 Коган М Н Динамика разреженного
газа Кинетическая теория, М, 19Ь7 Лифшиц
Е М Пигаевский Л П , Физическая кине
тика, вки Ландау Л Д Лифшиц Е М, Тео
ретическая физика т 10, М 1979, Климой
гович Ю Л Статистическая физика, М 1982
М Н Коган
КИНОТЕОДОЛИТНЫЕ ИЗМЕРЕНИЯ
см в ст Внешнетраекторные измерения
КИРСАНОВ Петр Семенович (1919—91) —
сов военачальник, маршал авиации (1982),
засл воен летчик СССР (1966) В Сов
Армии с 1936 Окончил Качинскую воен
авиац школу (1938), Воен возд акаде
мню (1950, ныне им Ю А Гагарина),
Воен академию Генштаба Вооруж Сил
СССР (1958) Участник сов финл и Вел
Отечеств войн В ходе войны был зам ком
н ком эскадрильи, инструктором-летчиком
Гл управления боевой подготовки фронто-
вой авиации ВВС Совершил 2|6 боевых
вылетов, сбил лично 8 и в составе i руппы
6 самолетов противника После войны ком
авиадивизии (1952—56), команд возд
армией (1967—70), зам [лавнокоманд ВВС
(1970—79), в 1979—88 на ответственных
должностях в ВВС, затем военный инспек-
тор Награждён орденами Ленина, Октябрь
ской Революции, 5 орденами Красного Зна-
мени, 2 орденами Отечеств войны 1 й.степ т
3 орденами Красной Звезды, орденом «За
службу Родине в Вооруженных Силах СССР»
3 н степ медалями
КИРХГОФ (Kirchhoil) Густав Роберт
(1824—87)—нем физик, чл Берлинской
АН (1874), иностр чл -корр Петерб АН
(1862) Окончил Кенигсбергский ун т С 1850
проф Разработал общую теорию неравно-
мерного произвольного движения твердого
тела в безграничной несжимаемой ндеаль
ной жидкости и одним из первых применил
(и значительно развил) теорию функций
комплексных переменных к исследованию
плоских безвихревых движений такой жид
кости Один нз основоположников теории
обтекания Жидкостью тел с отрывом струй
Предложил схему обтекания тел с отры
вом струн (см Гельмгольца — Кирхгофа те-
ория обтекания)
Соч Механика Леки ин по математической фн
зике, пер с нем М 1962
КИРХГОФА ТЕОРИЯ ОБТЕКАНИЯ—см
Гельмгольца — Кирхгофа теория обтекания
КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ — ком
плекс средств для защиты экипажа, пасса-
жиров и др лиц, участвующих в полете,
от кислородной недостаточности связанной
с пониженным парциальным давлением
кислорода во вдыхаемом воздухе при низ
ком давлении в кабине (см Высотная бо-
лезнь), а также от воздействия продуктов
сгорания в случае пожара Различают К о
стационарное переносное, спасательное
Стационарное К о подразделяется
на индивидуальное (для членов экипажа) и
коллективное (для пассажиров) Состоит
из кислородно дыхат аппаратуры (КДА),
источника кислорода, запорно-редуцирую
щих устройств и соединит арматуры (см
рис ) КДА предназначена для подачи кисло-
рода и регулирования его расхода и давления
под кислородной маской в зависимости от вы-
соты полета Существует аппаратура лёгоч-
но-автоматич действия (подача кислорода
в маску лишь при вдохе) и непрерывного
действия (струйная подача) Первая более
экономична, применяется, как правило, для
экипажа, вторая — аварийная (для пас-
сажиров, в спасат Ко и т п ) По ус-
ловиям дыхания (давлению подводимого
кислорода) различают аппараты без из-
быточного давления и с избыточным отно-
сительно окружающего воздуха давлением
(используются и а высотах более 12 км для
Схема стационарных систем кислородного оборудо
вания а—для членов экипажа, б—для пасса
жиров (аварийная), I—кислородная маска, 2 —
кислородный прибор, 3 — регулятор подачи кисло
рода, 4 — запорно реду цирующее устройство, 5 —
датчик давления, 6—заправочное устройство
7 — источник кислорода, 8 — индикатор давления,
9 - индикатор подачи, 10 маски, автоматически
выбрасываемые из блока масок нри аварийной
разгерметизации, 11 —блок масок
обеспечения необходимого парциального
давления кислорода в лёгких), причём на
высотах более 14,5 км для дыхания под
избыточным давлением необходимо примене-
ние спец снаряжения — высотно компенси
рующих костюмов и гермошлемов илн ска
фандров (см Высотное снаряжение)
Переносное К о применяется при
передвижениях членов экипажа в разгер-
метизир кабине или при использовании
дымозащитных масок, а также в терапев-
тич целях для пассажиров, нуждающихся
в дополнит кислородном питании Состоит
из упрощенного аппарата (с непрерывной
или периодич подачей кислорода) и балло-
на вместимостью 2—3 л
Спасательное К о применяется прн
покидании самолёта на больших высотах
К этому оборудованию относятся пара-
шютные кислородные приборы, размещае-
мые в спец кармане ранца парашюта, либо
кислородные приборы, к рые совм с аварий-
ным запасом кислорода находятся в чаш
ке катапультного кресла Запас кислорода
в спасат К о рассчитан на 10—15 мии
непрерывной подачи
В качестве источников кислорода приме
няются баллоны с давлением 14,7 или 20,6
МПа, газификаторы с жидким кислородом,
твердые источники кислорода, в к-рых свя-
занный кислород выделяется в результате
термохим разложения в ва (напр , хлората
натрия) под воздействием высокой темп-ры
запального устройства,4 бортовые кнсло-
274 КИНОТЕОДОЛИТНЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
П С Ки pi анон
1 Р Кирхгоф
рододобывающие установки, повышающие
концентрацию кислорода в воздухе, отби
раемом от двигателя ЛА или спец комп
рессора
Норма расхода кислорода на 1 чел в 1 мин
определяется в зависимости от расчетной
высоты (давления) в кабине Для контроля
запаса и расхода кислорода применяются
указатели запаса, индикаторы подачи, ма-
нометры
Лит Средства спасения экипажа самолета
2 изд , М , 1975, Системы обеспечения жнз
недеятедьности ЛА, М , 1981
Р X Тенишев В М Евдокимов
КИШКИН Сергей Тимофеевич (р 1906) —
сов ученый-металловед, акад АН СССР
(1966, чл -корр 1960), засл деятель науки
и техники РСФСР (1957) Окончил МВТУ
(1931) С 1934 в ВИАМ В 1935—48 пре-
подавал в МВТУ (с 1943 проф ), в 1948—60
зав кафедрой МАИ Осн исследования в об-
ласти металловедения и физики металлов
Участвовал в создании жаропрочных спла-
вов для ГТД и высокопрочных конструкц
сталей для ЛА В период Вел Отечеств
войны в соавторстве с др специалистами
разработал авиац броню для штурмовика
Ил-2 и истребителей Золотая медаль им
Д К Чернова АН СССР (1988) Ленинс-
кая пр (1984), Гос пр СССР (1942, 1949,
1968) Награжден орденами Ленина, Октя
брьской Революций, 4 орденами Трудового
Красного Знамени, медалями
Соч Физические основы металловедения. М
1955 (совм с др ), Влияние облучения на стрсктс
ру н свойства конструкционных метллов, М ,
1958, Исследование строения мета ът о в методом
радиоактивных изотопов М 1959 (совм с др )
КЛАСС ПАССАЖИРСКОГО САЛОНА В
зависимости от уровня комфорта и обслу-
живания пассажиров, оформления интерье
ра, класса пасс кресел и шага их установ
ки различают салоны первого, туристского,
экоиом классов и т н бизнес-класса
Для салонов первого класса характерны
высокий уровень комфорта и обслуживания
пассажиров, ц вето во । о оформления и деко
ративной отделки интерьера, возможно
большее пространство для размещения пас-
сажиров в комфортабельных креслах Са-
лоны туристского класса имеют более низ
кий уровень комфорта из-за уменьшения
размеров кресел, увеличения плотности их
установки, упрощения обслуживания Од
нако салоны туристского класса должны
обеспечивать неутомительное пребывание в
них пассажиров при полетах большой про
должительности Салоны эконом класса
характеризуются приемлемым для заданной
продолжительности полета уровнем комфор
та и обслуживания пассажиров, а также
уменьшением размеров кресел и шага их
установки Оии используются в самолетах,
рассчитанных на малую и ср дальности по
лета Салоны бизнес-класса приобрели ши
рокую популярность за рубежом в кон
70-х — нач 80-х гг Авиакомпании стремят
ся привлечь «деловых» пассажиров предос-
тавлением им достаточно высокого уров
ня комфорта и обслуживания, созданием
условий для полноценного отдыха и работы
во время полета за меньшую по сравнению
с салонами первого класса цену
КЛАССИФИКАЦИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АП-
ПАРАТОВ ФАИ. В соответствии и> спор-
тивным кодексом Международной авиа
ционной федерации ЛА делятся на классы
Класс А — свободные аэростаты, имеет под-
классы в зависимости от объема и напол
нителя (газ, смешанный газ, теплый воз
дух) Класс В —дирижабли Класс С —
самолеты, гидросамолеты, самолеты-ам
фибии, подразделяется на подклассы в за
виси мости от взлетной массы В каждом
из подклассов класса С ЛА детятся на 4
группы (по силовым установкам) с ПД,
ТВД, ТРД, РД Класс D — планеры, пла-
неры с мотором Класс Е — виитокрыше
ЛА (вертолеты, конвертопланы, автожиры),
подразделяется на подклассы в зависимое
ти от взлетной массы Класс F — модели
ЛА (свободнолетающие, кордовые и ра-
диоуправляемые модели, модели копии)
Класс G — парашюты Класс Н — ЛА с ре-
активной подъемной силой Класс 1 — ЛА
с мускульным движителем, имеет подклас-
сы вертолеты, самолеты Класс К — космич.
корабли Класс 1- —ЛА с предельной высо
той помета (на возд или магн подушке)
Класс М — ЛА с поворотом крыла или по
воротом двигателя Класс N — ЛА корот
кого взлета и посадки Класс О — без-
моторные ЛА (дельтапланы) Класс Р —
возд космич ЛА Класс R — сверхлегкие
самолеты (сухая масса не более 150 кг)
Класс S — космич модели Данная класси
фикация ЛА, признанная ФАИ, является
обязательной для всех спортивных состя-
заний и регистрации рекордов
С И Харламов
КЛАССИФИКАЦИЯ МАССЫ летатель-
ного аппарата—объединение масс эле
ментов ЛА в группы и подгруппы по к -л
устойчивому признаку с целью сравнения
весовых характеристик ЛА В существую-
щих К м таким признаком является функ
циональное назначение К м ЛА устанав-
ливаются нормативно-техн документами,
со гласова н ны м и ведо м ством - из! ото вителем
ЛА и ведомством заказчиком Так, в России
К м пасс самолетов установлена соот-
ветствующим отраслевым стандартом, со
держащим перечень составляющих массы
К-иссификация массы пассажирекпх самолегьв
_ ...... Масса пустого самолета- постояиная часть массы самолёта (планёр, силовая установка, оборудование)	Полная нагрузка- переменная часть массы самолета				
	Снаряжение	Полезная нагрузка			
		Платная (ком- мерческая) наг- рузка	Топливо в момент приземления	Топливо, расходуемое за рейс	Топливо на опробование двигателей и руление на старт
Масса снаряженного самолёта					
Масса самолёта без топлива					
Посадочная масса самолета					
Взлётная масса самолёта					
Рулежная масса самолега					
С Т Кишкин
В Я Климов
самолета и элементов, входящих в эти сос-
тавляющие Принцип взаимосвязи осн сос
тавляющих массы пасс самолетов приведен
на рис Использование Стандартизир К м
позволяет проводить анализ весовых хар к
ЛА в сопоставимых условиях, повысить дос
товерность статистич данных о весовых
хар ках, способствуя повышению достовер-
ности прогноза массы ЛА при проведении
весового расчета ЛА
Лит Шейнин В М, Козловский В И,
Весовое проектирование и эффективность пас
сажирских самолетов 2 изд , М . 1984
КЛАССЫ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ.
Все [ражд самолёты и вертолеты в России
группируют цо классам в зависимости от
их взлетной массы
Класс	Взлетная масеа. т	
	самолетов	вертолетов
Первый	75 и более	20 и более
Второй	30-75	10—20
Третий	10 -30	До 10
Четвёртый	До 10	—
Отд возд судам гражд авиации с уче
том их скорости, рабочих высот, дальности
полета и хар-к бортового оборудования
могут присваиваться повышенные классы
КЛЕИ в авиастроении По происхож
деПию К классифицируют на природные
(животные, растительные, ископаемые) и
синтетические, к-рые, в свою очередь, под
разделяются на термопластичные и термо-
18*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рука1Ы№И 275
реактивные В авиастроении применяются
только синтетич К
Термопластичные К — многокомпо-
нентные системы на основе термопластичных
полимеров, выпускаются в виде растворов,
порошков, прутков, пленок Клеевые швы,
образуемые термопластичными К, характе-
ризуются невысокой прочностью, хладо-
текучестью, низкой теплостойкостью, в
связи с чем эти К не пригодны для склей
вания несущих конструкций В авиастрое-
нии они используются гл обр для прикле
ивания декоративно облицовочных матери
алов, деталей интерьера самолета, для скле
ивания пластмасс
Термореактивные К — многоком
понентные системы на основе термореак
тивных полимеров, выпускаются в виде
растворов и эмульсий в органич раствори-
телях, жидких и пастообразных компози
ций (не содержащих растворитель), пленок
и порошков К могут содержать разл на
полнители (порошки металлов, мел код ис
персный асбест и т п ) Наибольшее рас
пространение нашли термореактивные К
на основе эпоксидных и фенотьиых смол,
а также гетероароматич полимеров (по-
лиимидов, полибеизимидазолов и др ) Скле-
ивание термореактивными К осуществпя
ется при обычной темп ре (К холодного
отверждении) или при нагревании (К горя-
чего отверждения) Последние имеют более
высокие прочностные хар ки, тепло-, водо-,
тропико- и хим стойкость, повыш элас
тичность, такие К называются конструк-
ционными
Сочетание клеевых соединений с механич
подкреплением болтами, заклепками, свар
ными точками позволяет получать комби
нир соединения обладающие комплексом
свойств присущих клеевым и в то же вре
мя способные передавать сосредоточенные
нагрузки С помощью К получают сотовые
конструкции из металлов и неметатлич
материалов (стекло , угле-, органопласти-
ков) и слоистые (2 слоя и более) металлич
конструкции, позволяющие создавать авиац
конструкции с повыш жёсткостью, несущей
способностью, стойкостью к развитию ус-
талостных трещин и при этом снижать их
массу на 5 — 30% Клеевые соединения —
практически единственный эффективный
метод соединения стекло угле органо
пластиков в авиац технике
В отечеств и зарубежной практике с при
менением К изготовляют элементы механи
зации крыла (закрылки, тормозные щитки,
спойлеры и Др ), передние и задние пане
ли крыла, киль, стабилизатор, pvAH управ
ления, слоистые конструкции крыла и фю-
зеляжа Кроме того, К используются при
отделке интерьера пасс салона самолетов
В широкофюзеляжных пасс и трансп са
молетах площадь силовых клеевых соедине
иий достигает 3—5 тыс м2, а вместе с не-
силовыми — 6—7 тыс м2
Лит Кардашов Д А Синтетические клеи
3 изд, М, 1976, его же Конструкционные ктеи
М , 19Й0, Крыс ии В Н , Слоистые клеевые конст
рукции в самолетостроении М , 1980
В П Бати чат
КЛИМАТИЧЕСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ави-
ационного оборудования — Прово
дятСя с целью проверки работоспособности
оборудования или состояния его элементов
в процессе и (или) после воздействия
на них климатич факторов Последние
подразделяются на факторы, существующие
в любом полете (изменение темп-ры, давле-
ния, влажности воздуха и, как следствие,
образование на элементах оборудования
конденсата, инея или льда), и факторы, за-
висящие от климатич условий предпола
гаемых мест базирования ЛА (мор туман,
пыль, песок, грибковая плесень и Др )
276 КЛИМАТИЧЕСКИЕ
На нек-рые элементы и виды оборудова
ния может воздействовать солнечная ра-
диация
К и проводятся обычно в камерах с
применением ускоренных методов, модели-
рующих в лаб условиях длит процессы воз
действия соответствующих факторов в на-
турных условиях Ускорение испытаний дос-
тигается повышением уровня воздействую-
щих факторов (темп-ры, концентрации),
кол ва циклов испытаний Разл уровень
факторов задается также в зависимости от
того для каких условий эксплуатации
предназначается блок (агрегат) оборудова-
ния — в кондиционируемом или некоиди-
Ционнруемом отсеке, в закрытой полости
или в непосредств контакте с внеш
В03ДУ ХОМ
Виды К и , к-рым должно подвергаться
то или иное оборудование, зависят от пред-
полагаемых условий эксплуатации и конст-
рукции блоков (агрегатов) и обычно ука
зываются в техн требованиях на оборудо
ванне Задаваемые при испытаниях нормы
воздействующих факторов и мегодики ис-
пытании регламентируются нормативно
техн документами
КЛИМОВ Вл адимир Яковлевич (1892
1962)—сов конструктор авиац двигателей
акад АН СССР (1953, чл-корр 1943),
ген майор инж-авиац службы (1944).
дважды Герой Соц Труда (1940, 1957)
Окончил МВТУ (1918) Нач отдела авиац
двигателей ВСНХ (1918—24), пред комис
сий по закупке лицензии на иностр дви
гатели Берлинского и Парижского торг-
предств СССР (1924 —35) В 1920—33 пре
подавал в МВТУ, Академии Возд Флота
им проф Н Е Жуковского (ныне ВВИА),
МАИ С 1930 работал в авиац пром сти
В 1931—33 нач отдела ЦИАМ С 1935
гл конструктор авиамоторного з-да № 26
в Рыбинске и (после эвакуации) в Уфе
В 1946 возглавил ОКБ в Ленинграде, од-
новременно в 1947—56 руководил ОКБ 45 в
Москве С 1956 ген конструктор Под рук
К создан ряд авиац двигателей для истре-
бит авиации и скоростных бомбардиров
щи ко в Порщ двигатели К уста на Вл ива
лись на самолетах А Н Туполева В М Пет
лякова, С А Лавочкина, А С Яковлева В
послевоен период под рук К разработан
ряд ВРД для самолетов Лавочкина,
А И Микояна, С В Ильюшина и А Н Ту-
полева Осн труды по исследованию внутр
процесса и динамике авиац двигателей.
расчету иа прочность отд элементов двига
теля Имя К носит научно-производств
объединение в Санкт-Петербурге (см Ле
нинградское научно-производственное объе-
динение) Деп ВС СССР в 1946—50
Гос пр СССР (1941, 1943, 1946, 1949)
Награждён 5 орденами Ленина, орденами
Суворова 1-й и 2 й степ , Отечеств войны
l-й степ , Трудового Красного Знамени, ме-
далями Бронзовый бюст в Москве См
ст ВК Портрет см на стр 275
Лит Пономарев А Н, Советские авиа
ционные констру кторы 2 изд М , 1980
<КЛМ» (KLM, Копгп-
klijke Luchtvaart Ма I"”" \
atschappij NV) —цац \	\
авиакомпания Нидер \ X.
ландов Осуществля-	\	\
ет перевозки в сгра \|Л| клХ
цы Европы Америки \КЫИ
Азии, Африки, а так \________________Х^
же в Австралию Ос-
нована в 1920, одна из старейших в мире В
1989 перевезла 7,2 мли пасс , пассажира
оборот 24,96 млрд и км Авиац парк — 78
самолетов
КЛУБОВ Александр Федорович (1918—
44)—сов летчик капитан, дважды Герой
Сов Союза (1944, 1945, посмертно) В Кр
А Ф Клубов
А Коандэ
В Ф Ковалев
А М Коваиько
Армии с 1939 Окончил Чугуевское воен
авиац уч-Ще (1940) Участник Вел Оте
честв войны В ходе войны был летчиком-
истребителем ком звена, ком эскадрильи
Совершил 457 боевых вылетов, сбил лично
31 ив составе группы 19 самолетов про-
тивника Погиб при катастрофе самолета
на прифронтовом аэродроме Награжден
орденом Ленина. 2 орденами Красного Зна
мени, орденами Александра Невского, Оте
честв войны l-й степ, медалями Брон-
зовый бюст в дер Яру ново Воло^дской
обл
КНУДСЕНА ЧИСЛО [ по имени дат физи
ка и океанографа М X К Кнудсена (М Н
Ch Knudsen)] —безразмерный параметр
Кп, равный отношению средней длины А
свободного пробега молекул газа к харак-
терному линейному размеру L течения, Кп=
=К/L К ч —осн критерии подобия в раз
реже иных газов динамике характеризую-
щий степень влияния разреженности газа,
соотношение между процессами взаимодей
ствий молекул газа между собой и с обте
каемой пов-етью и режим течения (напр,
свободно молекулярному течению соответст-
вует Кп->ос, а течению сплошной среды —
Кп-э-0) Т к	то КпжМ/Re (р —
динамич вязкость, q — плотность, а — ско
рость звука, М и Re — соответственно Ма-
ха число и Рейнольдса число)
КОАНДЭ (Coanda) Анри (1886—1972) —
рум ученый и конструктор, автор мн изобре-
тений в разл областях техники Авиацией
увлёкся во время учебы в арт школе Пе
реехал во Францию и в 1910 окончил Выс-
шую школу аэронавтики и механич конст
рукции в Париже В том же году пост-
роил самолет с оририн силовой установкой,
в к-рой ПД и приводимый им центробеж
ный компрессор служили для образования
реактивной возд струи и продемонстриро
вад подлет на нем Важной заслугой К ста
ло открытие им в 1910 явления «прилила
ния» струи газа к твердой пов сти, назв
впоследствии «эффектом Коандэ» и исполь-
зуемого в энергетической механизации кры
ла (см также ст Струйное течение в аэро
и гидродинамике Коандэ закрылок) В
1911 —14 работал на англ фирме «Бристоль»,
где создал ряд самолетов, в т ч строивших-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ся серийно В 1915 вернулся во Францию
В 19(9 создал первое трансп средство на
возд подушке Последние годы жизни про-
вел в Румынии
КОАНДЭ ЗАКРЫЛОК — закрылок, сохра-
няющий пост кривизну верх пов сти
при его отклонении и обдуваемый струей
сжатого воздуха или реактивной струёй
ВРД (см Энергетическая механизация кры-
ла и рис 1, г, ж к ней) К з предназна
чей для увеличения подъемной силы крыла
за счет отклонения струи вследствие эффек
та А Коандэ (способность струи прилипать
к твердой пов-сти, на к рую осуществляет
ся выдув) и эффекта суперциркуляции Тер
мин «К з » используется в осн в зарубеж
ной лит-ре
КОВАЛЕВ Валентин Фёдорович (1914—
72) — сов лётчик испытатель, засл летчик
испытатель СССР (1963), Герой Сов Союза
(1960) Участник Вел Отечеств войны
Окончил 1 ю авиац школу I ВФ (1937),
школу лётчиков-испытателен (1949) С 1949
на испытат работе Проводил иссл полеты
на реактивных пасс самолетах на спец и
критич режимах Установил мировые ре
корды скорости полёта на самолётах Ту-]04А
на ]000 км и 2000 км маршрутах без груза
и с грузом Нлражден 2 орденами Лени
на, орденами Красного Знамени Красной
Звезды, 2 орденами «Знак Почёта» ме
далями
КОВАНЬКб Александр Матвеевич (1856—
1919) — один из руководителей воен воз
духоллавания в России ген лейтенант
(19]3) Окончил Петерб инж уч ще (1878)
В ]884 назначен секретарем Комиссии по
разработке вопросов применения возду
хоплавания, голубиной почты и сторожевых
вышек к воен целям С 1885 командовал
первой в рус армии воздухоплават частью
Организовал полёт Л И Менделеева на
аэростате для наблюдения солнечного зат-
мения в авг 1887 С 1890 ком уч возду
хоплават парка (в 1910 преобразован в
Офицерскую воздухоплават школу), в
к ром прошли подготовку первые рус лет
чики С 1898 чл воздухоплават комиссии
Междунар метеорологии к та Добился
произ ва отечеств аэростатов и дирижаб
лей и предложил неск своих конструкций
В рус-япон войну 1904—05 командовал 1 м
Сибирским воздухоплават батальоном, ор-
ганизовал боевое применение привязных
аэростатов для корректирования арт огня
и наблюдения за противником
КОВЗАН Борис Иванович (1922—85) — сов
лётчик полковник, ]ерой Сов Союза (1943)
В Сов Армии с 1939 Окончил Одесское
воен авиац уч ще (]941), Воен возд
академию (1954, ныне им Ю А Гагарина)
Участник Вел Отечеств войны В ходе вой
ны был летчиком истребителем, ком звена,
зам ком авиаполка Совершил 360 боевых
вылетов, сбил 28 самолетов противника
Единственный в мире летчик совершивший
4 возд тарана (в 194]—42) Во время вы
полиения 4 го тарана был тяжело ранен
лишился глаза Снова вернулся в истребит
авиацию, сбил ещё 6 самолётов После вой
ны иа командных должностях в ВВС (до
1958) Награжден 2 орденами Ленина, ор-
денами Красного Знамени Отечеств войны
]-й степ , Красной Звезды, медалями
Лит Ши пути Л Четыре тарана в небе
Минск 1982
КОЖЕДУБ Иван Никитович (1920—91) -
сов летчик, маршал авиации (1985), триж
ды Герой Сов Союза (дважды 1944, 1945)
В Сов Армии с 1940 Окончил Чугу-
евское воен авиац уч ще лётчиков (194])
Воеи возд академию (1949, ныне им
Ю А Гагарина), Высшую воен академию
(1956) Участник Вел Отечеств войны В
ходе войны был летчиком-инструктором в
Чуковском уч-ще, с марта 1943 — ст лет-
чиком, ком звена, ком эскадрильи, зам
ком истребит авиаполка Совершил 330
боевых вылетов, сбил 62 самолёта против
ника (в т ч 1 реактивный) После войны
на ответств должностях в ВВС В 1964—7]
] й зам команд авиацией Моск воен
округа, с 197] на руководящей работе в
центр аппарате ВВС, с 1978 в группе ген
инспекторов МО СССР Деп ВС СССР в
]94Ь—62 Награжден 2 орденами Ленина,
7 орденами Красного Знамени, орденами
Александра Невского, 2 орденами Отечеств
войны !-и степ, 2 орденами Красной Звез
ды, орденом «За службу Родине в Воору
женных Силах СССР» 3 й Степ , медалями
Бронзовый бюст в селе Ображиевка Сум
ской обл
Соч Стужу Родине, М 1950 Верность Отчиз
не М 1975
Лит Денисов Н И Кожедуб, трижды ге
рой в кн Молодые герои Вел Отечеств воины
М 1970
«КОЗЕЛ» — см в ст Посадка
КОЗЛОВ Иван Фроювич (1895—1973) —
сов лётчик испытатель В 1915 призван в
армию, служил мотористом на Балтийском
флоте в отряде мор самолетов Участник
Гражд войны Окончил ]-ю Моск авиац
щколу (]922), работал летчиком-инструкто
ром Качинской воен авиац школы летчиков
(1923—24), лётчиком испытателем в НИИ
ВВС (1925—31), затем летчиком-испытзте
лем и нач лётной части ЦАГИ (1931—41),
нач ЛИС авиац з дов (194] —53) Освоил 70
типов самолетов, среди них 20 опытных На-
гражден орденами Ленина, Трудового Крас-
ного Знамени, 2 орденами Красной Звезды,
медалями
КОЗЛОВ Михаил Васильевич (1928—73) —
сов летчик испытатель, полковник, засл
летчик-испытатель СССР (1972), Герой Сов
Союза (1966) В Сов Армии с 1946 Окон
чил Тамбовское воен авиац уч ще лётчи
ков (]947), Кировабадское воен авиац
уч-ще лётчиков (1951), школу лётчиков
испытателей (1957), МАИ (1966) С 1957
на испытат работе в ОКБ А Н Туполева,
с 1970 нач летной службы ОКБ Участво
вал в доводке опытных самолетов, прово
дил иссл полёты на спец и критич режи
мах, участвовал в заводских и гос испыта
ниях первою в мире сверхзвук пасс само
лета Ту-]44 Летал на самолетах и вертеле
тах 50 типов Погиб при выполнении демон
страц полета самолета Ту 144 в Париже
Награждён орденами Ленина, Октябрьской
Революции, 2 орденами Красной Звезды, Ор
деном «За службу Родине в Вооруженных
Силах СССР» 2 й и 3-й степ
КОЗНОВ Анатолий Андреевич (1927 —
64)—сов летчик-испытатель, подполковник
Закончил спецшколу ВВС (1945), Борисо-
глебское авиац уч-ще (]949, до 1955
лётчик инструктор там же), школу лёт-
чиков-нспытателей, по окончании к рой в
1957 назначен в КБ П О Сухого За время
работы в КБ провел более 400 испытат по-
летов на опытных, эксперим и серийных
самолетах 23 типов, среди к рых Су 11,
Су 7, Су 7Б, Су 7БМ, Су 7БКЛ (колесио
лыжный вариант) и др Установил абсо
лкэтный мировой рекорд скорости — 2337
км/ч на 500-км замкнутом маршруте на са-
молете Г-43] с ТРД (1962) Погиб при
испытании самолёта Награжден медаля-
ми
КОК — вспомогат конструкция ЛА обычно
в виде конусообразного обтекателя Уста-
навливается на законцовках хвостовой час-
ти фюзеляжа, мотогондолы или на передней
части оси возд винта ЛА для уменьше-
ния аэродинамич сопротивления Габариты
К определяются размерами закрываемого
Б И Ковзан
И Н Кожедуб
И Ф Козлов
М В Козлов
А А Кознов
В К Коккинаки
оборудования и обводами ответной части
ЛА К, как правило, выполняется в виде
единой штампованной или «давленой» де
тали из листового алюминия
КОККИНАкИ Владимир Константинович
(1904—85)—сов летчик испытатель, ген-
майор авиации (1943) засл лётчик испы
татель СССР (1959), засл мастер спорта
СССР (1959), дважды Герои Сов Союза
(1938 1957) В Сов Армии с 1925 Окон
чил Борисоглебскую летную школу (1930)
Служил в ВВС В 1935—65 работал лет-
чиком-испытателем в ОКБ С В Ильюши-
на Совершил пеоелеты Москва — Севасто
поль — Свердловск — Москва, 1937, Моск
ва — Спасск Дальний (совм с А М Брян
динским) 1938, Москва — о Мискоу (Мис-
ку) в США (совм сМ X Гордиенко), 1939
Им установлено 14 мировых рекордов вы-
соты и скорости полёта, проведены завод-
ские испытания штурмовиков Ил 2, Ил 10,
бомбардировщика Ил-4 В годы Вел Оте-
честв войны совмещал работу летчика ис
пытателя нач Гл инспекции Наркомата
авиац пром сти и руководителя ЛИС В
послевоен период испытывал воен и гражд
самолёты (вт ч Ил-12, Ил 14, Ил-18, Ил-
62) Летал на самолётах 62 типов С 1961 ви
це-ярезидент, с 1967 президент, а с дек 1968
почётный президент ФАИ Золотая авиац
медаль ФАИ, ожерелье «Роза ветров» с
бриллиантами Деп ВС СССР в 1937—50
Ленинская пр (I960) Награждён 6 ордена-
ми Ленина, орденом Октябрьской Револю
211
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво

К К Коккинаки
А И Котдчиав
ции, 3 орденами Красного Знамени, орде
нами Отечеств воины 1 й и 2-и степ , 4
орденами Красной Звезды, медалями Брон
зовый бюст в Новороссийске
Лит Водопьянов Ч В Небо ючинкня с
земзи VI 1976
КОККИНАКИ Константин Константинович
(р 1910)—сов летчик испытатель, пол
ковник, засл зетчик испытатель СССР
(1963), Герои Сов Союза (1964) Брат
В К Коккинаки Окончил Сталинградскую
воен авиац шкоду (1932) Работал лет
чиком испытателем на з де № 1 им Авиа
хима и в ОКБ А И Микояна Участник
Вел Отечеств войны Был Ком истребит
авиаполка особого назначения (после ги
бели С II Супруна), сформированного
из летчиков испытателей Проводил испы
тания серийных самолётов МиГ иа з-де
Лв 30 (1942—50) С 1951 в ОКБ А И Ми-
кояна, где проводил летные испытания
мн дозвук и сверхзвук истребителей в
т ч летные исследования первых опытных
образцов ТРД с осевым компрессором на
эксперим самолете CM I Установил абс
мировой рекорд скорости полета по замк
нутому маршруту 100 км на самолете F 66 —
2148 66 км/ч (i960) Медаль А де Лаво
Награжден 3 орденами Ленина, 2 ордена
ми Красною Знамени, 3 орденами Отечеств
войны 1 й стсп . 2 орденами Красной Звез
ды, орденом Дружбы народов, медатями
иностр орденом
КОЛДУНОВ Александр Иванович (р
1923) — сов военачальник Г| маршал ави-
ации (1984), дважды [срой Сов Союза
(1944, 1948) В Сов Армии с 1941
Окончил Качинскую воен авиац школу
летчиков им А Ф Мясникова (1943),
Воен возд академию (1952 ныне им
Ю А Гагарина) Воен академию Геншта-
ба Вооруж Сил СССР (1960) Участник Вел
Отечеств войны С мая 1943 летчик истре
битель ком звена ком эскадрильи Совер
шил 358 боевых вылетов сбит 46 самолетов
противника После войны на ответств долж
ностях в ВВС и Войсках ПВО В 1970 — 75
команд войсками Моск округа ПВО с
1975 ] и зам в 1978—87 гтавнокоманд
Войсками ПВО страны Деп ВС СССР
в 1974 —89 Ленинская пр (1984) Награ-
жден 3 Орденами Ленина, b орденами Крас
ного Знамени, орденами Александра Нев
ского 2 орденами Отечеств войны 1-й
степ орденами Красной Звезды «За служ
бу Родине в Вооруженных Сидах СССР*
3 й степ , медалями а также иностр орде
нами Бронзовый бюст в дер Мошино
во Смоленской обт
КОЛЕОПТЕР (от греч koleos — ножны и
pteron — крыло! — см в ст Кольцеплан
КОЛЕСА ШАССЙ—стужат для переме
щения и руления при взлете и посадке ЛА
Применяются нетормозные (на передних
стойках, хвостовых и подкрыльевых опорах
см рис ) и тормозные К ш , к рые могут
иметь колодочные, камерные ленточные
дисковые тормоза (см Тормоза самолета)
Осн элементы — литой или штампованный
барабан с двумя ребордами и пневматик
В корпус барабана запрессовываются ради
ально упорные подшипники и устанавлива
ются тормоза Для уплотнения внутр по
[ости барабана служат сальники и защитные
крышки На барабане монтируются камер
ные или бескамерные пневматики Веска
мерный пневматик состоит из каркаса,
колец жесткости, брекера (слоя резины) и
протектора Камерный пневматик кроме
того имеет камеру с вентилем и подпят
ником Многослойный каркас пневматика
изготавливается из капронового корда Для
жесткости в борт пневматика заделывается
металлич кольцо
В зависимости от посадочной скорости ЛА
и требований к его проходимости разли
чают пневматики сверхнизкого (250—350
кПа посадочная скорость до 200 км/ч),
низкого (350—650 кПа скорость до 250
1 к тормозное колесо 1 —
втз зка 2 — вентизь 3 —
сземная реборда 4 — под
|<|ипник 5 — сазьник 6 —
камера 7 — покрышка
км/ч) высокого (650—1000 кПа скорость
до 300 км/ч) и сверхвысокого (более 1000
кПа, скорость более 300 км/ч) давления
Пов сть пневматиков выполняется рельеф
ной рисунок обеспечивает устойчивость
движения колеса и увезичивает сцепление
с грунтом Обычно темп ра в зоне контак
та пневматика с колесом не превышает
125 °C, в зоне тормозного пакета не долж
на превышать 450—500 °C, в то время как
темп ра на пов сти фрикционных элементов
может превышать 1000 °C Такой жесткий
тепловой режим требует принудит возд
вентиляции замкнутой системы жидкостно
го охлаждения иди системы охлаждения
испарит типа (смесь воды со спиртом) для
боевых самолетов Время остывания коле-
са и тормоза (иногда 34ч) накладыва-
ет ограничения на эксплуатац режим са
молета (напр не более 4 посадок за 10 ч
работы)
Лит Шззьженкп VI Н Клнстрскция само
гетов 3 изд VI |971 Зверев И И Ко
конин С С Проектирование авиационных ко
зес и тормозных систем M |97,3
Ю В Макаров
КОЛЕСОВ Петр Алексеевич (р 1915) - сов
конструктор авиац двигателей, проф (1976),
д р техн наук (1971) После окончания
МАИ (1941) работал в ОКБ В А Добры
нина В 1960—84 гл конструктор Рыбин-
ского КБ моторостроения Под рук К соз
дан ряд ТРД для самолетов А Н Туполе
ва, А А Туполева, П О Сухого А И Мико-
яна, А С Яковлева Гос пр СССР (1951,
1971, 1979) Награжден 2 орденами Лени
на, орденами Октябрьской Революции Тру
дового Красного Знамени, медалями
КОЛЕЯ ШАССЙ — расстояние между цент-
рами Контактов колес лыж или поплавков
осн опоры шасси с пов-стью земли, палу
бы корабля или воды при стоянке ЛА
II А Кчтесов	В II Ко юшенко
КОЛИЧЕСТВА ДВИЖЕНИЯ ТЕОРЕМА-
то же что импульсов теорема
КОЛИЧЕСТВА ДВИЖЕНИЯ УРАВНЕНИЯ
в аэро и г ид ро д и н а м и ке — фунда
ментальная система ур-нии выражающая
в интегральной или диф форме закон сох
ранения импульсов
Интегральная форма К Д у (см
Сохранения законы) используется обычно
при эйлеровом подходе к решению задачи и
применяется к нек рому объему жидкости
ограниченному т и контрольной пов-стью
При удачном выборе контрольной пов сти
удается получить важные для практики ре-
зультаты (напр , интегральные хар ки обте
каемого тела), используя информацию на
границе контрольной пов сти без определе
ния поля течения в целом Для установив
шегося течения интегральную форму К
д у наз также импульсов теоремой Ин
тегральная форма К А У. применённая к
конечному объему в соответствии с задан
ным набором точек, испотьзуется при по
лучении конечно разностных схем для числ
интегрирования К д у , записанных в диф
форме
Дифференциальная форма К Д у
зависит от подхода к исследованию дви
же ни я сплошной среды и ее модели При
эйлеровом и лагранжевом подходах к изу
чснию течения идеальной жидкости К Д у
представляют собой Эйлера уравнения и
Лагранжа уравнения При эйлеровом иод
ходе к изучению течения вязкой жидкости
в общем случае К Д у имеют вид Навье —
Стокса уравнений из к-рых как предельные
случаи движения при малых и больших
Рейнольдса числах следуют более простые
ур ния Стокса —Осеена и ур ния Праидт
зя (см Пограничный слой)
КОЛЛАПС (от дат cojlapsus —ослабевший,
упавший) — острая сосудистая недостаточ
ность, развивающаяся в результате паде
ния сосудистого тонуса и уменьшения объ
ема циркулирующей Крови Уменьшение
притока венозной крови к сердцу приводит
к падению артериального и венозного дав
лений нарушениям кровоснабжения тканей
и обмена веществ Развивающаяся при
этом гипоксия угнетает жизненно важные
функции организма В авиац практике К
может наступить вследствие острого недос
татка кислорода, больших перегрузок,
резких изменений позы, чрезмерного физ
напряжения травм Признаки К при сох
ранении сознания резкая слабость, безу-
частность головокружение ослабление зре-
ния. шум в ушах, жажда, бледность, сниже
ние темп ры кожи, поверхностное учащен
ное дыхание (без жалоб на удушье), пульс
обычно частый (реже замедленный) слабого
напо гнения иногда аритмичный, глухость
сердечных тонов, на ЭКГ — признаки недос
таточности коронарного кровообращения
КОЛЛЕКТОР аэродинамической
т р з 6 ы — см в ст Конфузор
«КОЛОКОЛ» — фигура пилотажа, выпол
няемая в вертик плоскости в начале
278 КОККИНАКИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
траектория полета ЛА искривляется вверх
с последующим крутым набором высоты
до полной потери скорости, фигура за
канчивается падением ЛА с поворотом
корпуса в ту или в др сторону (см рис )
и с переходом в крутое пикирование Вы-
вод ЛА из пикирования осуществляется
обычным способом «К» небезопасен т к
может привести к остановке двигателя, к
срыву в штопор, выполняется только в
соревнованиях по высшему пилотажу
КОЛОНКА ШТУРВАЛЬНАЯ — один из ры-
чагов управления для отклонения рулей
высоты (см Рули управления) и элеронов
(рис. 1) К ш устанавливаются на тяже-
лых самолётах В кабине экипажа обычно
находятся две жестко связанные между
собой К ш — перед командиром возд суд-
на и вторым пилотом, они крепятся шар-
нирно к полу квбины К ш могут также
размещаться за приборной доской и приво
диться в действие при помощи штурвала,
укреплённого на валу, к-рый проходит через
Рис 1, Колонка штур-
вальная 1 — колонка,
2 — штурвал, 3 — пере
ключатель «Совмещен-
ное управление», 4 —
переключатель «Уход на
второй круг», 5 — пере
ключатель «Аварийное
управление мехаиитмом
перестановки стабилиза
тора», 6 — переключа
тель «Отключение авто-
пилота», 7 — переклю
чатель «Управление ме
ханизмом перестановки
Стабилизатора» 8 — пе-
реключатель «Радио»,
9 - рычаг управлении
элеронами, 10 — кронш
тейн креплении колонки
II —рычаг вправления
рулями высоты 12 — го
ризонтальный вал связи
двух колонок
Рис. 2 Штурвальное уп-
равление самолета «Рус
ский ВИтЯЗЬ»
душные винты не лона
завы)
приборную доску По принятым в мировой
практике правилам при движении К ш
«ни себя» нос самолета должен поднимать-
ся, при повороте штурвала по часовой
стрелке самолет должен крениться вправо
Форма и размер К ш зависят от ком-
поновки квбины экипажа, приборной доски
и наличия в системах управления гидро-
усилителей На первых самолетах, напр на
«Русском витязе», устанавливались круглые
штурвалы (рис 2) В дальнейшем Для
обеспечения лучшего обзора приборов от
штурвалов круглой формы отказались Впер
вые К ш была установлена на самолете
«Гаккель-III» Штурвал был установлен на
колонке горизонтально
См ст Штурвальное управление
КОЛОШЕНКО Василии Петрович (р
(922)—сов летчик-испытатель, засл лет-
чик-испытатель СССР (1972), мастер спор
та междунар клвсса (1971), Герой Сов
Союза (1971} Окончил Тамбовскую воен
школу летчиков (1943) Работал инструк
тором В	1953—60 в полярной авивиии
(работал на ледовой разведке, проводке
мор судов, участвовал в антарктич зксце
диДиях} В I960—80 лётчик-испытатель
ОКБ им М Л Миля В (966 К на верто
лете Ми 6 тушил лесные пожары во Фран-
ции, где ему присвоено звание «Почетный
пожарник Парижа» Установил 15 мировых
рекордов на вертолетах по грузоподъемное
ти, скорости и высоте Награжден ордена-
ми Ленина, Красной Звезды, медалями
КОЛЬЦЕПЛАН — летательный аппарат с
крылом, имеющим при виде спереди пра-
вильную кольцевую форму В схеме ЛА,
предложенной в СССР в (942 (см рис ),
внутр полость кольцевого крыла обдува-
ется возд струей, отбрасываемой двумя
соосными винтами противоположного вра-
щения, расположенными на входе в крыло
Хвостовое оперение в конце короткого фю
Зеляжа и элероны, установл на двух про-
филиров пилонах, крепящих кольцевое кры-
ло к фюзеляжу, находятся в зоне интен
сивного обдува струей от винтов, что по-
вышает их эффективность Эта аэродина-
мич схема имеет нек рые особенности
Напр , на закритич углах атаки срыв по-
тока будет происходить без нарушения сим-
метрии обтекания и, следовательно, К бу-
дет неспособен к авторотации В 1959 во
Франции фирмой СНЕКМА был построен
эксперим ЛА с кольцевым крылом (СВВП
с ТРД). получивший назв колеоптер,
и проведены его испытания в вертикально
подвешенном состоянии
КОЛЬЧУГАЛЮМИНИЙ — см в ст Алю-
миниевые сплавы
КОМАНДНО-ДИСПЕТЧЕРСКИЙ ПУНКТ
(КДП)—сооружение на территории аэро-
порта или аэродрома, из к-рого осуществля-
ются Централизов управление воздушным
движением (УВД) в р-не аэродрома (при
подходе), в зоне взлета и посадки и конт-
роль за возд движением в пределах уста-
новленных границ в р не диспетчерской
службы и в зоне местных возд линий Из
КДП осуществляется управление движе-
нием ЛА и спецавтотранспорта по аэро-
дрому В КДП производятся оформление
предполётной и послеполетной документа-
ции, предполетная подготовка экипажей,
подготовка и планирование полетов Здесь
собирается и обрабатывается метеоинфор-
мапия, к рая передается командному, лет-
ному и диспетчерскому составу Из КДП
осуществляются диствнп управление и
контроль за радиотехн и светосигнальным
оборудованием аэродрома
В КДП размещаются след диспетчерские
пункты районный центр Единой системы
УВД или рвйонныи диспетчерский пункт,
местный диспетчерский пункт, Диспетчер
ский пункт подхода или гл диспетчерский
пункт подхода, вспомогвт диспетчерский
пункт круга, диспетчерский пункт системы
посадки, диспетчерский пункт руления, ста
ртовый диспетчерский пункт, аэродромный
диспетчерский пункт, производств -диспет-
черская служба пр тия В зааисимости от
макс числа ЛА, обслуживаемых в ( ч (в т ч
взлетов и посадок на аэродроме) и проле
тающих через зону р-на диспетчерской
службы, КДП подразделяются на 6 раз-
рядов (КДП-1. КДП-И, КДП Шит д)
КДП строятся с вышкой, фонарь к-рой
обеспечивает обзор аэродрома и возд зоны
в пределах, установленных для диспетче
ров стартового пункта и пункта руления
А П Журавлев
КОМБИНИРОВАННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ —
двигатель авиационный, в к рам сочетаются
элементы двигателей разл схем с целью
улучшения его хар-к в широком диапа-
зоне условий полёта и режимов работы Ис
ходными для образования К Д могут слу-
жить двигатели, работающие по циклам
— const (Брайтона, ракетный), V —const, сме-
шанному (периодич сгорания), циклам
поршневых двигателей, двигателей внеш
сгорания и др (см Цикл двигателя терм о -
динамический) Можно выделить две
осн группы Кд I) двигатели комбинир
циклов, сочетающие циклы разл исходных
двигателей в пределах тракта с обменом
энергией между составляющими циклы про
Нессами, 2} двигатели, в к рых использу-
ются общие элементы для реализации разл
циклов в разных условиях (режимах по-
лета и режимах работы)
К первой группе относятся турбопрямо-
точный двигатель эжекционного типа с пе-
редачей части энергии продуктов сгорания
воздуху, поступающему в прямоточный кон-
гур, турбовинтовой двигатель (ТВД), в
к ром часть свободной энергии цикла расхо
Дуется ни привод винта, турбореактивный
двухконтурный двигатель (ТРДД), в к-ром
часть свободной энергии цикла расходует-
www.vokb-la.spb.ru -	279
ся на сжатие воздуха, поступающего в
вентиляторный контур, ракетно турбинный
двигатель (РТД), в к-ром часть энергии
продуктов сгорания передается воздуху,
сжимаемому компрессором, и др Рабочий
цикл всех К д можно разделить на два
подцикла генераторный, служащий для
вырабатывания энергии передаваемой ра-
бочему телу, участвующему в осн цикле,
и основной, в к-ром подведенная энергия
превращается в работу Двигателя или (и)
движителя В общем случае энергия гене-
раторного цикла может быть передана
осн циклу в любой форме (в виде ме-
хаиич работы, теплоты) Термодинамнч
эффективность К д первой группы опреде
ляется увеличенной по сравнению с двнга
телями исходных типов разностью темп р
источника энергии и холодильника в обоих
циклах и увеличением суммарной степени
повышения давления в цикле Поэтому,
иапр , в РТД, благодаря повышению дав-
ления в генераторном цикле и росту термич
кпд г], по сравнению с соответствующими
значениями тех же величин в турбореак
тивном двигателе можно уменьшить габа-
ритные размеры и массу, а благодаря уве-
личению полетного кпд по сравнению с кпд
ракетного двигателя — повысить полный кпд
(см Коэффициент полезного действия ре
активного двигателя} По способам пе
редачи энергии от генераторного цикла ос-
новному различают К Д с отбором механич
работы, но без отбора теплоты, т е без сме
шения рабочих тел, участвующих в цик-
лах, и без теплопередачи от генераторного
цикла основному (ТРДД, ТРДД с форса
жом во II контуре, РТД вентиляторного ти-
па, РТД с раздельными газогенераторным
и осн контурами и т д ), К д с отбором теп
лоты, но без отбора механич энергии от ге
нераторного цикла к основному, т е двига-
тели замкнутых схем с теплообменом между
генераторным и осн циклами (атомный ТРД,
двигатель внеш ctорания с регенерацией
теплоты и др ), К д с отбором механич ра
боты и тепловой энергии от генераторного
цикла для основного, т е со смешением ра-
бочих тел, участвующих в циклах, либо К д
без смешения потоков, но с передачей меха
нич работы и теплоты от генераторного цик-
ла основному через турбокомпрессор и тепло-
обменник нлн в процессе смешения (ТРДДФ
со смешением потоков, РТД со смешением по-
токов, РТД «пароводородной» схемы с при-
водом турбины от газифицированного и
подогретого водорода, водородйые РТД с
ожижением части воздуха за компрессором,
ракетно-прямоточные двигатели разл типов
ит д ) Оптнм значение передаваемой
энергии от генераторного цикла основному
и способ ее передачи (в виде теплоты или
механич работы) для достижения макс эко-
номичности этих типов К Д в общем случае
зависят от значения свободной энергии
генераторного цикла режима полета и кпд
элементов
Ко второй труппе К д можно отнести
обычные турбопрямоточные двигатели, в
к рых затурбннная камера сгорания на тур-
бокомпрессорном режиме играет роль фор-
сажной камеры с дожиганием топлива в цнк
ле ТРДФ или ТРДДФ, а на прямоточном
режиме служит камерой сгорания беском-
прессорного прямоточного воздушно-реак-
тивного двигателя (ПВРД) К этой группе
также относятся т и интегральные ПВРД,
в к рых камера сгорания в одном диапа-
зоне режимов полета работает как ,камера
сгорания ракетного двигателя твердого топ
лива, а в другом (после выгорания твёрдо
го топлива)— как камера сгорания ПВРД
Осн особенности параметров н характерис-
тик К Д этой группы обусловлены осо
бенностями рабочего процесса двигателей
исходных циктов в соответствующих усло-
виях полета, а также условиями перехода
с одного режима на другой Преимущества
К Д этой группы — возможность умень-
шения габаритных размеров и массы по
сравнению с соответствующими параметра-
ми смешанной двигат установки, состоя
щей из устанавливаемых иа ЛА двигате
лей двух типов, реализующих исходные
циклы	Р И Курзикер
КОМЕНДАНТОВ Георгий Леонидович
(1910—85)—один из основоположников
авиац медицины в СССР, проф (1965),
д-р мед наук (1963), полковник мед
службы Окончил Ленинградский мед ин-т
(1931) Ученик Л А Орбели Участник Вел
Отечеств войны С i960 зав кафедрой
авиац медицины Центр ин та усовер
шенствования врачей Автор более 200
науч работ, посвященных вопросам влия-
ния ускорений на организм летчика, про-
странств ориентировки летчика в поле
те спасения членов экипажа в аварийных
условиях и пр более 30 уч пособий для
авиац врачей Гос пр СССР (1952) Наг-
ражден орденами Красного Знамени, Крас
ной Звезды, медалями
КОММЕРЧЕСКАЯ НАГРУЗКА — см в ст
Нагрузка
КОММЕРЧЕСКИЕ ПРАВА — см в ст
«Свободы воздуха»
КОММЕРЧЕСКИЕ СОГЛАШЕНИЯ — до
говоры между авиапредприятиями транс
портными разл стран заключаемые на ос
новаини соглашений о возд сообщении меж-
ду этими странами Регулируют взаимоот-
ношения авиапредприятий по техн и ком
мерч вопросам организации и обеспечения
полётов возд судов и перевозок пассажи-
ров, грузов и почты
Различают три группы К с 1) согла
шения, предусматривающие все виды техн
и коммерч обслхживания возд судов, в
т ч заправку топливом, а также порядок
взаимоотношений с агентами перевозчика,
размеры комиссионных сборов и платы за
обслуживание, порядок расчетов нт д ,
2) соглашения, регулирующие порядок эк-
сплуатации возд линии авиапредприятиями
и распределение между сторонами расходов
и доходов по эксплуатации При совм эксп-
луатации расходы и доходы между сто-
ронами распределяются на согласованных
между ними условиях, при эксплуатации в
пуле — каждая из сторон несет эксплуата-
ционные расходы самостоятельно, а получ
доходы вносятся в пул по согласованным
ср доходным (пульным) ставкам и затем
распределяются между сторонами, 3) согла
шения, предусматривающие др формы со
трудничества обмен экипажами, совм ис
пользование запасных частей к самолетам,
тренажеров, ремонтных баз
КОММЕРЧЕСКИЙ АКТ — документ, удос-
товеряющий обстоятельства, к-рые могут
служить основанием для ответственности
имущественной перевозчика, пассажиров,
отправителей и получателей груза Состав
ляется в аэропорту назначения при выда
че багажа или груза, при обнаружении
неисправностей при перевозке К а может
быть составлен также в аэропорту отправ
ления или в промежуточном аэропорту К а
составляется уполномоч представителями
перевозчика с участием получателя, если
неисправность обнаружена в его присутст
вни нлн с привлечением лица, обнару
жившего неисправность груза или багажа
К а служит основанием для розыска ба
гажа н груза илн их владельцев, рассле-
дования причин н выявления виновников
порчи, утраты н хищения багажа или гру
за, удовлетворения илн отклонения претен-
зий пассажиров, получателей и отправи-
телей груза Прн междунар возд перевоз-
I Л Комендантов А К Константинов
ках К а составляется в форме Акта о не-
исправностях при перевозке багажа — P1R
(Property Irregularity Report) либо Акта о
неисправностях при перевозке груза—CIR
(Cargo Irregularity Report)
КОМПАС а в и а н н о н н ы й — навигацион-
ный прибор для измерения курса ЛА В
авиации используют астрокомпасы (см Аст-
ронавигационные системы), гирокомпасы.
магн К радиокомпасы В связи со значит
погрешностями измерений магн К исполь-
зуют только как резервные
КОМПЕНСАТОР ВЗМАХА — то же, что
регулятор взмаха
КОМПЕНСАЦИЯ органов управле-
н и я — совокупность средств д.пя умень-
шения шарнирных моментов, см Аэродина-
мическая компенсация, Весовая компенса-
ция, Сервокомпенсация
КОМПОЗИЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ —
материалы, состоящие из основы (матрицы)
и наполнителя (введенных в нее компонентов
с заданными свойствами) с сохранившимися
границами раздела между ними Свойства К
м определяются совокупностью свойств и
соотношением входящих в их состав ком-
понентов, в результате чего К м могут
обладать такими свойствами, к-рых не име-
ют компоненты, взятые в отдельности
По характеру структуры н геом форме
компонентов, входящих в состав К м , онн
подразделяются ва волокнистые, дисперсно
упрочненные, слоистые н гибридные Матри-
цей (связующим) и наполнителем (волок-
нами, частицами и др ) могут быть металлы
и сплавы, полимеры, тугоплавкие элементы
и соединения Комбинируя содержание ком-
понентов и их расположение в объеме,
можно создавать К м с требуемыми меха
нич (в т ч фрикц и антифрикц ),
электрич, магн , ядерными, хим , оптич,
теплозащитными н др свойствами
Из всех видов К м наибольшее распро-
странение получили волокнистые К м ра-
диотехн , теплозащитного и особенно конст
рукц назначения При создании волокнис
тых К м применяются непрерывные и дис
кретные аолокна, нитевидные кристаллы
разл в-в и соединений (оксидов, карбидов,
боридов, нитридов и др ) стеклянные, квар
цевые асбестовые, углеродные, борные,
органич , а также металлич проволоки,
отличающиеся высокими значениями проч-
ности и модуля упругости ApMHpviouuie иа
полннтели используются в виде моноволок-
на и жгутов, нитей, тканей, проволоки,сетки,
бумаг и др волокнистых материалов Проч
костные и деформативные хар-ки волок-
нистых К м определяются свойствами
упрочняющих волокон, их размерами, орнен
тацией и содержанием в материале Свойст
вами матрицы определяются хар-кн К м
в направлениях, отличных от ориентации
волокон, характер изменения свойств К м
при воздействии темп-ры, атм и др факто
ров, режимы получения и переработки
К м в изделия
280 КОМЕНДАНТОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Соотношение между компонентами в
К м выбирается в зависимости от природы
наполнителя и матрицы, структуры и наз-
начения материала Монолитность К м опре-
деляется взаимным соответствием компо-
нентов (прочность, удлинение, коэф линей-
ного расширения, термодинамнч совмести
мость ит д ) и прочностью сцепления между
ними, к-рая зависит от адгезии и полноты
контакта фаз на границе раздела волок-
но — матрица В целях повышения прочности
сцепления по границе раздела и термнч
стабильности К м армирующий наполнитель
подвергают физ хим обработке (аппретн
рование, травление, активирование) или на-
носят разделит покрытия (металлич , пи-
роуглеродные, оксидные, карбидные и т п )
Мн свойства К м могут быть рассчитаны
по хар-кам компонентов, их соотношению
и расположению в объеме материала с ис-
пользованием теории механики составных
сред
Волокнистая форма наполнителя и разли-
чие в прочностных, деформативных и физ
хар-ках волокон и матриц определяют су
ществ анизотропию свойств К м Наиболь-
шая степень анизотропии присуща К м
с параллельным (однонаправленным) распо
ложением волокон У таких материалов проч
ностные и упругие хар-ки в направлении
ориентации волокон могут иа 1—2 порядка
отличаться от аналогичных хар-к в по
перечном направлении Регулирование сте-
пени анизотропии и свойств К м достига-
ется перекрёстным расположением армирую-
щих слоёв, созданием структуры с прост
ранств схемой армирования Расширение
диапазона регулирования свойств К м
обеспечивается созданием гибридных К
м, содержащих волокна разной приро
ды (напр, углеродные и стеклянные), вве-
дением в межволоконное пространство ните-
видных кристаллов и фольги между слоями
волокон
Уровень рабочих темц-р К м определя-
ется в первую очередь природой матрицы,
термостойкостью и термостабильностью ее
и границы раздела В пром-сти наиболь
шее распространение получили полимерные
К м на основе модифицнр , эпоксидных,
фенольных, имидных и кремнийорганич
связующих в сочетании со стеклянными,
углеродными и органич волокнами (рабочие
темп-ры 150—400 °C) и металлич К м с
матрицами на основе алюм , магниевых, ти-
тановых и никелевых сплавов с борными,
углеродными волокнами, стальной, вольфра
мовой проволоками (рабочие темп-ры 300—
1200°C) Рабочие темп-ры дисперсноупроч-
ненных никелевых сплавов достигают
1300 °C, а К м на основе карбидов, нитри
дов, а также углерод-углеродных К м , в
к-рых углеродные волокна связаны коксом и
пироуглеродом,— 1500—2200 С
К м по комплексу хар к (уд прочность,
уд модуль упругости, усталостная и длит
прочность, деформац теплостойкость, демп-
фирующая способность) превосходят тра-
диц конструкц материалы Полимерные К м
наряду с конструкц свойствами обладают
рядом спец свойств — радиотехн , теплоза-
щитных, злектротехн , фрикционных и т п
При изготовлении деталей из К м мате
риал и изделие формуются одновременно,
при этом изделию сразу Придают заданные
геом размеры Природа матрицы и тип
армирующего наполнителя, конструкция и
размеры деталей определяют выбор метода
переработки К м в изделие, обеспечиваю-
щего совмещение волокон и матрицы, ориен-
тацию волокон, уплотнение материала и его
затвердевание Технология изготовления де-
талей из волокнистых К м включает след,
осн операции подготовка армирующего
наполнителя, совмещение наполнителя с
матрицей (получение полуфабрикатов —
препрегов), сборка и ориентация слоев на
полнителя по форме детали, уплотнение и
термообработка, механич обработка
Подготовка армирующего наполнителя
включает операции, направленные на подго
товку пов сти волокон к совмещению и пос
ледующему взаимодействию с матрицами
Среди них аппретирование и подшлихтов
ка — нанесение на пов-сть минеральных и
металлич волокон кремнийорганич и др
соединений, обеспечивающее их гидрофоб-
ность и хим взаимодействие с полимерной
матрицей, активирование пов-сти — обра-
ботка борных, углеродных и металлич во-
локон в жидких и газообразных окисли
телях, приводящая к окислению и страв-
ливанию поверхностного слоя
Совмещение армирующего наполнителя с
матрицей производится в зависимости от
природы матрицы разл способами нане-
сением раствора или расплава при про-
хождении волокна через жидкое связующее,
плазменным напылением, пропиткой под
вакуумом или давлением, дублированием с
фольгой или пленкой (матрицей) при про
катке Для улучшения проникновения мат
рицы в межволоконное пространство при-
меняют принудит пропитку, напр с по-
мощью роликов или УЗ
Способ сборки и ориентации армирую-
щего наполнителя определяется геометрией
деталей и формой армирующего наполните
ля или препрега При использовании тканей.
Возможное снижение масс соответствующих агрегатов самолета (а) и вертолета (б) при использовании
в их конструкциях композиционных материалов вместо металла
сеток, широких лент применяют ручную
выкладку слоев, предварительно раскроен-
ных по шаблонам. Для ориентации армиру-
ющего наполнителя в плоских деталях и де-
талях однозначной кривизны используют
спец выкладочные машины автоматы с
программным управлением Для деталей,
имеющих форму тел вращения или близкую
к ним, широко применяется метод намотки,
к рая производится на многокоординатных
станках с программным управлением Ори
ентация волокон в профилях разл сечений
осуществляется методом протяжки
Уплотнение материала, обеспечивающее
его монолитность и заданное соотношение
компонентов, осуществляется при его на-
гревании в спец оснастке на гндравлич
прессах, автоклавах, гндроклавах, литье-
вых машинах при давлении от 0,09 до 50
МПа Для достижения темп-ры, необходи-
мой для размягчения и сварки металлич
К м или отверждения полимерных К м ,
наряду с традиц методами применяют
ся нагрев токами высокой частоты, ИК наг-
рев и нагрев пропусканием электрич тока
через токопроводящие волокна К м
Механическая обработка К м произво-
дится алмазным и твердосплавным режу
щим инструментом при больших скоростях
резания и малых подачах. При этом учи-
тывают их особенности низкую сдвиговую
прочность, высокую твердость и абразив
ное действие ряда волокон (борных, стек-
лянных), низкую теплопроводность К м с
органич волокнами Собирают конструкции
из К м обычными методами (сваркой,
пайкой, клепкой) При сборке конструкций
из полимерных К- м наряду с клепкой и
установкой болтов широко применяется
склеивание Контроль качества конструк-
ций, изготовленных из К м. производит-
ся неразрушающими методами, позволяю-
щими обнаружить такие дефекты, как ис
кривления, разориентация и повреждение
волокон (рентгеновский метод), расслоение,
непроклеи, раковины (импедансный, УЗ),
трещины (люминесцентный)
К м широко используют в авиац -кос-
мич пром сти Их применяют при изго-
товлении самолетов и вертолетов, ИСЗ,
ракет носителей и др Эффективное направ-
ление применения Км — использование их
в обшивках и обечайках монолитных и трех-
елойных конструкций, емкостях высокого
давления, стержнях и балках Уд прочность
таких конструкций в 1,5—2 раза выше, чем
у аналогов из алюм сплавов Широкое
применение в планере ЛА деталей и аг-
регатов из К м — одно из осн направле-
ний повышения весовой эффективности но-
вой авиац техники Использование К м в
конструкциях средненагру жениых деталей
(пов сти управления, створки люков, антен
иые обтекатели, полы, перегородки сало-
нов), а также в конструкциях агрегатов
(напр , стабилизатора, крыла, отсеков фю
зеляжа) позволяет не только снизить
(на 10—15% и более, см рис ) массу
деталей и агрегатов, но и повысить надёж-
ность их работы Стекло-, угле и органо-
пластики находят применение в конструкциях
возд винтов, несущих и рулевых винтов вер-
толетов, лопаток компрессоров газотурбин-
ных двигателей Высокая радиац стойкость
углепластиков и низкий коэф линейного
термин расширения делают весьма эффек-
тивным их применение в космич технике
(панели солнечных батарей, корпуса ан-
тенн ит п )
Лит Структура и свойстве композиционных
материалов М 1979, Композиционные материа-
лы Справочник под общ ред В В Васильева,
Ю М Тарнопольского, М, |990
Г М Гуняев. Е В Моисеев, Б В Перов,
Г Б Строганов И Н Фридляндер, В М Чубаров
КОМПОНОВКА летательного аппа-
рата— взаимное пространств расположе-
ние частей ЛА и его разл устройств, про-
цесс поиска рационального расположения
частей ЛА, помещений (отсеков), агрега-
тов К —один из трех процессов (помимо
аэродинамич и весового проектирования),
в результате к-рых определяются осн па-
раметры и облик ЛА в целом Различают
два осн вида К —внешнюю, или аэро-
динамическую компоновку (см Аэ-
родинамическая схема), определяющую
внеш облик ЛА, и внутреннюю, определяю-
щую его размеры (напр, размеры фюзе-
ляжа самолета) Внутренняя К —рас-
положение кабины экипажа, оборудования
и системы управления, помещений или от-
секов, предназначенных дтя размещения
целевой нагрузки Для пасс самолетов —
это салоны, багажно-грузовые и вспомо-
гат (бытовые) помещения, для военных —
бомбовые отсеки, кабины стрелков и т п
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	281
Внутр К должна обеспечивать макс плот-
ность оборудования с целью создания фю-
зеляжа минимально возможных размеров,
необходимые удобства для членов экипажа,
размещение агрегатов и оборудования, пре-
дусматривающее свободный подход к ним
(для повышения эксплуатац технологич-
ности), а также обеспечивающее миним
длину Электрич , гидравлич и др коммуни
каций (для уменьшения массы), устройство
салонов и вспомогат помещений с макси
мально возможным комфортом дтя пасса-
жиров
КОМПРЕССОР газотурбинного дви
га тел я — узел ГТД служащий для повы-
шения давления воздуха Масса К состав
ляет от 25 (ТРДДФ) до 40% (ТРД) массы
ГТД Степень повышения давления в К
(л*) по мере совершенствования ГТД возра-
стает в первых ТРД т* была равна 4—5
в ТрДД и ТВД 80-х гг она достигает 30—40
Для реализации термодинамич цикла с
пост давлением в камере сгорания в авиац
ГТД используются только лопаточные К
(см Лопаточные машины) Повышение дав
ления в К происходит в результате преоб
разования механич энергии подводимой к
валу К от турбины, в потенц энергию
воздуха Во всех типах лопаточных К пе
редача механич энергии привода воздуху в
соответствии с Эйлера формулой реализует
ся в роторе путем воздействия на поток
аэродинамич сил, возникающих при обте-
кании лопаток рабочих колес, при этом уве-
личивается и кинетич и потенц энергия
воздуха В неподвижных элементах К —
направляющих аппаратах компрессора или
диффузорах — часть кинетич энергии пре
образуется в потенциальную
К ГТД состоит, как правило, из неск
последовательно расположенных ступеней
(см Ступень компрессора, турбины), по
форме ср пов сти тока в них различают
осевые (ОК), центробежные (ЦК) диаго
нальные (ДК) и комбинированные, состо-
ящие из ступеней разных типов (осецентро-
бежные— ОЦК, оседиагональные) Форма
пов-сти тока определяет особенности преоб-
разования энергии в рабочем колесе в ОК
работа сжатия примерно равна изменению
кинетич энергии в относит движении,
в ЦК повышение давления в большей сте
пени происходит вследствие изменения ки
нетич энергии в переносном движении,
равного работе центробежных сил Увеличе-
ние радиуса ср пов сти тока в ЦК и ДК
увеличивает работу, передаваемую воздуху
при одинаковой окружной скорости на внеш
диаметре рабочего колеса работа ступени
ЦК в 2—3 раза превышает работу осевой
ступени
При высоких л* К обычно делится на неск
последоват , механически не связанных кас-
кадов (групп ступеней), каждый из к рых
приводится отд турбиной, используются
одно-, двух- и трехкаскадные К Первая
(по потоку) группа ступеней наз К низ-
кого давления (КНД), К газогенератора —
К высокого давления, ср каскад К трех
каскадного двигателя — К ср давления
КНД двухконтурного ТРД состоит из вен-
тилятора и (в нек рых случаях) подпор-
ных ступеней, устанавливаемых ьо внутр
контуре В авиац ГТД КНД составляется
из осевых ступеней ОК позволяет получить
производительность до 200 кг/с с 1м2 лобо
вой площади на входе в первое рабочее
колесо Политропич кпд может превышать
90% (см Коэффициент полезного действия
компрессора, турбины)
Число ступеней ОК авиац ГТД достигает
17, с кон 70-х гг, несмотря на рост т*
число ступеней в ОК вновь создаваемых
двигателей уменьшается — ср уд работа на
ступень увеличивается с 20—25 до 40—60
Рис I Осевой компрессор двух контур ного ТРД
1 — вентилятор 2 — подпорные ступени 3 — ротор
компрессора высокого давления 4 — компрессор
высокого давления 5 — направляющий аппарат с
поворотными лопатками, 6 — звукопоглощающая
облицовка
кДж-с/кг гл обр за счет увеличения ок
ружной скорости до 500 м/с и более
В каждом каскаде ОК (рис I) рабочие
колеса жестко связаны друг с другом
сваркой, болтовыми соединениями торцо-
выми шлицами или стяжным болтом Наи-
более распространенная конструкция рото-
ра барабанно дисковая Лопатки рабочих
колес крепятся в ободе диска с помощью
замков преим типа «ласточкин хвост»
или набираются в кольцевой паз на ободе
диска Лопатки направляющих аппаратов
крепятся в кольце, устанавливаемом в на-
руж корпусе К, и либо выполняются кон
сольными, либо объединяются по внутр дна
метре кольцом, на к ром укреплена уплот
нит обечайка, покрытая истираемым мате
риалом, или сотовая На соответствующем
участке пов сти ротора выполняются в этом
случае неск кольцевых гребешков, обра-
зующих лабиринтное уплотнение предотвра-
щающее перетекание воздуха из области за
направляющим аппаратом на вход в него
Центробежный К (рис 2) состоит из вход-
ного направляющего аппарата, рабочего
колеса (РК), безлопаточного и лопаточ
ного диффузора и радиально осевого кана
ла со спрямляющим аппаратом В авиац
конструкциях используются преим полуотк
рытые РК, представляющие собой диск с
выполненными за одно с ним лопатками
В РК поток отклоняется в тангенциаль
ном и радиальном направлениях На вы-
ходном участке лопатки выполняются либо
радиальными, либо загнутыми назад («ре
активное» колесо) Только в ЦК первых ТРД
использовались «активные» колеса с ло
патками, загнутыми на выходном у част
ке в направлении вращения Наиболее
высокий кпд и благоприятную форму хар ки
имеют ЦК с реактивными колесами ЦК
бывают двухступенчатыми или их комби-

Рис 2, Схема центробеж
ного компрессора 1 - вход
ной направляющий аппарат
2 — рабочее колесо 3 —
безлопаточныи диффузор
4— юлаточный диффузор
5 - радиально осевой диф
фсзор, 6 — спрямляющий
аппарат
нируют с осевыми ступенями Степень повы-
шения давления в ЦК зависит в осн от
окружной скорости U2 на внеш диам РК
и отношения D^/Di и достигает в первых
ступенях 6—8, во второй и последней сту
пенях ОЦК —3—4 Политропич кпд 83—
86% и существенно зависит от степени
повышения давления и размеров К
Конструкция ДК аналогична конструкции
ЦК Степень повышения давления в ДК
также определяется значением щ, отноше
нием £>г/Д| и углом выхода потока из ра-
бочего колеса и достигает л*=3—5 при по-
литропнч кпд 85—87% на кпд значитель-
но влияют диаметр компрессора и зазор
между лопатками РК и корпусом, завися-
щий от жесткости конструкции и тепловых
деформаций
Лит Нечаев Ю Н, Федоров Р М, Тео-
рия авиационных газотурбинных двигателей, ч I,
М , 1977, Хол шев ни ков К В.ЕлннО Н,Мит
рохин В Г Теория и расчет авиационных лопа
точных машин М 2 изд 1986 Л Е Ольштейн
КОМСОМОЛЬСКОЕ-НА-АМУРЕ АВИА-
ЦИОННОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪ-
ЕДИНЕНИЕ — берет начало от з дд № 126,
решение о стр ве к рого было принято в
1932 (заложен в 1934 и вступил в строй в
1936) Велось произ-во разведчика Р 6
(АНТ-7), а затем бомбардировщика ДБ-3
В годы Вет Отечеств войны з-д изготовил
св 2701) самолетов ДБ-ЗФ (Ил 4) В пер
вые послевоен годы строил самолеты Ли-2,
а с 1950 перешел на пронз-во реактивных
Самолетов Выпускались МиГ 15бис, МиГ-17,
МиГ 17ф, Су-7, Су-7Б, Су 27 и др
Пр тне награждено орденами Ленина
(1942), Октябрьской Революции (1971) В
1989 на основе з да, носящего имя Ю А Га
гарина, образовано ПО
«КОМТА»—одни из первых сов опытных
самолетов Создан в 1920—22 под рук Ко-
миссии по тяжёлой авиации (пред Н Е Жу
ков с кий, В Л Александров А Н Тупо-
лев А М Черемухин, Б Н Юрьев и др j
Триплан с двумя ПД «ФИАТ» мощн по
177 кВт, кабина на 10 мест, взлетная мас-
са 3550 кг Скорость полета до 130 км/ч,
потолок 600 м Самолет получился не очень
удачным и был передан в школу стрельбы
и бомбометания См рис в табл X
КОНВЕКТИВНЫЙ ПЕРЕНОС (от лат
convecho — принесение, доставка) — про
цесс переноса к -л физ величины (массы,
импульса, энергии и т д ) в газообразной,
жидкой или сыпучей среде вследствие пе
ремещения макроскопич частей вещества
среды В аэродинамике имеет место т н
вынужденный К п , обусловленный внеш
механич факторами (напр перепад дав
ления в канале) Из ур ний механики сплош-
ных сред следует, что интенсивность К п
пропорциональна мгновенному значению
вектора скорости течения в данной точке
пространства Следствием К п являются,
напр , турбулентное трение и турбулентный
тепловой поток
В теории конвективного тепломассообме-
на К п рассматривается совм с переносом
физ величин, обусловл взаимодействием
хаотически движущихся молекул, т е
теплопроводностью, вязкостью и т п (см
Переноса явления)
КОНВЕНЦИИ МЕЖДУНАРОДНЫЕ— см
в ст Воздушное право
КОНВЕРТОПЛАН — то же, что преобра
зуемый аппарат
«КОНВЭР» (Convair — Consolidated Vultee
Aircraft Corp ) — авиаракетостроит фирма
США Осн в 1923 под назв «Консоли-
дейтед», назв «К » получила в 1943 после
присоединения фирмы «Валти», в 1954 стала
отделением фирмы «Джене рал дайне микс»,
сохранив на нек рое время возможность
продолжать самостоят разработки Фирма
282 КОМПРЕССОР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Табл — Самолеты фирмы «Конвэр»
Основные данное	Разведчик PBY 5А	Бомбардировщики			Перехватчики		Пассажирские	
		В 24 М	В 36Н	В 58	Г J02A	F 106А	340 «Лайнер»	990А «Коронадо»
Первый полет год	1941	1945	1952	J956	1953	1956	1951	1962
Число и тип двигателей	2 ПД	4 ПД	6 ИД и 4 ТРД	4 ТРЦФ	J ТРДФ	1 ТРДФ	2 ИД	4 ТРДД
Мощность двигатетя кВт	895	895	2830	—	—	—-	1790	—
Тяга двигателя кН	—	—	23 1	69 4	76 5	109	—	71 6
Длина самолета м	19 46	20 47	49 4	29 49	20 84	21 аб	24 14	42 43
Высота самолета м	6 15	5 49	]4 2	9 45	6 46	6 18	8 59	12 04
Размах крыла м	31 72	33 53	70 14	17 32	11 62	U 62	32 12	36 58
Площадь крыла м! Вззетная масса т	J30 06	97 36	443	144	64 57	64 8	85 5	209
нормальная	15 44	25 4	J 62 38	—	12 2а	1587		—
максимальная	16 07	29 26	181	73 93	14 18	17 57	21 3	1 14 76
Масса пустого самолета Т Число пассажиров [десантни	7 97	1701	—	33 65	—	1] 8	13 4	54 84
ков) Боевая [коммерческая) нагруз	—	—	—	—	—	—	56	106
ка т Максимальная дальность пою	1 8	5 8	32	J0	—		6 07	Н 99
та к м Максимальна и скорость почета	3780	5310	10940	3860	1770	1851	3540	6115
км/ч	282	483	700	2230	1330	2450	450	990
Потолок м	5520	8500	13700	18000	15780	15860	5500	12500
Экипаж чел	5	8—10	15-18	3	1	1	4	3—4
Вооружение	5 пулеметов (7 62 и 12 7 мм) бомбы	10 путеметов (12 7 мм) бомбы	16 пушек (20 мм) бомбы (в т ч атом щ е)	1 пушка (20 мм) бомбы (вт ч ядер ные)	НАР 6 УР	5 УР		
выпускала тренировочные самолеты истре
бители воен и гражд летающие лодки в
т ч PBY «Каталина» (первый полет в 1935
выпущено 3290 см рис в табл XX) и PB2Y
«Коронадо» с четырьмя ПД (1937) бом
бардировщики В 24 «Либерейтор» (1939
построено 18188 широко использовались
во 2 й мировой войне см рис в табл XX) и
В 32 «Доминеитор» (1942) После войны
вела произ во стратегии бомбардировщика
В 36 «Конкерор» (1946 варианты с шестью
Истребитель перехватчик F 106 «Дельта дарт*
ПД с шестью ПД и четырьмя ТРД) сверх
звук стратегии бомбардировщика В 58
«Хаслер» (1956 см рис в табл ХХХ11)
истребителей перехватчиков F 102 «Дельта
дэггер» (1953) и F 106 «Дельта дарт» (1956
см рис ) а также пасс самолетов с ПД
(Конвзр 240 340 и 440) ТВД (Конвэр 580
600 и 640) и ТРД или ТРДД (Конвэр 880
и 990) Построен ряд эксперим самолетов
XF 92 с треугольным крылом (1948) СВВП
XFY 1 с ТВД мощн 4310 кВт (1954 см
рис в табл XXXI) сверхзвук гидросамо
лет истребитель «Си дарт» (1953) Осн
данные нек рых самолетов фирмы приведены
в табл
В В Беляев М А Левин
КОНИЧЕСКОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение, в
к ром все газодинамич переменные посте
янны вдоль прямых (лучей) проведенных
из нек рой фиксир точки (полюса) Кт —
распространенный вид пространств течения
реализующийся при сверхзвук обтекании
конусов треугольных крыльев и т д а
также в нек рых огранич областях неконич
в целом потоков (боковая кромка прямо
угольного крыла крыю изменяемой геомет
рии вырез на крыле и т д ) В рамках мо
дели К т существенно упрощается изу
чение пространств обтекания тел т к чис
ло независимых переменных уменьшается
до двух (К т общего вида) и даже до
одного (осесимметричное К т) Впервые
осесимметричное Кт— сверхзвук обте
какие кругового конуса — было рассмог
рено в 1929 А Буземаном В этом случае
присоединенный к носку скачок уплотнения
имеет конич форму за ним следует изоэн
тропическое течение сжатия с криволиней
ными хар ками При заданном Aluxa час
ле набегающего вдоль оси конуса потока
геом местом концов радиус вектора скорое
ти на конусе является т н яблоковидная
кривая используемая дш графим решения
задачи об обтекании конуса При обтекании
конуса под углом атаки в плоскости сим
метрии на подветр Стороне как правило
возникает энтропийная особенность (т н
точка Ферри) В плоскости конич перемен
ных она представляет собой точку в к рую
собираются конич проекции поверхностей
тока
К осесимметричным К т начинающим
ся от однородного потока относятся также
внутр течение в сопле сжатия канале
с двумя цитндрнч участками разного дна
метра и переходной зоной опредез формы
в к рои течение сжатия замыкается конич
скачком уплотнения (Буземан 1942) и те
чение расширения около сужающейся по
определ закону хвостовой части тела вра
щения с донным срезом (А А Никольский
1949)
В классе К т получены точные решения
задач обтекания пирамидальных тел с по
перечным сечением в виде звезды или
правильного вогнутого многоугольника
к рые обладают меньшим волновым сопро
тивлением чем круговой конус с той же
площадью донного сечения
Течение около плоского треугольного кры
ла также относится к ктассу конических
если скачок уплотнения присоединен к вер
шине крыла Ести он присоединен также
к передним кромкам (крыло со сверхзвук
передними кромками) то течения на наветр
и подветр сторонах не взаимодействуют
и могут рассчитываться отдельно в против
ном случае (крыло с дозвук передними
кромками) их нужно рассчитывать совмест
ио (см Крыла теория)
Наряду с решением ряда задач о К т в
точной нелинейной постановке широко при
меняются приближ методы их изучения
Напр задачи обтекания тонкого тела или
треугольного крыла под малым углом атаки
решаются в линейной постановке что вместе
со свойством коничности позволяет эффек
тивно использовать методы теории ф ций
комплексного переменного С помощью
нелинейного метода тонкого ударного слоя
для гиперзвук К т (см Гиперзвуковое
течение) получены приближ законы по
добия и аналитич решения задач обте
каиия конуса и треугольного крыла под
углом атаки используемые для оценки
аэродинамич хар к
Лит Франкль Ф И Карпович Е А
Газодинамика тонких тел М —Л 1948 Сборник
теоретических работ по аэродинамике М 1957
Кочни Н Е К и б е1ь И А Розе Н В
Теоретическая гидромеханика 4 изд ч 2 М 1963
Булах Б М Нелинейные конические течения
газа М 1970 Башкин В А Треуюльные крылья
в ।инерзвуковом потоке М 1984 В Н i олубкин
«КОНКОРД» (франц concorde—мир сог
ласие) — англо французский сверхзвуковой
пассажирский самолет (см в ст «Азро
спасьяль»)
«КОНСОЛ ИДЕЙТЕД» (Consolidated Аи
Crail Corp.) — авиастроит фирма США
См в ст «Конвзр»
КОНСОЛЬ (франц console) крыла —
часть крыла от его конца до фюзеляжа
(см рис ) Для ЛА типа «летающее крыло»
и нек рых др границы К можно указать
лишь условно У мн самолетов К —отъем
ная часть крыла В связи с условиями
транспортировки или базирования у нек рых
Консоль крыла
Откидывающаяся
часть Л
консоли ft
Левая кснсоль крыла |
Правая кснсоль крьла
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимгК^кМиС^ЛЬ 283
ЛА консоли или их части делаются отки-
дывающимися для хменьшения габаритов
ЛА
КОНСТАНТИНОВ Алексей Кири мович (р
1919)—сов авиаконструктор Окончил Во-
ронежский авиаи ии-т (|944) Конструктор-
скую деятельность начал под рук Г М Бе
риева Принимал участие в создании ряда
известных самолетов в т ч реактивной
летающей лодки Р I (1951), гидросамолета
М 10 со стре ювидным крылом, самолета ам
фибии «Чайка» В 1968—90 — гл конструк-
тор ОКБ мор самолетостроения в Таганроге,
где иод его рук сощан ряд самолетов
разл назначения, в т ч понсково-енасат
самолет-амфибия «Альбатрос» Гос пр
СССР (1967) Нй|ражден орденами Ленина,
Трудового Красного Знамени, «Знак По
чёта», медалями См ст Бе Портрет см на
стр 280
КОНСТРУИРОВАНИЕ (от лат constmo —
строю, со маю) агрегатов и узлов
летатетьного аппарата — процесс
определения формы, размеров, взаимного
расположения и параметров частей и элемеи
тов конструкции ЛА, его агрегатов и сис-
тем, способа их соединения, выбора ма
териалов отд элементов и ра (работки
конструкторской документации
Осн задача К — при заданных нагрузках,
действующих на элемент ЛА, и внеш геом
обводах найти параметры и получить техн
документацию конструкции, имеющей ми
ним массу и удовлетворяющей требованиям
работоспособности, прочности, долговечное
|И и технологичности в проиг ве и 'эксплу-
атации При К широко используется вы-
чис 1ИТ техника (см Автоматизация конст
руирования)
КОНСТРУКТИВНО-ПОДОБНАЯ МО-
ДЕЛЬ— см в ст Динамически подобная
модели
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА
принципиальная схема распо гожения осн
проюльных и поперечных силовых эдемеи
тов конструкции авиационной, а также раз
мешения панелей, поперечных и продоль-
ных стыков, иа к-рой указаны способы и
типы крепления агрегатов планера, двига
теле-и, органов управления, грузов, пока
заны поперечные сечения осн элементов
силового набора К с с предопределяет
способ восприятия и уравновешивания деист
вующих внеш нагрузок и необхотимые жест
костные хар-ки ЛА Представленные на
рис I К -с с крыльев ЛА отличаются од
на от другой числом юнжеронов в кессоне
крыла, видом поперечных стыков панелей
и направлением нервюр В К -с с могхт
быть приняты pan расположения лонже-
ронов вид поперечных и продотьных пане
лей и число панетей (рис 2, и и 2 б)
Выбор К -с с производится из условии
обеспечения статич прочности конструкции,
требуемых ресурсов, живучести, жесткосз-
НЬ|Х хар-к конструкции Рациональной яв-
тяется Кос, к-рая при миним массе ма
териала силовых элементов удовлетворяет
перечисл требованиям При создании К -с с
используются традиционные решения на ос
нове предшествующего опыта, опрощённые
конструктивно подобные модели (см Дина-
мически подобная модель} для определения
рациональных способов передачи усилий,
метод синтеза К се, осуществляемый опти-
мизацией шарнирно-стержневой модели кон
струкции по к-рой можно рассчитать крат
чаишие пути передачи нагрузок, метод оп-
тимизации изотропной модели конструкции и
выбор на основе анализа напряженно де-
формиров состояния рационального расп
ределения материала силовых элементов
Все эги методы позволяют создать пред-
варит вариант К-с с Окончат выбор К с с
производится на стадии эскизного и рабо
Рис, 1, Конструктивно-ситовые схемы кры гьев
пассажирского самолета а — с нервюрами распо
ложеиными лерпентикс тярно оси жесткости б —
с нервюрами расположенными по везде щномч
потоке
Рис. 2. Кож грсктивио си ювые схемы к рытье в
истребитетя <. раз шчным расположением 1онже
[jOHOB
чего проектирования после конструктив-
ных проработок и проведения более точных
поверочных расчетов на прочность
В И Бирюк
КОНСТРУКТОРСКАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ-
КОМП текс текстовых и графич документов,
содержащих информацию, необходимую для
разработки, произ ва, испытаний, эксплу
атации и ремонта изделий К Д — осн
часть техи документации, определяющей
обтик изделия и организующей его произ-во
Авиац техника как новая отрасль инж
деятельности, возникшая в нач 20 в , ис
пользовала уже сложившийся опыт общего
машиностроения и судостроения Так, си
ловые элементы планера, шасси, механизмы
управления, силовые установки изобража-
лись иа чертежах в соответствии с нормами
общего машиностроения Элементы конструк
ции ЛА, обтекаемые потоком воздуха (фю
зеляж, крыло, оперение и т п ). создавались
ва основе плазово-шаблонного метода, при-
нятого в судостроении и в дальнейшем
усовершенствованного авиац специалис-
тами
В СССР К Д на авиац технику раз
вивалась совм с совершенствованием
орг-ции инж труда в стране в целом В
1925 были разработаны первые 14 стан
дартов, \станав.|иваюших осн правила вы-
полнения чертежей, обязательные для всех
ограстей пром сти К кон 4()-х гг эти
стандарты были усовершенствованы, до
полнены и составили сборник «Чертежи в
машиностроении», состоявший из 22 стан
дартов Опыт применения сборника пока
зал, что стандартизация только правил
оформления графич документов недоста-
точна В 1950 была издана «Система чер
тежного хозяйства»- комплекс стандартов,
устанавливающих единые правила выпол
нения чертежей, документов, терминоле
гию, правила учёта, хранения и внесения в
К. Д изменений. В 1965—67 была проведе
на разработка комплекса стандартов Еди
ной системы конструкторской документации
(ЕСКД), завершившаяся ею внедрением
(начиная с 1971) Комплекс состоял более
чем из Ста документов след категорий ос-
новные по южения, правила выполнения
чертежей, правила выполнения текстовых
документов, правила выполнения схем и
условные обозначения правила выполнения
эксплуатац и ремонтной документации,
правила обогначения и внесения изменений
в конструкторские документы, правила уче-
та и хранения К Д
К д на авиац технику общетехн видов
выполняется п<) общегос правилам, per
ламеитированным. напр . гос Стандартами,
устанавливающими порядок разработки из-
делий и постановки их на серийное произ во
Исключение составляют Отд вопросы, от-
носящиеся к таким сложным комплексным
изделиям, как самолет, вертолет, двигатель,
ракета, к рые обеспечены спец документа
ми. согласованными с закатывающими ве
домствами (напр , Нормы лётной годности
гражданских самолетов)
Развитие методов автоматнзир проек-
тирования и конструирования, внедрение
технол оборудования с числовым программ-
ным управлением и широкое применение ЭВМ
в области управления произ вом, в част-
ности в техиол подготовке произ-ва. ста-
вят перед разработчиками ЕСКД новые
проблемы, к рые решаются и по мере от
работки внедряются Так, напр . внедрена
система обезличенного обозначения К Д на
основе классификатора ЕСКД, осуществ-
лены разработка и внедрение машинных но
ситетей К Д , проведена более чёткая увяз-
ка взаимодействия документов ЕСКД с др
техн документами и системами (системой
автоматизированного проектирования, от-
раслевой системой технологической под-
готовки производства и др,)
Совр методы автоматнзир проектирова-
ния ЛА, включающие подготовку К Д от
проектировочной до цеховой, позволяют пе-
редавать от разработчика серийному з-ду
не громоздкие шаблоны, плазы и макеты,
а информацию на машинных носителях
Широкое применение ЭВМ дает возмож-
ность обеспечивать весь цикл подготов
ки произ ва методами вычислит техники,
что существенно сокращает сроки вы-
полнения работ, снижает их трудоемкость
и повышает качество изделий Дальней-
шее развитие САПР в самолетостроении за-
ключается в еще более широком внедре-
нии в труд проектировщиков и конструк
торов средств отображения информации,
графопостроителей и ЭВМ с большими
быстродействием и памятью, что позволяет
быстрее и определеннее находить оптим
конструктивные решения	Л А Корнев
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО ХИМАВТО-
МАТИКИ —берет начало от ОКБ 296, об-
разованного в окт 1941 в г Бердске Но
восибирской обл в результате эвакуации
туда з да № 296 из Харькова и части ОКБ
з-да № 33 из Москвы и их объединения (гл
конструктором был назначен С А Крсберг)
В кон 1945 пр-тие было перебазировано в
Воронеж, с 1946 иаз ОкБ-154 В воен и
цослевоен годы пр-тие специализировалось
в области агрегатов и систем тоцливопи-
тания и регулирования поршневых и газо-
турб авиац двигателей В 1934—38 был соз
дан ряд ЖРД (Д154, СК-1. СК-1К) для
эксперим самолетов А И Микояна и
А С Яковлева, а в последующий пери
од осн разработки были связаны с ЖРД
для ракет носителей и космич аппаратов
науч и нар -хоз назначения Указ назв
пр-тие носит с 1966 Награждено орденами
Ленина (1969) и Октябрьской Революции
(1976)
КОНСТРУКЦИЯ АВИАЦИОННАЯ (от лат
constructio — построение) — Lовоку пность
образующих внутр структуру и пов сть
ЛА простых технологически законченных
изделий — конструктивных элементов, сое
тиненных между собой К в отличают
284 КОНСТАНТИНОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Элементы авиационной конструкции I — прессованный пояс, 2, 3, 4 — прессованные стрин-
геры, 5 — гнутый стрингер, 6, 7 клёпаные панели 8 — монолитная панель, 9 — сотовая
панель, 10 - сечение балки (лонжерона), II — сечение бимса
аэродинамически совершенные формы
пов стн, тонкостенность оболочки и кар
касированность (оболочки подкреплены
дискретно располож продольными и по
перечными силовыми элементами) Тонко-
стенность, каркасированность, применение
легких и высокопрочных конструкц мате
риалов (гл обр сплавов на основе алю-
миния, а также титановых сплавов и ком
позиц материалов) обеспечивают гл свойст
ва К а — высокую уд прочность и жест-
кость Несущая способность К а опреде-
ляется ее конструктивно силовой схемой
Осн полуфабрикатами для К а служат
листы и спец профили (стрингеры, пояса),
к-рые присоединяются к листам при по
мощи болтов, заклепок, сварки, склеива
ния, образуя продольный (силовые панели,
балки лонжероны, бимсы) и поперечный
(нервюры, шпангоуты) силовой набор (см
рис ) Из элементарных частей собираются
осн части конструкции ЛА фюзеляж (кор-
пус) крыло, оперение, а также органы
управления и средства механизации крыла
Можно выделить конструкции монококовые
(см Монокок, Полумонокок) состоящие из
набора однородных элементов, моиоблоч
ные, у к-рых наличие усиленных элемен
тов (поясов, бимсов) нарушает однород-
ность, балочные (лонжеронные), общая
прочность к рых в осн обеспечивается
балками (лонжеронами) Обособленное мес-
то среди К а занимает конструкция шас
си, к рая имеет высокую уд Прочность
гл обр за счёт применения в ней высо
копрочных легированных сталей Соеди
няются осн части К а при помощи уз
лов и деталей, посредством к-рых стыкуют
ся усиленные силовые элементы С помощью
узлов и переходных конструкций (пилонов,
ферм, держателей и т п ) к осн частям
К а крепятся двигатели и разл подвесные
элементы (дополнит топливные баки, кон-
тейнеры и т п ) Значит место в К а зани-
мают второстепенные (с точки зрения проч
ности), т н иесиловые части (носки и
хвостики Крыла и оперения, зализы, обтека-
тели и т п ), к рые, однако, имеют большое
значение для обеспечения необходимых
аэродинамич хар к
Нек рые элементы К а по своему наз-
начению должны быть прозрачными для
оптич или радиоизлучений (остекление ка-
бин, обтекатели антенн) Эти элементы из-
готовляют из стекла (оргстекла) или ра
диопрозрачных материалов
К К а предъявляются высокие и часто
противоречивые требования аэродинамики
прочности и жесткости, ресурса, живучее
ти, миним массы, технологичности, просто
ты эксплуатац обслуживания и т п При
создании К а выбираются наиболее оптим
решения с учетом всех предъявляемых к
ней требований
Лит Гимметьфарб А Л , Основы конст-
руирования в самолетостроении М 1971, LUv гь-
жеико Ц Н Конструкция самотетов 3 изд
М , 1971	С М Егер Г В Украинцев
КОНТАКТНАЯ ПОВЕРХНОСТЬ - пов сть
в поле течения, к рая образуется при вза
имодействии потоков разнородных несме
шивающихся жидкостей, жидкости и газа,
газов и отделяет один поток о г другого
Движение этих потоков описывается сис
темами диф ур-ний, не совпадающими тож
дественно между собой На К п вектор
поверхностной силы и вектор скорости яв
К п
Контактные поверхности К п — контактная по
верхность, I — набегающий ноток 2 — пленка воды
ляются непрерывными ф-циями, а плотность
и др теплофиз хар-ки среды терпят раз
рыв К п могут возникать при движении
как идеальной, так и вязкой жидкости
В задачах гидростатики идеальной несжи
маемой жидкости К п представляет собой
границу раздела двух жидкостей (рис, о),
к-рая одновременно является пов-стью уров
ня давления и потенциала массовых сил
Примером образования К п при движении
газов может служить режим запуска удар-
ной трубы, когда после мгиовеииого раз
рыва диафрагмы один газ вытесняется
другим, граница раздела газов (рис , б) есть
К п, перпендикулярная вектору скорости
Аналогичные К п возникают при движении
газожидкостных смесей в трубах на режи-
ме т н пробкового течения (рис , в)
В вязкой жидкости К и . напр при дви-
жении смеси жидкостей в круглой трубе
на режиме кольцевого течения (рис , г),
является границей раздела несмешиваю-
щихся жидкостей и совпадает с поверх-
ностью тока К п наблюдается, напр, при
движении самолета во влажном воздухе
(облака, туман), когда на обтекаемых
пов-стях образуются сплошные плёнки воды
Гранина раздела воздух — вода (рис , г?)
есть К п , она совпадает с лов стью тока
В А Башкин
КОНТЕЙНЕР (англ container, от contain —
вмещать) в авиации — 1) устройство для
перевозки штучных грузов в потребитель
ской или облегченной трансп таре, а также
багажа пассажиров В зависимости от иаз
начения различают универсальные грузовые
и багажные К (рис 1, 2) У грузового К
дверные створки составляют заднюю па-
£
Рис I. ГРУ JOBOH контейнер

нель В закрытом положении каждая из них
удерживается запорными устройствами По
периметру К Имеются фитинги верхние
предназначены для захвата его стропами
। рузоподъемного устройства, нижиие — для
крепления его на автомобилях и ж -д под-
вижном составе На ЛА К крепится к си
ловым элементам днища, гнездам или пол-
кам В днище предусмотрены сквозные ка-
наты под захваты автопогрузчика, нсполь
зуемые также на нек-рых самолетах для
крепления К Внутри К имеются устройства
для крепления груза при неполной загруз
ке У багажного К передняя и задняя па-
нели являются дверными створками, каж-
дая из к рых в закрытом положении удержи
вается замками Вместимость грузовых К
от 4,5 до 60 м’ ба[ажных—от 1 до 4,5 м’
2)	Устройство для упаковки и десантиро
вания грузов и техники Грузовые пара-
шютно-десантные К, предназначенные для
упаковки радиостанций, боеприпасов и др
грузов массой до 20—30 кг, десантируют-
ся вместе с парашютистами Грузы массой
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт ci,oiiM0|HIEMHEP 285
Рис. 2. Погрузка Oaia/кного контейнера в
самолёт.
Рис. 3. Подвесной контейнер для десантирования
автомобиля.
до 1000 кг упаковываются в стандартные
парашютно-десантные К- и выбрасываются
через хвостовой люк самолёта с помощью
вытяжных парашютов или конвейера (см.
Десантно- транспортное оборудование), а
затем опускаются ца грузовых парашютах.
Продовольствие, вещи, нек-рые боеприпасы
иногда сбрасываются в К- без парашюта;
эти К- могут иметь лёгкие амортизаторы, уст-
ройства для торможения в воздухе или
приспособления, обеспечивающие их при-
воднение. Для сброса К. без парашюта с бре-
ющего полёта (выс. 2—5 м) самолёт над
местом сброса обычно переходит из горизонт,
полёта на малой скорости в режим набо-
ра высоты, и К- выбрасываются через люк.
Беспарашютный метод имеет экон, пре-
имущества: отсутствуют дорогостоящие
парашютные системы, возрастает полезная
нагрузка самолёта, сокращается время под-
готовки к десантированию и самого десан-
тирования. К-, выполненные по форме и в
габаритах авиабомб, подвешивались на зам-
ках бомбодержателей самолётов. Обтека-
емые К- использовались на внеш, подвес-
ке на самолётах при десантировании арт.
орудий, автомобилей (рис. 3). Первые па-
рашютно-десантные К- были разработаны в
1930—34 в СССР под рук. II. И. Гро-
ховского. В 1986—88 К. широко приме-
нялись для сбрасывания грузов с само-
лётов Ил-76 иа дрейфующие станции СП-27,
-28, -29.
3)	Устройство для десантирования группы
людей с помощью единой парашютной сис-
темы или беспарашютным способом. Идея
беспарашютного десантирования людей
принадлежит Гроховскому. Его К -авиабус на
5 чел. подвешивался под самолёт и сбра-
сывался с малой высоты на площадку.
К- испытывали при десантировании (J934)
Гроховский и И. В. Титов. В 1964 в США
разработан проект беспарашютного десан-
тирования людей в надувных коиич. К- Там
же прошёл испытания К- для группового
десантирования подразделения с помощью
парашютной системы. Разработаны пара-
шютные системы на 1000—5000 кг полез-
ного груза, позволяющие десантировать
10—20 чел. одновременно.
4)	Сменное подвесное устройство ЛА,
предназначенное для размещения дополнит,
стрелкового вооружения (пушек; или спец,
оборудования (радиоэлектронной борьбы,
разведывательного и др.;.
В И. Богайчук. Ю В. Макаров
«КОНТИНЕНТАЛ '
ЭРЛАЙНС» (Conti-
и сп tai Airlines)—	Vе	"х.
авиакомпания США,	\
одна нз крупнейших в
мире. Осуществляет	х.
перевозки внутри \	X.
страны, а также в \ _______________
( граны Зап. Европы,
Азии и в Мексику. Осн. в 1934 под назв.
«Варни спид лайнс», совр. назв. с 1937.
В 1989 перевезла 35,3 млн. пасс., пасса-
жирооборот 63,6 млрд, п.-км. Авиац. парк —
430 самолётов.
КОНТРАСТНОСТЬ ЦЕЛИ — степень от-
личия отражённого илн излучённого целью
сигнала по амплитудным, фазовым н поля-
ризац. свойствам от фона соответствующих
по диапазону собств. шумов средств обна-
ружения, а также естеств. и искусств, по-
мех. К- Ц- по интенсивности отражённого
или излучёииого ею сигнала, как правило,
определяет возможности её обнаружения и
захвата, тогда как К- ц. по фазовым н
поляризац. хар-кам в оси. используется
для определения вида и типа цели. Ис-
кусств. изменение контрастности ЛА позво-
ляет имитировать ложные цели. См. также
Заметность.
КОНТРОЛЬ БОРТОВОГО ОБОРУДОВА-
НИЯ — проводится на стадии изготовления
и в процессе эксплуатации. Контроль на
стадии изготовления предполагает проверку
соответствия бортового оборудования (БО;
техн, требованиям. Контроль на разл. эта-
пах эксплуатации (подготовка к полёту
и полёт, регламентные работы без де-
монтажа оборудования, профилактич. и
ремонтно-восстановит. работы; имеет свою
специфику и осуществляется наземными
и бортовыми средствами. К. б. о. при под-
готовке к полёту и в полёте проводится для
определения техн, состояния оборудования,
готовности и возможности выполнения ре-
жимов работы, определения мест отказов.
По результатам К. б. о. формируются:
сигналы на автоматич. или ручную ре-
конфигурацию комплексов БО, соответст-
вующие сообщения экипажу; сигналы о ре-
жимах работы, информация об отказах
оборудования или недостоверности пара-
метров, выдаваемых в системы индикации,
сигнализации, регистрации и документиро-
вания; информация о поиске места отказа,
замене отказавших систем.
Эксплуатац. контроль выполняется систе-
мой автоматизир. бортового контроля, в
к-рую входят: встроенные в аппаратуру
средства контроля (ВСК), осуществляющие
инструментальный контроль (по обнаруже-
нию отказов; и ннформац. контроль (по об-
наружению сбоев и выявлению недостовер-
ной информации;, характерный для радио-
электронного оборудования, построенного с
использованием цифровой техники; спец,
устройства контроля (напр., устройства
сравнения, квОрум-элементы и т. п.); обще-
комплексные или общесамолётные бортовые
автоматизир. системы контроля на основе
вычислит, устройств, формирующие сти-
мулирующие сигналы в системы БО, об-
рабатывающие и оценивающие получаемые
от систем параметры, а также содер-
жащие устройства регистрации.
В комплексах радиоэлектронного оборудо-
вания с многорезервир. структурой, имею-
щих в своём составе центральные ЦВМ,
наряду с ВСК каждой из систем комплекса
используются программные средства этих
ЦВМ, что позволяет с высокой вероятно-
стью оценить достоверность входной инфор-
мации, а также обеспечить сбор контроль-
ной информации от сопрягаемых систем, её
обработку и хранение с выдачей оцен-
ки техн, состояния комплекса. Напр., в пер-
вых отечеств, цифровых пилотажно-навнгац.
комплексах для самолётов Ил-96-300 и
Ту-204 реализована трёхуровневая иерар-
хическая система средств контроля, в к-рой
ниж. уровень составляют ВСК отд. систем,
ср. уровень — программные средства ЦВМ
системы самолётовождения, управления по-
лётом, тягой двигателя, системы предупреж-
дения критич. режимов и электронной ин-
дикации, верх, уровень — спец, система
контроля (сбора и локализации отказов).
Результаты К- б. о. отображаются (иа
индикаторах, сигнализаторах, экранах, 'пуль-
тах управления и др.) и регистрируются.
Для оперативного предъявления на земле
обслуживающему персоналу информации
об отказах отд. систем применяются обще-
самолётные устройства документирования.
К- б. о. при регламентных работах без
демонтажа оборудования предназначен для
определения его работоспособности с обес-
печением поиска механич. повреждений
систем и кабельных соединений, проверки
правильности работы устройств контроля,
обнаружения отказов элементов, не охва-
ченных контролем, а также для настройки
и регулировки части иеэлектрониого обору-
дования; используются средства бортово-
го контроля и частично контрольно-прове-
рочная аппаратура.
К- б. о. при проведении профилактич.
(для иеэлектрониого оборудования) и ре-
моитио-восстановит. работ с демонтажом
оборудования осуществляется для углуб-
лённой проверки его работоспособности и
регулировки, а также для нахождения от-
казавших элементов с последующей оцен-
кой работоспособности восстановленного
БО. На этом этапе применяются наземные
автоматизир. системы контроля.
Ю. Е. Кочуров.
КОНТРОЛЬИО-ИСПЫТАТЕЛЬНАЯ СТАН-
ЦИЯ (КИС)—участок произ-ва, предназ-
наченный для проверки работоспособности
и правильности функцией, взаимодействия
комплекса бортовых систем ЛА с макс,
использованием методов матем. и физ. мо-
делирования эксплуатац. условий.
Агрегаты и системы проходят стендовые
испытания иа спец, стендах с применением
аналоговых и цифровых вычислит, машин.
Для контроля параметров используются
электрич- датчики (потенциометрии., индук-
тивные, вибрационно-частотные, тензомет-
рии. и др.). Применяются также управляю-
щие вычислит, комплексы. КИС может
структурно входить в цех окончат, сбор-
ки, лётно-испытательную Станцию в качест-
ве производств, участка или быть само-
стоят- цехом в сборочио-монтажном произ-ве.
В специализир. лабораториях испытываются
и контролируются бортовые системы, сило-
вая установка и т. д.
КОНТРОЛЬНЫЕ ИСПЫТАНИЯ лета-
тельного аппарата (головной серии) —
проводятся для проверки полноты реализа-
ции перечня доработок и мероприятий по
устранению дефектов и недостатков, выяв-
ленных в процессе государственных ис-
пытаний (совместных государственных ис-
пытаний), оценки соответствия лётных и
эксплуатац. данных и показателей, опреде-
ляющих назначение ЛА, установл. этало-
ну. В последующем, наряду с приёмо-сда-
286 КОНТИНЕНТАЛ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
точными испытаниями по сокращённой прог
рамме, выполняемыми на заводе-изготови
теле, К и проводятся периодически для
проверки соответствия ЛА и комплектую-
щих его составных частей техн условиям
иа поставку В процессе К и подлежат
оценке конструктивные, схемные и др из
менеиия принятые головным исполнителем
с целью улучшения петно-эксплуатац дан
ных серийных ЛА К и как правило, осу
ществляются в два этапа исполнитель
предварительно проверяет эффективность
выполненных мероприятий, затем, при по
ложит оценке получ результатов, заказ
чин контролирует эффективность прове
денных на ЛА работ в условиях, близ
ких к условиям реальной эксплуатации,
и с учётом техн эконом рентабельности
принимает решение о внедрении ЛА в се
рию
Лит сн при ст Готударственные испытания
КОНФИГУРАЦИЯ (от позднелат сопи
guratio — придание формы, расположение)
самолета — сочетание положений эле
ментов крыла, шасси, наружных подвесок
и др частей и агрегатов самолета, опреде
ляющих его внеш очертания В зависи
мости от этапа полета различают осн К
взлётная — шасси выпущено, закрылки
предкрылки отклонены на углы, необходи
мые для взлёта самолета, полетная —
шасси убрано, закрылки и предкрылки ие
отклонены или отклонены на углы требу-
емые условиями полета по маршруту,
предпосадочная—шасси выпущено,
закрылки предкрылки, тормозные щитки
отклонены на углы характерные для захода
на посадку, посадочн ая — шасси
выпущено, закрылки, предкрылки, тормоз
ные щитки отклонены на углы установл
для выполнения посадки К определяет
лётные качества самолета на соответствую
щем этапе полета
КОНФУЗОР (от лат confundo—вливаю
распределяю, смешиваю) — профилир су
жающийся канал, в к ром дозвук ско
рость жидкости или газа возрастает в ре
зультате преобразования потенц энергии в
кинетическую В дозвук аэродинамической
трубе (АТ) К устанавливают перед ее
рабочей частью (см рис ) и часто иаз
коллектором В сверхзвук АТ К явля-
ется входным участком Лаваля сипла В
первом случае в К газ ускоряется до ра
бочих скоростей, во втором — до скорости
звука К используется и как дозвук сопло
Осн требование к К в АТ — обеспечить
равномерное поле скорости в выходном се
чении, чтобы свести к минимуму зависи
мость результатов измерении от положе
ния модели по сечению рабочей камеры АТ
Одной из гл хар к К является степень
поджатия е — отношение площади вход
ного сечения к площади выходного к рая
Конфузоры в дозвуковой (а) и сверхзвуковой
(б) аэродинамических трубах I — форкамера
2 — коифузор 3 — рабочая часть, 4 — сверхзвуке
вая часть сопаа Лаваля
изменяется в АТ разл назначения от 4 до
20 В зависимости от степени поджатия
относит длина К L /Dgx (L—длина К ,DBX—
диаметр его входного сечения) изменяет-
ся от — 0,8 (е = 4) до 2 (е=20), а его
форму обычно выбирают на основе числ
решения ур ний для двух или трехмер-
ного течения газа исходя из условии на
входе в К и требовании к потоку газа в
рабочей части АТ (рабочий диапазон ско
ростей потока равномерность распределения
скорости газа по сечению и др )
КОПРОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ — динамичес
кие испытания опоры шасси самолёта При
К и опору шасси с присоединенной к ней
редуцированной массой, выбранной по Нор
мам прочности сбрасывают с опредет вы
соты на спец установке — копре Цель К
и -- определение хар к амортизации опоры и
доводка их до расчетных Испытания про
водят для случая поглощения опорой энер
гии посадочного удара и для проверки ста
бильности хар к амортизации при мно-
гократных сбросах (ударах) В ходе К и
воспроизводится действие на опору лобо
вой нагрузки от раскрутки колеса и подъ
емкой силы крыла Оценка хар к амортиза
ции опоры производится по диаграмме
работы, характеризующей амортизацию
шасси (см рис 2 к ст Амортизация шасси}
КОРАБЕЛЬНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АП-
ПАРАТ — ЛА, базирующийся на авианесу-
щих кораблях К л а предназначен для пе
ревозки техники и грузов между кораблем и
берегом, спасения терпящих бедствие, пора
жения возд, надводных и наземных целен
поиска и уничтожения подводных лодок,
высадки и поддержки десантов, разведки
и целеуказания радиопротиводействия и
т п К л а по конструкции в осн подобны
соответствующим ЛА сухопутного базиро
вания Особенности конструкции К л а об
условлены требованиями совместимости ус
тановлеиных на ЛА и на корабле радиоэлек
тронных и радиотехи комплексов обеспе-
чения взлета и посадки на палубу и разме
щения требуемого числа ЛА на корабле
Корабельные самолеты по типу
взлета классифицируются на самолеты ка
тапультного, короткого (или трамплинного)
и вертик взлета
Самолет катапультного взлета выполня-
ет взлёт с помощью катапульты взлетной
обеспечивающей на небольшой дистанции
разгон самолёта до требуемой скорости а
посадку совершает с помощью аэрофини
шера для чего оборудуется тормозным
крюком Эти самолеты (по сравнению с
самолетами сухопутного базирования) име-
ют усиленную носовую стойку шасси, уве-
чии ход амортизационных стоек осн опор
шасси, относительно короткий фюзеляж,
улучш обзор из кабины летчика Их мае
са достигает 35 т
Корабельные самолеты короткого или
трамплинного взлета осуществляют взлет с
разбегом по палубе или с помошью трампли
на Выполнять короткий взлет без трампли-
на способны самолеты с подъемными двига-
телями и (или) подъемно маршевыми двига
гелями (в т ч корабельные самолеты
вертикального взлета и посадки), я взле
тать с трамплина могут и самолеты с
обычными силовыми установками (При боль
шой тяговооруженности) Посадка в за
висимости от типа самолета может быть
вертик , с коротким пробегом или с ис
пользованием аэрофинишера Корабельные
самолеты всех типов имеют складываю
щиеся консоли крыльев для уменьшения
их размеров с целью размещения возможно
большего числа их на авианесущем ко-
рабле
Корабельные самолеты появились бла
годаря опытам полетов оборудов колесами
самолётов с пачуб кораблей в 19Ю- 11
Первый взлет самолета с палубы кораб-
ля был выполнен 14 нояб 1910 амер лет-
чиком Ю Эли с крейсера «Бирмингем»,
он же осуществил первую посадку само-
лета на палубу крейсера «Пенсильвания»
18 яив 1911 В то же время создавались
гидросамолеты, приспособл к взлету с па-
лубы при помощи катапульты Посадка
осуществлялась на воду вблизи корабля,
после чего самолёт поднимали на палубу
Во время 1 й мировой войны в рус и аигл
флотах успешно использовались гидроса
молёты такого типа В 30—40 х гг на во-
оружение крейсеров и нек-рых линкоров
сов и иностр флотов поступили легкие
гидросамолеты, предназнач для разведки и
корректировки арт огня, взлетавшие с
палуб с помощью катапульт
С увеличением скорости полета самолетов
и улучшением др летных хар к оказалось,
что колесные самолеты более эффективны
Они и стали оси типом корабельных са-
молетов В период 2 й мировой войны ко-
рабельные самолеты (истребители, торле
доносцы, бомбардировщики) имели порш
двигатели Скорость их полета достигала
700 км/ч, практич потолок 12 км, даль-
ность полета 2000 км В послевоен период
появились реактивные корабельные само-
леты истребители, штурмовики бомбарди-
ровщики, противолодочные радиолокациои
ного дозора, радиопротиводействия Кора-
бельные самолеты нач 90-х гг имеют ско-
рость полёта более 2500 км/ч, практич
потолок до 22 км, дальность полета до
5500 км
Корабельные вертолёты по прин-
ципу работы и внеш облику подобны
вертолетам сухопутного базирования, но
в отличие от них имеют складывающиеся
лопасти несущего винта, швартовочные
узлы, шасси повыш прочности, способные
выдержать нагрузки При посадке на кача-
ющуюся палубу	В Ф Павленко
КОРЗИНЩИКОВ Сергей Александрович
(1904—43)--сов летчик-испытатель Окон
чил теоретич школу авиации в г Егорь
евске (1923), 1 ю воен школу лётчиков
(1924) и Высшую воен -авиац школу возд
стрельбы и бомбометания в г Серпухове
(1924) Служил летчиком истребителем в
ВВС (1924—28), лётчиком испытателем в
Науч нспытат Ии те ВВС (1928—30) затем
работал летчиком-испытателем в ЦАГИ, где
Проводил летные испытания мн эксперим
автожиров (1930—40), а также опытных
самолётов ряда ОКБ, напр истребителя Як-1
Погиб в Вел Отечеств войну Награжден
орденами Ленина, Красной Звезды Порт-
рет см на стр 288
«КОРИАИ ЭР» (Ко
Air KAL) —
авиакомпания Pec
публики Кореи Осу-
ществляет перевоз
ки в страны Европы,
Азии, Бл Востока,
а также в Канаду и
США Основана в
1962 В 1989 перевезла 11,3 млн пасс, пас-
сажи рообо рот 19,92 млрд п км Авиац
парк — 63 самолета
«КОРОБОЧКА» — траектория полета ЛА
над аэродромом в ожидании посадки, при
заходе на посадку или уходе от аэрод
рома (при взлете), имеет в плане вид
Прямоугольника, стороны к рого располо-
жены параллельно и перпендикулярно
направлению старта Различают большую и
малую «К > Размеры «К» устанавливаются
инструкцией по произ ву полётов данного
аэродрома или аэродромного узла
коровушки н Николай Иванович (р
1921)—сов лётчик испытатель, полковник,
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт <мшодшкин
287
С. А. Корзинщиков	И И Коровушкии.
С П Королев
Ф А Короткое
засл, летчик-испытатель СССР (1961), Ге-
рой Сов. Союза (1957). Окончил авиац. техн,
уч-ше (1940), Руставскую воен, авиац
школу (1944), Воен. возд. академию (1955;
ныне нм. Ю. А Гагарина) Работал в НИИ
ВВС и ОКБ П. О Сухого. Провел испы-
тания по запуску ТРД в воздухе, иссле-
довал неустойчивость работы двигателя
(помпаж), возможности полёта на дина-
мич. потолке; одним из первых достиг ско-
рости 2000 км/ч. Награждён орденами Ле-
нина, Октябрьской Революции, Красного
Знамени, 3 орденами Красной Звезды, ме-
далями
КОРОЛЕВ Сергей Павлович (1906/07—
1966)—сов. учёный и конструктор в облас
ти ракетостроения и космонавтики, гл. кон-
структор первых ракет-носителей, ИСЗ,
пилотируемых космич. кораблей, осново
положник практич космонавтики, акад. АН
СССР (1958, чл.-корр. 1953), чл Президиу-
ма АН СССР (1960—66), дважды Герой
Соц. Труда (1956, 1961) В 1930 окончил
МВТУ и одновременно Моск, школу лёт-
чиков-планеристов и пилотов-парителей С
1930 в ЦКБ при з де им. В. Р. Менжинс-
кого, затем в НАГИ Создал ряд конструк-
ций планеров («Коктебель», «Красная Звез-
да» и др.). В |932—33 нач Группы изу-
чения реактивного движения, в 1933—38 в
Реактивном НИИ (гл. инженер, зам. нач.
ин-та, нач. отдела крылатых раке г, нач
группы ракетных аппаратов). Разработал
ряд проектов ЛА, построил ракетопланер
РП-318-1 с ЖРД (рис. в табл. Х111).
Был необоснованно репрессирован и в 1938—
44 находился в заключении: сначала на Ко-
лыме, затем, с 1940, в режимном КБ {ЦКБ-
29 НКВД) в бригаде А Н. Туполева, а в
1942 переведён в режимное КБ В. П Глуш-
ко в Казани, где работал до 1946 зам
гл. конструктора по жидкостным ракетным
ускорителям для боевых самолётов. С 1946
гл- конструктор ракегно-космич. техники
Под рук. К- запушен первый в мире ИСЗ
(1957) и выведен на орбиту первый в ми-
ре космич. корабль с человеком (Ю. А.
Гагарин) на борту (1961). К. как гл.
конструктор осуществлял общее техн руко-
водство работами по первым космич прог-
раммам и стал инициатором развития ря-
да прикладных науч направлений, обеспе-
чивших дальнейший прогресс в создании
ракет-носителей и космич аппаратов Зо-
лотая медаль им К. Э Циолковского АН
СССР (1958) Ленинская пр (1957). Наг-
раждён 2 орденами Ленина, орденом «Знак
Почета», медалями В 1966 АН СССР
учредила золотую медаль им С- П Ко-
ролева Учреждены стипендии им С П. Ко-
ролева для студентов высших уч. заведений.
В Москве, Житомире и др. городах соору-
жены памятники ученому, созданы мемо-
риальные дома-музеи в Житомире, Моск-
ве и на космодроме Байконур, его имя но-
сит Самарский авиац. ин-т. Именем К-
назван талассоид на Луне. Урна с прахом
в Кремлёвской стене.
Соч Творческое наследие акад. С Л Коро-
тева Избр труды и документы, М , 1980
Лит: Асташенков П Т, Главный конструк-
тор, М., 1975. Из истории советской космонав
тики Сб памяти акад. С П Королева, М, 1983,
Ветров Г С., С П Королев в авиации Иден
Проекты Конструкции. М, 1988
КОРОЛЕВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ НАУЧ-
НО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ
(Royal Aircraft Establishment, RAE) — круп-
нейшая авиаракетно-космич- и.-и. орг-ция
Великобритании Подчиняется мин-ву обо-
роны Ведёт начало от основанного в 1878
аэростатного парка (Balloon Equipment Sto-
re), ставшего в 1908 аэростатным з-дом
(НМ Balloon Factory) С |911 самолето-
строит. з-д (Royal Aircraft Factory)- Совр.
назв. с 1918. Разработка самолётов с 1908.
В 1914—18 создано св 500 самолётов
30 типов, мн из к-рых выпускались боль-
шими сериями. В последующие годы ин-т
обеспечивал науч.-техн, базу для самолёто-
и авиадвигателестроения, авиац. оборудо-
вания, после 194э развернул работы по
ракетно-космич тематике После присое-
динения в 1983 Национального газотур-
бинного ин-та (National Gas Turbine Estab-
lishment, NGTE, осн. в 1944) ведёт науч
исследования почти по всем направлениям
авиаракетно-космич техники. В сер 80-х гг
ин-т имел 13 науч.-техн отделений, в т. ч.
аэродинамики, материалов и конструкций,
силовых установок, управляемого оружия,
бортовых систем, лётных испытаний, радио-
навигац. оборудования, космич. систем, бо-
лее 10 крупных аэродинамич. труб
КОРОЛЕВСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ОБ-
ЩЕСТВО (Royal Aeronautical Society,
RAeS) Великобритании. Осн. в 1866,
находится в Лондоне, имеет отделения в
Новой Зеландии и ЮАР. В составе об-ва
секции возд транспорта, с.-х авиации, ис-
тории авиации, лётчиков-испытателей, ра-
кетной техники, космонавтики и др. Ор-
ганизует конференции и выставки, проводит
науч, чтения Присуждает награды за на-
иболее значит, работы в области авиации
и космонавтики Издаёт ежемесячный
(«Aeronautical Journal») и ежеквартальный
(«Aeronautical Quarterly») науч.-техн жур-
налы.
КОРОТКОВ Фёдор Амосович (1908—88) —
сов. конструктор систем автоматич. регу-
лирования авиац двигателей, д-р техн,
наук (1965), засл деятель науки и техни-
ки РСФСР (1978), Герой Соц- Труда (1966).
Окончил Воен, академию механизации и мо-
торизации РККА (1934). работал в авиац.
пром-сти. В 1940—84 г л конструктор. Под
ру'к. К разрабатывались агрегаты и систе-
мы топливопитания и регулирования мн.
авиац. поршневых и газотурбинных двига-
телей. Ленинская пр. (1957), Гос. пр. СССР
(1949, 1951) Награждён 5 орденами Лени-
на. орденом Октябрьской Революции, 2
орденами Трудового Красного Знамени,
медалями.
КОРРЕКТОР ВЫСОТЫ (от-гаг corrector —
исправитель) — устройство на ЛА для фор-
С А Косберг
О С Костов ич
мирования сигнала о текущем значении
отклонения барометра ческой высоты полёта
самолёта от нек рого её выбранного (опор-
ного) значения. Используется в качестве
источника информации для автоматич. ста-
билизации (коррекции—отсюда назв) вы-
соты при выполнении нек-рых видов манёв-
ров К. в. состоит из датчика барометрич.
высоты, устройства запоминания высоты в
момент включения К- в. и устройства форми-
рования сигнала разности между запомнен-
ной (опорной) и текущей высотами полёта.
Может выполняться в виде самостоят при-
бора или входить в состав пилотажно-на-
вигац систем.
КОРРОЗИЯ (от иозднелат. corrosio — разъ-
едание) авиационных материалов.
Материалы, используемые в авиаи. конструк-
циях, подвергаются К- вследствие воздей-
ствия атмосферы, содержащей агрессивные
аэрозоли галоидов, сернистый газ, влагу, а
также вследствие накопления агрессивных
жидкостей внутри планера ЛА. В гидро-
самолётах и др. изделиях авиац. техни-
ки, к-рые могут находиться в контакте
с водой, К. развивается более интенсивно.
В условиях тропиков К усиливается под
воздействием микроорганизмов, для к-рых
цитат- средой являются нек-рые виды топ-
лива и органич покрытий К- развивается
преим по электрохим. механизму. В дви-
гателях и др. элементах, подвергаемых наг-
реванию, усиливается окисление, усугубляе-
мое агрессивными продуктами сгорания
Специфика авиац конструкций опреде-
ляет применение в значит объемах легких
сплавов, среди к-рых на первом месте на-
ходятся алюм сплавы. Наиболее опасные
виды К- Для конструкц а.яюм. сплавов — рас-
слаивающая К и коррозионное растрески-
вание (КР) Высокая прочность сплавов
свойственна ориентированным структурам,
при наличии к-рых оба названных вида К-
способствуют образованию и развитию тре-
щин в соответствии с этой ориентацией,
т. е. с раскрытием их по толщине, в вы-
сотном направлении. Расслаивающая К- яв-
ляется более распространённым в авиации
видом коррозионного поражения. КР выяв-
ляется обычно в деталях, изготовленных из
толстостенных полуфабрикатов, и лишь в отд
случаях наблюдается у тонкостенных изде-
лий с рекристаллизов., мало ориентиров,
зерном (напр., в цельнотянутых трубах). В
целях предотвращения этих видов К ис-
пользуют структурно-регламентированное
старение, получившее для ряда сплавов
назв «смягчающего», поскольку в этом
случае оно приводит к снижению механич
прочности Контроль коррозионных свойств
проводят измерением электрич. проводи-
мости, учитывая корреляцию с распадом
твёрдого раствора и сопротивлением КР-
Сочетание разл. типов нагружения и из-
менения характера коррозионною воздей-
ствия на стоянках и в полете может при-
водить к сопряжённым или последоват. кор-
розионным поражениям разного вида. Напр.,
288 КОРОЛЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
у лопастей винтов вертолётов н самолётов
первоначально возникшая транс или меж
крнсталлитная К сопровождается последу
ющим развитием усталостных или корро
знойно усталостных трещнн Сопротивление
таким видам К в осн определяется сос
тавом и структурой сплава и обработкой
лов сти
Детали ЛА из магниевых сплавов подвер
гаются в эксплуатации преим «язвенной» К
Интенсивное ее развитие в отд местах
определяется наличием влаги и недостаточ
ной адгезией защитных покрытий В нек рых
магниевых сплавах прн наличии постоянно
действующих, достаточно высоких растя
гивающих напряжений может развиваться
и КР Однако более характерно КР для
высокопрочных сталей В стальных дета
лях КР развивается в результате непра
вильной термообработки илн нарушения ре
жимов сварки, а также вблизи разного ро-
да макро и микроконцентраторов напря
женнй См также Противокаррозионная за-
щита
Лит Синявский В С Вальков В Д
Вудов Г М Коррозия и защита алюминие
вых сплавов, М 1979 Коррозия Справочник
лод ред Л Л Шрайера пер с англ М 1981
В С Синявскии
КОСАЯ ПЕТЛЯ — фигура пилотажа дви
женне ЛА в наклонной плоскости с раз-
воротом на 360° (см рнс ) Прн этом боль-
шая часть траектории лежит выше точки
ввода в фигуру Условно можно назвать
Нестерова петлей в наклонной плоскости
КОСБЕРГ Семён Ариевич (1903—65)— сов
конструктор авиац и ракетных двигателей,
др техн наук (1959), Герой Соц Труда
(1961) Окончил МАИ (1930) Работал в
ЦИАМ (1930—40) С 1941 гл конструктор
КБ Под рук К созданы агрегаты и снс
темы топлнвопитання и регулирования для
мн авиац поршневых н газотурбинных двн
гателей, разработаны опытные образцы
ЖРД для самолетов А И Микояна и
А С Яковлева, первый отечеств кисло
родно керосиновый ЖРД запускаемый в
условиях космич пространства, серийные
ЖРД последних ступеней ряда’ ракет-но
сителей Ленинская пр (1960) Награжден
орденами Ленина, Отечеств войны 1-й степ ,
Красной Звезды, «Знак Почёта», медалями
Именем К назван кратер на Луне
КОСМИЧЕСКИЕ СКОРОСТИ первая,
вторая, третья—критич значения ско
рости ЛА в момент его выхода на ор
биту, определяющие форму траектории его
движения в космич пространстве К с
могут быть вычислены для любого рас
стояния г от центра Земли, однако нан
более часто К с определяются только для
пов-сти шаровой однородной модели Зем-
ли (радиусом 6371 км)
Первая К с —миннм скорость, при
к рой космич аппарат в гравитац поле
Земли может стать ИСЗ Вычисляется по
ф ле uL= (GM/г) 1/2, где GM = 398 603 кмэ/с2
(С — пост тяготения, М — масса Земли)
Первая К с наз также круговой ско-
19 Авиация
ростью, если в момент выхода на орбиту
ЛА имеет скорость, перпендикулярную нап-
равлению на центр Земли и равную ир то
его орбита (прн отсутствий возмущений)
будет круговой У пов стн Земли первая К с
имеет значение о(=7,91 км/с
Вторая К с —мнннм скорость, необ
ходнмая для того, чтобы ЛА превратился
в искусств спутник Солнца Применяются
также и др назв скорость убега
ния, скорость ускользания, а так
же параболическая скорость, т к
ЛА с нач скоростью ц(1 движется по лара-
болнч траектории, удаляясь сколь угод
но далеко ох Земли, оставаясь прн этом
в пределах Солнечной системы Скорости
меньше параболической наз эллиптичес-
кими, больше — гиперболическими
Вторая К с определяется по ф-ле пи=
— (2GM/r)|/2, у повети Земли 0^=11,186
к м/с
Третья К с —мнннм скорость, необ
ходимая для того, чтобы ЛА, запущенный
у Земли, преодолел притяжение Солнца и
покинул Солнечную систему Третья К с
определяется нз условия, что ЛА должен
иметь параболич скорость относительно
Солнца, вблизи орбиты Земли эта ско-
рость равна ок 42 км/с Чтобы её достичь,
тело у пов-стн Земли должно приобрести
скорость рщ = 16,67 км/с
Понятия К с применяются также при
анализе движения ЛА в гравитац полях
др планет или нх спутников. Солнца
КОСОЙ СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ—см в
ст Ударная волна
КОСТОВИЧ Огнеслав (Игнатий) Степано-
вич (1851 —1916)—изобретатель н конст
руктор в области воздухоплавания По нац
серб В юности жил в г Пешт (Венгрия)
В кон 1870 х гг переселился в Россию С
1879 работал над созданием дирижабля
Изыскивая для него новый тип прочного
и лёгкого материала, в нач 1880 х гг изоб
рёл «арборит» — фанеру высокой прочное
тн В 1882 организовал паевое Това-
рищество по постройке возд корабля «Рос
сия» Дирижабль не был достроен К пред
полагал использовать для дирижабля скон-
струированный им бензиновый двигатель,
на к рый в 1888 он подал заявку Приви
легия на двигатель была выдана К в 1892
КОТЕЛЬНИКОВ Глеб Евгеньевич (1872—
1944)— рус сов изобретатель, создатель
авиац ранцевого парашюта Окончил Киев
ское воен уч-ше (1894) В 1911 ерздал па
рашют РК 1 (русский, конструкции Котель
ннкова, 1 я модель) В дальнейшем К зна-
чительно усовершенствовал конструкцию
парашюта, создав новые модели, в т ч РК 2
с полумягким ранцем, РК 3 н ряд грузо
вых парашютов, к рые были приняты на
вооружение сов ВВС Награждён орденом
Красной Звезды
Соч История одного изобретения Pvclkhh
парашют 2 изд М —Л 1939
Лит Черненко Г Т, Второе призвание
Л , |982
КОЧЕРИГИН Сергей Александрович
(1893—1958)—сов авиаконструктор Окон-
чил школу воен мор лётчиков в Ниж Нов
городе (1919), Воен возд академию РККА
нм проф Н Е Жуковского (|926, ныне
ВВИА) Возглавлял конструкторскую бри-
гаду в ЦКБ, был гл конструктором само
летостроит з дов Под его рук разрабо-
таны и построены самолёты штурмовики
разведчики, бомбардировщики, двухместный
истребитель ДИ-6 (совм с В П Яценко],
выпускавшийся серийно и принимавший
участие в боях на р Халхнн Гол Наг
ражден орденом Красной Звезды, медалями
КОЧЕТКОВ Андрей Григорьевич (1908—90)
— сов лётчик-испытатель, полковник, засл
лётчик-испытатель СССР (1959), Герой
Г Е Котельников
С А Кочеригии
А Г Кочетков
Н Е Коч ии
Сов Союза (1958) Окончил Качинскую воен
авиац школу (1929), Воен возд академию
РККА нм проф Н Е Жуковского (1938, ны-
не ВВИА) Работал в НИИ ВВС и- ОКБ
С А Лавочкина и П О Сухого. Испыты-
вал опытные самолёты МиГ 3, МиГ 9, Як-3,
ЛаГГ 3, Ла-5, Ла-15, Ла-200, Ла-250, Су 7
н др, а также проводил испытания самоле
тов на прочность, штопор н флаттер На-
гражден 2 орденами Ленина, 3 орденами
Красного Знамени, орденом Отечеств войны
1 й степ , орденом Отечеств войны 2 й
степ , 2 орденами Красной Звезды, меда
лями
КОЧИН Николай Евграфович (1901—44) —
сов учёный в области механики, матема
тики н геофизики, одни нз создателей
совр динамнч метеорологии, акад АН СССР
(1939) Окончил Петрогр унт (1923) Пре-
подавал в Ленингр (1924—34) и Моск
(1938—44) ун тах Работал в Матем ин те
АН СССР (1932—39), одновременно в ЦАГИ
(1936—38), в Инте механики АН СССР
(1939—44) Оси труды в области гндро-
и аэродинамики, математики н теоретич
механики Дал решение ур ннй для двн
жения сжимаемой жидкости на вращаю
щейся Земле Исследования К сильных
разрывов (ударных волн) в сжимаемой
жидкости имели большое значение для раз-
вития газовой динамики Впервые дал стро
гое решение задачи для крыла конечного
размаха
Соч Собр соч т 1 —2 М —Л 1949
КОШ ИЦ Дмитрий Александрович (1902—
44)— воен летчик, планерист, испытатель
автожиров, подполковник Учился в строит
техникуме В 1919 добровольно вступил
в Красную Армию Учился (1923—25)
в школе воен летчиков, Серпуховской выс
шей школе возд боя и бомбометания
(«Стрельбой») Был нач штаба авиаэс
кадрнльи (1926—27), инструктором в авна
бригаде НИИ ВВС (1932-37) В 30 х гг
испытывал сов автожиры КАСКР 2, ЦАГИ
А 14, в 1940 — первый воен автожир А-7
В полётах на планерах установил рекорды,
в 1929 высоты (1520 м) в 1933 — даль-
ности буксировочного полёта с пассажиром
на планёре Ш 5 за самолётом Р 5 (5025 км)
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт своимиЦфЦДИЙ
289
в 1935 — продолжительности полета (И ч
30 мин) и высоты полета (525 м) с двумя
пассажирами В 1932 совершит на авиет
ке Г 8 большой котьцевои агитперелет по
20 городам страны протяженностью 5200 км
Во время Вет Отечеств воины К— тет
чик инспектор авиации Погиб в авиака
тастрофе Награжден орденом Красной Звез
ды медалями
КОЭФФИЦИЕНТ АККОМОДАЦИИ — без
размерный параметр при помощи к рого
макроскопич • хар ки потока молекул газа
отраженных от элемента пов сти тела
выражаются через соответствующие хар кн
натетающих мотекул В разреженных газов
динамике К а используются для аппрок
симацин ф ции распредетення по скоростям
отражённых мотекул На практике приме
няются эмпирич К а энергии и нор
мальиого (перпендикулярного пов сти)
и тангенциального (касательного ей) им
пульсов замыкающие задачу аэродинамич
расчета (в т ч расчета аэродинамичес
кого нагревания) «выпуклых» ЛА в сво
бодномолекулярном течении
КОЭФФИЦИЕНТ БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ -
см Баллистический коэффициент
КОЭФФИЦИЕНТ БЕЗОПАСНОСТИ } —
испотьзуется при определении расчетных
нагрузок на ЛА Р1 по^ значениям эксплу
атац макс нагрузок Р и равен j—P^/p3
К б вводится для обеспечения высокого
уровня надежности ЛА по условиям ста
тич прочности с учетом возможных раз
бросов внеш нагрузок и прочностных хар к
конструкции ЛА Значения К б задают
ся в Нормах прочности в авиастроении
приняты типовые значения f от 1,5 до 2
КОЭФФИЦИЕНТ ВОССТАНОВЛЕНИЯ
ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ отношение пол
ных давлений в двух рассматриваемых се
чениях элементарной трубки тока v—p0i/pQ2
при этом поток направлен от сечения 1 к
сечению 2 Отличие v от 1 физически
связано с необратимыми процессами пе
рехода кинетич энер!ии в теплоту иа рас
сматриваемом участке Испотьзуется при
исследовании стационарных течении иде
альиой жидкости в отсутствие массовых сил
(газодинамич расчет газовых машин ТРД
и т п ) характеризует напр эффектнв
ность воздухозаборников ВРД К в п д
необходим также Дчя определения поля
скоростей на основе эксперим данных
по распределению давления
В установившемся потоке идеальной не
сжимаемой жидкости и в изоэнтропич по
токе сжимаемой жидкости вдоль линии
тока полное давление постоянно и с ледова
тельно х=1 Если в элементарной струйке
тока сверхзвук поток совершенного га
за тормозится проходя через прямой
скачок уплотнения с Маха числом М пе
ред ним то К в п д вычисляется по ф ле
Рэлея
Г (Y+I)M2 -|т/(т °
L 2 + (V-l)M!J
т+1	i^-11
2TM2-(y-l)J
где у — показатель адиабаты Если вектор
скорости потока образует с фронтом удар
ной волны угол (косой скачок уплот
иения) то v можно рассчитать по этой
же ф ле если в ней М заменить на М„ —
= MsinO« При пересечении элементар
ной струйкой тока системы из Л удар
ных волн суммарный Квпд определяется
произведением ух=П"=|У где v —Квпд
в г и ударной волне При движении несоверш
идеального газа Квпд дчя ударной вол
Д А Кошке
Г П Кравченко
ны определяется путем чист интегрнро
вання ур нии газовой динамики записан
ных в интегральной форме В А Башкин
КОЭФФИЦИЕНТ ДАВЛЕНИЯ в аэроди
на ми кс — безразмерная величина ср рав
ная разности местного давтення р и дав
ления в невозмущенном потоке р^ отне
сенной к скоростному напору невозмущен
ного потока
2(Р - Р J
рЛ
где р™ Уж— плотность и скорость газа
невозмущеиного потока (на бесконечности)
КОЭФФИЦИЕНТ ИЗБЫТКА ВОЗДУХА -
отношение деиствнт кот ва воздуха в го
рючеи смеси к теоретически необходимому
дчя ее полного сгорания (см Стехиомет
рическии состав горючей смеси) В зави
симости от типа двигатетя и режима его
работы Киев камере сгорания может
изменяться от значений меньше единицы до
иеск десятков
КОЭФФИЦИЕНТ НАДЕЖНОСТИ т] при
меняется для определения ресурса конст
рукцни tpeQ по резутьтатам испытании нти
расчетов дочговечности конструкции tp t] =
— tp/(1}ec К и вводится дтя обеспечения вы
сокого уровня надежности ЛА по устовиям
сопротивления устатости и с учетом возмож
иых разбросов хар к этого сопротивтения
достоверности данных о повторяемости внеш
нагрузок скорости распространения тре
щнн н характерных особенностей мест раз
рушении а также неточностей испытании
ити расчетов
КОЭФФИЦИЕНТ ПАССАЖИ РОЗ АГРУЗ-
КИ показатель занятости пасс мест в
самолете (в процентах) характеризующий
интенсивность использования возд судов
гражд авиации Дтя конкретного рейса оп
редечяется как отношение фактически выпоч
ненного объема работы (в пасс км) к пре
дельно возможному равному произведению
чиста установтенных на ЛА пасс кресет на
тарифное расстояние данного рейса В ста
тистич отчетности широко испочьзуются
среднегодовые значения К п Для парка
гражд авиации отд стран или мирового пар
ка в целом В 1989 К п в странах участницах
ИКАО состави т 68% В СССР среднегодовой
К п на возд транспорте Достигал 80%
и бочее
КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТ-
ВИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА — отноше
ние потезнои мощности затра 1иваемой на
преодоление сопротивтения движению ЛА
к мощности двигателя V г] = РУ/А (Р— тя
га винта V — поступательная скорость ЛА)
При таких скоростях почета когда на
чопастях воздушного винта не возникает
местных сверхзвук течении осн потери
связаны с индуктивным сопротивлением
(индуктивные потерн) и профильным соп
ротивлением Индуктивные потери мини
матьны если винт создает за собой поле
скоростей совпадающее с описываемой
П П Красильщиков А А Красовским
винтом твердой винтовой пов стью смеща
ющейся с пост скоростью в направлении
своей осн Такое ити бтизкое к нему по
ле скоростей обеспечивается соответствую
щим выбором распределения циркуляции
скорости вдоль лопасти (т е выбором фор
мы лопасти)
При больших дозвук скоростях полета
когда иа лопасти образуются области
со сверхзвук течением замыкаемые скач
ками уплотнения существенным становится
волновое сопротивление (волновые потери)
Эффективным способом уменьшения вол
новых потерь является использование про
фнлен с возможно большими значениями
критич Маха чисел н сверхкритических
профилей а также отгиб лопасти назад (саб
тевидные лопасти) аналогично стреловид
ному крылу Отгиб вперед {обратная стре
ловидность) здесь эффекта не дает вслед
ствие роста относит скорости обтекания
с увеличением радиуса н смещения замы
кающего скачка уплотнения к задней кром
ке С ростом чиста Маха полета возд
винтов с широкими тонкими саблевидными
лопастями (винтовентитяторов) умеиьша
ется значительно меньше чем т] винтов с
обычными узкими лопастями хотя индук
тивные потери одинаковы I И Маикапар
КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТ-
ВИЯ КОМПРЕССОРА, ТУРБИНЫ —от
ношение полезной работы к затраченной
(располагаемой) в предположении отсутст
вия теплообмена Потока с внеш средой Нан
ботее широко распространены след кпд по
параметрам затормож потока изоэнтро
пическии i)JK и политропическии i]*n к комп
рессора и »]* Прохлаждаемой турбины
'в и к Гв[ *	Я1плк
9 и к— i	к=
(в к~ 1 вt	SB к SB1
где т*( i*(— нач значения уд энтальпии
воздуха и газа Дж/кг, s‘( нач зна
чение уд изобарной энтропии воздуха,
Дж/(кг К), t* к, I* т д* к— их конечные
значения при действит процессе 1*И11
<гят конечные значения уд энтальпии
воздуха и газа прн изоэнтропич пронес
се н деиствнт давлении д*—степень по
вышения полного давления воздуха в комп
рессоре R — уд газовая постоянная воз
духа Дж/(кг К) При одинаковом аэроди
намич совершенстве в компрессоре с ростом
л значение i]‘ к уменьшается, а значение
сохраняется неизменным в турбине с
ростом степени понижения полного давче
ния газа т* значение г]* возрастает Дтя ох
[аждаемои турбины применяется эффек
тнвныи кпд ступени ц* ,ф В случае нсполь
зования охлаждающего воздуха подводи
мого в рабочее колесо для увеличения ра
боты турбины
290 КОЭФФИЦИЕНТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
•	(“к с аХ'сн с а 'гы г) ~Ь Св р к1
Чт эф = ——-------------------------------
Gr (£т! — 'см и Т> +(GB с а + GB р к)(<в
где Gr. GBt3. Gвр и — массовый расход
газа, охлаждающего воздуха в сопловом
аппарате и в рабочем колесе, кг/с i*,.
<*1 — УД энтальпия газа и воздуха при
входе, <*м с а — уд энтальпия смеси газа и
воздуха за сопловым аппаратом, т*
'*м в г— действит уд энтальпия смеси за
турбиной и при изоэнтропич расширении
В М Микиртичин
КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТ-
ВИЯ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ - без
размерная величина, характеризующая сте-
пень совершенства реактивного двигателя
как тепловой машины и реактивного движи
теля Различают полный, эффективный и
полетный (тяговый) К п д р д
Полный кпд ►][) выражается отношением
полезной тяговой мощности двигателя к
затраченной в ед времени термохим и ки
нетич энергии топлива, находящегося на
борту ЛА Пренебрегая нагревом топлива
в баках н системах вне двигателя, получим
rpt=PV/{Gr (Л„ + Г72)|, где Р _ реактив-
ная тяга двигателя, V — скорость полета,
GT — расход топлива (горючего и окислите-
ля в ракетных двигателях) во всех камерах
сгорания двигателя в ед времени, Ни —
теплота сгорания 1 кг топлива (в ВРД)
или I кг смеси горючего и окислителя (в
ракетном двигателе) Полный кпд равен
произведению эффективного и полетного
кпд (q, и T]nj характеризующих соответст-
венно термогазоди намич совершенство
двигателя и его совершенство как движи-
теля- Т]О=Т]ЭТ]П
У ВРД эффективный кпд определяется
отношением создаваемой двигателем рас-
полагаемой работы (в виде разности кине-
тич энергий вытекающих из сопел газов
и набегающего потока воздуха) к затра
ченной Энергии топлива У ВРД простейших
одноконтурных схем (ТРД, ПВРД) этот кпд
близок к термин кпд термодинамич дик
ла и сохраняет характер его зависимости
от осн параметров цикла У ТРДД неск
снижается из-за потерь при обмене энер
гией между контурами, однако полный кпд
ТРДД на малых скоростях растет в свя-
Рис 1. Полетный кпд 1 — ГРДФ и ТРДДФ (Мж=
=2-2.5	2 - ТРДД с ™=4—8 (4^=
=0,8—0,85). 3 — ЖРД ба 1 тистических н косми-
ческих ракет при
М(И> II км )
Рис 2 Полный кпд ВРД различных типов в за
внсимости от крейсерской скорости полета
• _ у зи с ростом полетного кпд
в| см т У двигателей с форсажными
камерами сгорания при ма-
см ” т лых V значение уменьшается
вследствие того, ’ что подвод
топлива в форсажные камеры осуществля
ется при более низком давлении воздуха,
однако при высоких сверхзвук скоростях
полета q* значительно увеличивается из за
существ повышения давления в двига
теле вследствие динамического сжатия воз-
духа
Полётный кпд определяется отношением
полезной тяговой мощности двигателя к
создаваемой им располагаемой мощности
Этот кпд определяется приближенной ф лой
Б С Стечкина для двигателей с единым
реактивным соплом г]п=2И/(I + У), где V=
= V /	—отношение скоростей полета и
истечения газов из реактивного сопла (ре
ально И<1, »]„<]) Полетный кпд ВРД
может быть увеличен лишь при увеличе
нии И, т е уменьшением скорости исте-
чения газов (напр , при росте степени
двухконтурности m в ТРДД) или увели
чением скорости полета ЛА
У ракетных двигателей определяет
ся как отношение располагаемой работы
(в виде суммы кинетич энергии вытекаю-
щих из сопла газов и топлива на борту
летящего ЛА) к полной энергии топлива,
т е	/2(Н u-^VJ/2) Полётный
кпд ракетного двигателя выражается фор-
мулой -rjri=2V/(l ~pV2)
Зависимости цп от V для ВРД (сплош
ная линия) и ракетного двигателя (штри-
ховая линия) и области их работы пока-
заны на рис I
У турбовинтовых двигателей опреде
ляется отношением эквивалентной мощ-
ности к затрач энергии топлива г)^—
= /Vf/(GT-//u) Полетный кпд ТВД выража
ется сложной формулой, его значение близ
ко к значению кпд винта i)B=PBV/AB, где
Рв, — тяга винта и мощность на его
валу
ВРД к ко и 80 х гг достигли высокого
термогазодинамич совершенства Дозвук
ТРДД при высокой степени повышения
давления в цикле (до 30 только в ком
прессорах и до 50 с учетом динамич сжа-
тия в полете при Маха числе полета Моо=
= 0,8 — 0,85) имеют 1^=0,42—0,43, что пре
вышает кпд, достигаемые в др трансп
тепловых машинах с простым рабочим
циклом Значение q* у совр ТРДФ и ТРДДФ
при высоких скоростях полета (Мэо=2—3)
равно 0,4 -0,5 Такие значения эффектив-
ного кпд при высоких полетных кпд обес
печивают совр ВРД высокие значения пол
ного кпд (рис 2), к-рый имеет тенденцию
к росту при увеличении скорости полета
ЛА (при V —0 всегда i]„ = 0)
Лит Теория воздушно реактивных двигатстеи,
под ред С Ч Штяхтенко Ч , 1975, Теория
две хконту рных турбореактивных двигатетеи под
ред С Ч Шляхтенко В Л Сосе нова Ч 1979
В А Сосунов
КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛНОТЫ СГОРАНИЯ
ТОПЛИВА — отношение кол ва теплоты,
фактически выделившейся при сгорании 1 кг
топлива, к его теплоте сгорания К п с т ,
зависящий от мн конструктивных и режим
ных факторов камеры сгорания и дви|а
теля, достигает, напр , в осн камере сго-
рания на взлетном и макс режимах ра
боты ГТД ок 100%. его пониженное зна
чение на режиме малого газа (вследствие
низких значений темп ры и давления воз-
духа, входящего в камеру) вызывает вы
брос вредных в-в (оксида углерода и угле
водородов)
КОЭФФИЦИЕНТ ПОТЕРЬ ПОЛНОГО
ДАВЛЕНИЯ — отношение разности полных
давлений (pf—pf) воздуха (газа) соответ-
ственно в сечениях на входе в рассматри
ваемый элемент проточной части двигателя
(рГ) и на выходе из него (pt) к полному
давлению pf на входе в данный элемент:
6= (pf— pJ)/pf: характеризует газодинамич.
потери в элементах (узлах) ВРД, в к-рых
к воздуху (газу) не подводится и от него
не отводится механич работа Чаще всего
используется для оценки потерь полного
давления в осн камерах сгорания ГТД
коэф \ t = (р*—р*) /р* где р* и р* — пол-
ные давления соответственно за компрес-
сором и перед турбиной, а в форсажных ка-
мерах сгорания ТРДФ — коэф 6фк=(р*—
—Рф)/Р* где р* и р^ полные давления
соответственно за турбиной и за форсажной
камерой Коэффициент потерь полного давле-
ния связан с более распространённым при
оценке потерь полного давления в элементах
проточной части воздушно-реактивного дви-
гателя коэффициентом восстановления пол-
ного давления -v—pt/pf следующей зави-
симостью 6—1 -V
Лит Теория воздушно-реактивных двигателей,
под ред С Ч Шляхтенко, Ч 1975, Абрамс
вич Г Н Приктадная газовая тниамика, 5 изд,
ч 1-2, М . 1991	В И Бакулев
КОЭФФИЦИЕНТЫ АЭРОДИНАМИЧЕС-
КИЕ — см Аэродинамические коэффици-
енты
КРАВЧЕНКО Григорий Пантелеевич (1912 —
43) — сов летчик, ген -лейтенант авиации
(1940), дважды Герой Сов Союза (1939)
В Кр Армии е 1931 Окончил Качиискую
воен авиац школу им А Ф Мясникова
(1932), курсы усовершенствования комсос-
тава при Академии Генштаба (1941) Участ-
ник боев в р не р Халхин-Гол, сов -фиил и
Вел Отечеств войн В Вел Отечеств вой-
ну был команд ВВС армии, ком авиади-
визии Погиб в бою Награжден орденом
Ленина, 2 орденами Красного Знамени,
орденами Отечеств войны 2 й степ , «Знак
Почета» Бронзовый бюст в селе Сулимовка
Днепропетровской обл Урна с прахом в
Кремлевской стене
Лит Яковлев В П Усгюжзиин I П,
Генерал Кравченко Че [ябинек, 1976
КРАСИЛЬЩИКОВ Петр Петрович (1903 —
65)— сов ученый в области аэродина-
мики, проф (1948), д-р техн наук (1949),
засл деятель науки и техники РСФСР (1964)
Окончил МГУ (1936) Работал в ЦАГИ
(1926 — 65) Преподавал в ряде вузов Моск-
вы Осн труды в области аэродинамики
крыльев Разработал ряд крыловых про-
филей (в кон 20-х гг профили Р-11 для
уч самолетов малых скоростей и планеров,
применяющиеся до сих пор, профили 1 А,
1-Б — для первых сов реактивных истре-
бителей С А Лавочкина, А И Микоя-
на, П О Сухого, А С Яковлева), а так-
же механизацию крыла с управлением
пограничным слоем путем его отсоса и сду-
ва с отклоненного закрылка Ленинская пр
(1961). Гос пр СССР (1946, 1947) На-
гражден орденом Отечеств войны 1 й степ ,
2 орденами Трудового Красного Знамени,
медалями
Соч Практическая аэродинамика крыла, Ч,
1973 (Труды ЦАГИ в 1459)
«КРАСНЫЙ ЛЕТЧИК» сов авиастрои-
тельное пр тие Берет начало от Петро
градского юс соединенного авиац з-да.
образов в кон 1920 в результате объе-
динения бывших воздухоплават отделения
Русс ко- Балт и Некого вагонного завода, «Пер-
вого Российского товарищества воздухо-
плавания С С Щетинин и А'%, з да В А Ле-
бедева (позднее к ним присоединился з-д
возд винтов «Интеграл») С 1922 наз Гос
авиац з-д № 3 «К л », с 1927 — з-д № 23
В 1922	24 з-д выпускал гидросамолеты
«Теллье», М-9, М-23, М 24, М 24бис,
в 1923 — 31 уч самолёт У 1 (МУ 1)
19*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими291
Н Н Красовский	С А Красовский
в 1928—29 истребители И-2, И-2бис. В
1925—27 в составе з-да работал Отдел мор
опытного самолетостроения (ОМОС) и
строились опытные самолёты «Укрвоздух-
путь», МРЛ-1, МР-2, -3. МУР-1, -2, РОМ-1.
-2, МУ-2 (см Григоровича самолеты) а в
[930—32 — МУ-3, Ш-2 В 1928—30 выпус-
кался уч, (т. и «переходный») самолёт П-2,
а с 1929 з-д стал осн. поставщиком самолё-
та У-2. В предвоен годы строился также
самолёт УТ-2. В июле — авг. 1941 з-д
№ 23 эвакуирован из Ленинграда в Ново-
сибирск и частично в Казань В Казани
было продолжено произ-во У-2 (По-2) В
разные годы на з-де работали Д. П Гри-
горович, А. С. Москалёв, В. Б. Шавров,
О. К- Антонов, Г. И. Бакшаев.
КРАСОВСКИЙ Александр Аркадьевич (р
1921)—сов ученый в области систем авто-
матич. управления, чл.-корр. АН СССР
(1968), ген -майор, Герой Соц Труда (1981)
Окончил Воен.-возд. академию РККА им
проф. Н. Е. Жуковского (1945, ныне ВВИА),
работает там же (проф. с [954) Осн. тру-
ды по теории автоматич. управления полё-
том ЛА Гос. пр. СССР (1978) Награж-
дён орденами Ленина, Отечеств, войны 1-й
степ , Трудового Красного Знамени, Крас-
ной Звезды, «Знак Почёта», медалями Порт-
рет см. иа стр. 290.
Соч - Динамика непрерывных сачонастраиааю
щихся систем, М, 1963, Системы автоматичес
кото управления полетом и их аналитическое
конструирование, М , 1973, Теория корреляцион-
но-экстремальных навигационных систем, М 1979.
КРАСОВСКИЙ Н иколай Николаевич (р.
1924)—сов. учёный в области математики и
механики, акад АН СССР (1988; чл-корр
[964), Герой Соц. Труда (1974) После
окончания Уральского политехи. ин-та
(1949) работал там же [проф (1957),
зав. кафедрой] В 1959—70 зав кафедрой
Уральского гос. ун-та, в 1970—77 дирек-
тор Ин-та математики и механики Ураль-
ского науч центра АН СССР, затем чл Пре-
зидиума Уральского отделения АН СССР
Фундаментальные труды по теории устойчи-
вости движения, матем. теории управления.
Ленинская пр. (1976), Гос пр. СССР (1984).
Награжден 2 орденами Ленина, орденами Ок-
тябрьской Революции, Трудового Красного
Знамени, медалями
Соч . Некоторые задачи теории устойчивости
движения, М , 1959; Теория управления движени-
ем Линейные системы, М . 1968, Управление
1риамиЧеской системой, М , 1985
КРАСОВСКИЙ Степан Акимович (1897—
1983)—сов. военачальник, маршал авиауши
(1959), Герой Сов Союза (1945), проф
(1986) В Сов Армии с 1918. Окончил
курсы усовершенствования нач состава ВВС
(1927), Воен-возд академию РККА им
проф Н Е Жуковского (1936, ныне ВВИА)
Участник Гражд., сов.-финл н Вел Оте-
честв. войн. В [941—45 командовал ВВС
армии, фронта, возд армией. После войны
команд ВВС ряда воен, округов, в [956—
68 наЧ- Воен.-возд академии им Ю А. Га-
гарина, с [968 в Группе ген инспекторов
МО СССР Награждён 6 орденами Лени-
на, орденом Октябрьской Революции, 4
орденами Красного Знамени, орденами Су-
ворова 1-й и 2-й степ., Кутузова 1-й степ..
Богдана Хмельницкого 1-й степ.. Красной
Звезды, «За службу Родине в Вооружён-
ных Силах СССР» 3-й степ , медалями, а
также иностр, орденами
КРЕЙСЕРСКАЯ СКОРОСТЬ — скорость
ЛА на крейсерском режиме полёта. В за-
висимости от задачи полёта различают К
с миним. времени полета (К. с. макси-
мальна). К с макс дальности полёта (рас-
ход топлива на I км пути минимален),
К- с. Экономическую (себестоимость пере-
возок минимальна) и К. с макс, продол-
жительности полёта (часовой расход топли-
ва минимален).
КРЕЙСЕРСКИЙ РЕЖИМ полёта — ре-
жим полёта ЛА с пост- скоростью. Осн. ре-
жим полёта на дальность. Высота при К- р.
может выдерживаться постоянной в про-
цессе полёта или увеличиваться вследствие
уменьшения массы самолета по мере расходо-
вания топлива. К, р определяется двумя
параметрами—скоростью и высотой (или
коэф, подъёмной силы на К р )
КРЕН (от франц, сагёпе — киль; подвод-
ная часть судна или от голл. krengen —
класть судно на бок)—отклонение плоскос-
ти симметрии ЛА от местной вертикали
к земной пов-сти. Характеризуется углом К-
и скоростью К- Угол крена у — угол
между поперечной осью OZ и осью OZH
нормальной системы координат (см. Систе-
мы координат), смещённой в положение,
при к-ром угол рыскания равен нулю Угол
К считается положительным, когда ось
OZe совмещается с осью OZ поворотом
вокруг оси ОХ по часовой Стрелке, если
смотреть вдоль этой оси При определении
ориентации скоростной системы координат
(СК) относительно нормальной использует-
ся скоростной угол крена уи, опре-
деляемый аналогично углу у. но вместо
оси OZ рассматривается боковая ось OZU
При описании движения ракет используют
аэродинамический угол крена урп,
определяемый как угол между осью О¥ и
осью О¥п СК, связанной с пространств
углом атаки
Креном ЛА наз. также движение, при
к-ром происходит изменение угла крена:
характеризуется скоростью крена о»,—
проекцией угловой скорости ЛА ка его про-
дольную ось Скорость К- считается по-
ложительной при вращении ЛА вокруг оси
ОХ по часовой Стрелке При анализе К-
часто используют безразмерную ско-
рость К-— связанную со скоростью К-
соотношением Й±=ш±(/2р, где I—размах
крыла ЛА, Г — скорость полета. Безразмер-
ную скорость К наз также углом вин-
товой линии. описываемой концом
крыла.
Манёвры К используются, напр , при раз-
воротах, при выполнении фигур пилотажа,
при заходе на посадку для парирования
смещения траектории ЛА относительно оси
ВПП Управление К осуществляется орга-
нами поперечного управления (см. Органы
управления). Самопроизвольный К- ЛА наз.
валежкой. См. также Боковое движение.
М А Ерусалимскии
КРЕСЛО пас сажирское — предназна-
чается для комфортабельного, удобного и бе-
зопасного пребывания пассажиров в полё-
те, элемент интерьера пасс, салона На пер-
вых пасс самолетах 1913 —14 использова-
лись легкие сиденья и плетёные К. Совр.
К- оборудуются отклоняющимися спинками,
столиками, средствами индивидуального об-
служивания и развлечения, а также рем-
нями безопасности и средствами спасения.
В зависимости от уровня комфорта пасс
салонов различают К первого, туристско-
го, эконом, классов и т. и. бизнес-класса
Для широкофюзеляжных самолётов крес-
ла туристского класса модифицированы
Сохраняя габаритные размеры блоков уни-
фицир. К- туристского класса, новые К. от-
личаются от них установкой на каждом
пасс месте спец оборудования, кнопки вы-
зова бортпроводников, пульта для прослу-
шивания через индивидуальные наушники
музыкальных программ и др В салонах биз-
нес-класса размещаются К- бизнес-класса,
удобные и комфортабельные, незначительно
уступающие К- первого класса по габарит-
ным размерам и декоративной отделке Шаг
установки, а также класс К зависят от про-
должительности полета
	Продолжи* тельность полёта	Класс кресел	Шаг установки кресел (мм)
До	2 ч .	Экономический	750 780
До	4ч.	Туристский	810
До	6ч.	То же	870
Св.	6 ч	Туристский повышенного комфорта	870
То	же	Первый	960 -1020
<	<	Бизнес-класс	900
Е Н Соколовская
КРЕТОВ Степан Иванович (1919—75) —
сов летчик, полковник, дважды Герой Сов.
Союза (1944, [948). В Сов Армии с 1939
Окончил Балашовскую воен, авиаи. школу
(1940), Высш офицерскую лётно-тактич
школу ([950), Воен,-возд академию ([958;
ныне им. Ю. А. Гагарина). Участник Вел.
Отечеств войны. В ходе войны был лётчиком,
ком. звена, зам ком эскадрильи дальне-
бомбардировочного авиаполка. Совершил
400 боевых вылетов; экипаж К- сбил в
воздухе [0 вражеских самолётов После
войны на командных и штабных должное
тях и преиодават. работе. Награждён 2
орденами Ленина, 2 орденами Красного
Знамени, орденом Красной Звезды, меда
лями Бронзовый бюст в Минусинске Крас-
ноярского края
Лит Швецов А, В вебе — Кретов, в кн
Когда Страна быть прикажет тероем , Красно-
ярск, |974
КРИВИЗНА ПРОФИЛЯ. Под кривизной
профиля крыла обычно понимают кривиз-
ну его ср» линии. К- п. один из осн. геом.
параметров несимметричного профиля,
классич примером к-рого является Жуков-
ского профиль (со ср. линией, близкой
к дуге окружности). К- п принято харак-
теризовать вогнутостью профиля,
определяемой стрелой прогиба ер линии
(см. рис к ст Профиль крыла), т е. рас-
стоянием по вертикали от хорды до сред-
ней линии, К п. считается положительной,
если ср. линия лежит выше хорды Вог
нутость профиля изменяется по хорде и
может даже менять знак для профилей с
S-образной ср. линией. Макс, относитель-
ная вогнутость профиля [max равна
отношению маке. Стрелы прогиба jтл, ср
линии к хорде b профиля:
При дозвук. скоростях полёта положит,
вогнутость профиля создает не зависящие
от угла атаки приращения коэф, подъем-
ной силы cv и момента тангажа тг (см.
Аэродинамические коэффициенты) В не-
сжимаемой жидкости для тонкого профи-
ля с параболич. ср. линией эти приращения
равны Ас^=4л;т^ и А/пте=-л/т<1К. Эффект
увеличения подъемной силы при наличии
положит, вогнутости профиля широко ис-
пользуется в авиации. Напр-, на взлет-
но-посадочных режимах полёта для увели-
чения подъемной силы при фиксир. уг-
292 КРАСОВСКИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
лах атаки изменяют кривизну (вогнутость)
профилей крыла путём отклонения закрыл
ков К п применяют также в сочета-
нии с соответствующими углами геом
крутки крыла для получения эллиптич
распределения циркуляции скорости по раз
маху крыла, обеспечивающего миним ин-
дуктивное сопротивление нрн дозвук ско-
ростях полёта Макс относит вогнутости
профилей, оптимальных для дозвук ско-
ростей полёта, достигают значения /тах=
= 1,5—2,5% При этом макс вогнутость
для классич дозвук профилей находится на
расстоянии 30—50% хорды от носка кры-
ла Для сверхкритических профилей, рас
считанных на трансзвук скорости полета,
характерно более заднее её положение по
хорде (70—80%) Этим достигается умень-
шение кривизны верхней образующей в но
совой и центр частях профиля и допол-
нит подгружение хвостовой части профиля
При сверхзвук скоростях полёта наличие
вогнутости практически не создает прира-
щения подъёмной силы Тем не менее К п
используется для минимизации сопротивле
ния сверхзвук крыльев и получения за-
данного значения коэф момента тангажа
При нулевой подъёмной силе Л Е Васильев
КРИЗИС СОПРОТИВЛЕНИЯ — уменьше-
ние сопротивления шара с возрастанием ско-
рости набегающего потока при Рейнольд-
са числах Re, близких к критнч значению
Re,~l,5-10s Явление было установлено
в 1912 А Г Эйфелем, объяснено в 1914
Л Прандтлем Поскольку оно противоречит
известному факту о возрастании сопротив-
ления тела пропорционально квадрату ско-
рости, то его называют также парадок-
сом Эйфеля —Прандтля
При Re<Re, на пов-сти шара разви-
вается ламинарный пограничный слой,
к рый отрывается в окрестности миделевого
сечения, при этом срывная зона охваты-
вает всю кормовую часть шара, что обус-
ловливает значит сопротивление давления
Распределение коэффициента давления с(1=2(р—
(₽ — давление ни поверхности шара,
ри— давление в небегающем потоке, — ско
рость потока, р — плотность среды) вдоль обра-
зующей шара ]—Re=l57 200, сх=0,471, 2—Re=
«=251300, с, = 0,313, 3 —Re = 298 500, с,=0,15|,
4—Re=424 5O0, сд=0,143 штриховая кривая —
идеальная жидкость прн безотрывном обтекании,
М — положение максимума скорости среды, с, —
безразмерный коэффициент полного азродннами
ческого сопротивления
С И Кретов
А Ф Крикун
При Rez>Re. ламинарный режим течения в
окрестности миделя сменяется турбулент-
ным (точка Т на рис ), турбулентный пог-
раничный слой по сравнению с ламинар-
ным имеет более наполненный профиль
скорости и может выдержать большие по
дожит градиенты давления Вследствие
этого точка S отрыва пограничного слоя
смещается вниз по потоку, сокращаются
поперечные размеры застойной зоны, и, хо
тя при этом сопротивление трения несколь-
ко возрастает, полное сопротивление аэроди-
намическое шара уменьшается из за су-
ществ снижения сопротивления давления
Своё объяснение Прандтль подтвердил ре-
зультатами эксперим исследования обтека-
ния двух шаров, один из к-рых имел глад-
кую пов-сть, а на лобовой пов сти друго-
го было установлено тонкое проволочное
кольцо для искусств турбулизации течения
Установка кольца (турбулизатора) приве-
ла к смещению точки отрыва потока вниз
по течению с сечения	при ламинар-
ном пограничном слое в сечение ф^ЮО—
120° н уменьшению полного сопротивления
шара
К с имеет место также при движении
с дозвук скоростями других плохо обте-
каемых тел с гладким контуром круговой
цилиндр, эллипсоиды и т д Для хорошо
обтекаемых тел (аэродинамич профили и
др ) он практически не наблюдается
В А Башкин
КРИКУН Александр Филиппович (1909 —
70)—сов воздухоплаватель Окончил Моск
воздухоплават школу ГВФ (1936) Выпол-
нял полеты на свободных аэростатах для
тренировок летного состава инн целей
(налетал св 2500 ч), совершил ряд рекорд
ных полётов на аэростатах разных объемов
В 1938 вместе с А А Фоминым и Г И Го-
лышевым выполнил полет на субстратостате
с планером, отцепленным на выс 5100 м
Выполнил ряд полётов для отработки прыж
ков с парашютом с аэростата Помощник
ком стратостата-параш юта В Р-60 «Ком-
сомол», совершившего 12 окт 1939 полет
на выс 16 800 м В годы Вел Отечеств
войны нач штаба отд воздухоплават от
ряда После войны работал пилотом сво-
бодных аэростатов в Центр аэрологнч
обсерватории Гидрометеослужбы СССР 27
алр 1949 вместе с П П Полосухиным при
полёте иа субстратостате СССР ВР 79
объёмом 2650 м‘ установил всесоюзный ре
корд высоты прыжка (II 668 м), к-рый пре-
вышал мировой
КРИОГЕННАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ
ТРУБА (от греч kryos - холод, мороз,
лёд и -gen^s — рождающий, рождённый) —
аэродинамическая труба, в к-рой рабочий
газ охлаждается вплоть до темп-ры нача
ла равновесной конденсации в потоке Ох-
лаждение потока производится с целью
повышения Рейнольдса числа Re за счёт
уменьшения динамич вязкости Др извест
ные способы увеличения Re путём уве
личения полного давления рв или харак
терных размеров I аэродинамич трубы и
модели приводят к увеличению требуемой
для проведения эксперимента мощности
привода (Wcop0/2), тогда как увеличение
чисел Рейнольдса путём снижения темпе-
ратуры торможения То приводн^.к умень-
шению мощности привода (NcoT )
Охлаждение рабочего газа — воздуха или
азота — производится обычно путём впрыс-
ка и испарения в нём жидкого азота При
заданных давлении ро и размере рабочей
части I имеют место след зависимости
осн параметров К а т от темп-ры тор-
можения прн Маха числе M=consl Reco
сю/g , расход газа GodI0 , скорость wco
соГ0‘ и скоростной напор q=$ws/2<x>Gw/2
не зависит от Ти (см рис ) При Re=const,
p0=const расход полной энергии для обыч-
ной компрессорной трубы требуется при-
мерно в 2 раза больший, чем для криоген-
ной, включая затраты на получение жидкого
азота Постоянство скоростного напора
у является очень важным качеством К а
т при охлаждении потока (ро— const) Re
растет, а нагрузка на модель не измена-
7ГКе
6 -
Зан пси мости относительных зна-
чений числа Рейнольдса Re, плот-
ности газа р, расхода газа б, ско
ростного напора q, потребной мощ-
ности N и скорости потока и> (от
несённых к нх значениим прн неко-
торой «начальной» температуре) от
температуры торможения Те
5 -
1 ~JL
N,w
01_____I______I-----1-------1-----1—
50	100	150	200	250 7С,К
ется, что позволяет исследовать раздель-
но влияние значения Re и аэроупругости
на аэродинамич хар-ки модели
При криогенных темп-pax свойства воз-
духа (или азота) отличаются от свойств
совершенного газа Однако эти отличия
при давлениях до 0,4 МПа и темп-рах,
к-рые превышают темп-ры конденсации,
составляют не более 1% и практически не
сказываются на газодинамич хар-ках пото-
ка Потому прн анализе эксперим данных и
проведении аэродннамнч расчетов можно
пользоваться уравнениями для совершен-
ного газа с показателем адиабаты у=1,4
А Л Искра
КРИОГЕННОЕ ТОПЛИВО — жидкое топ-
ливо (при темп ре ниже 120 К), получае-
мое сжижением газов глубоким охлажде-
нием К К т относятся жидкие водород,
метан и (в значит мере условно) пропан
Они обладают повышенным хладо ресурсом
топлива, что важно для решения проб-
лем, связанных с охлаждением теплонап-
ряженных элементов J1A, силовой уста-
новки и бортового оборудования прн боль-
ших скоростях полёта
Широкие перспективы открываются при
использовании в качестве авиац топлива
жидкого водорода, имеющего высокие энер-
гетич хар ки С применением водорода
связывают возможности создания самолётов
с большими гиперзвук скоростями полёта
Жидкий пропан рассматривается в качест-
ве эффективного хладагента для бортовых
систем кондиционирования и теплоиапря-
жённых элементов ЛА и силовых установок
При использовании пропана значительно
легче (по сравнению с использованием
водорода и метана) решаются проблемы
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свКЙИфМЁННФЕ 293
Г А Крокко
Е Н Кр\т(_нь
сжижения, транспортировки, хранения, а
также размещения К т на ЛА Метан ло
многим важным эксплуатац показателям
(плотности, температурному диапазону жид
кого состояния и др ) существенно усту-
пает пропану, но превосходит его по ресур
сам сырья
В 1988 в СССР начались летные испытания
эксперим самолета Ту 155, способною ис-
пользовать в качестве топлива жидким
водород и сжиженный природный газ
КРИТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ ^ТЕЧЕНИЯ—
местная скорость а* стационарного течения
газа, равная местной скорости звука К с т
вводится обычно при анализе движения
идеального совершенного газа, ф ла для
ее расчета следует из Бернулли уравнения
при отсутствии массовых сил а.= [2// (у— I) /
/(у-М)1 2=Vm[(y—	) [ ', где у-
показатель адиабаты, Н - энтальпия тор-
можения, Vm — максимальная скорость в
газе В задачах аэро и гидродинамики
К с т часто используется в качестве харак
терного масштаба скорости
КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ летатель
ного аппарата — опасные формы
свободного движения ЛА (напр , инер-
ционное вращение, самовращение, свали-
вание, штопор), развивающиеся при значит
превышениях установл для данного типа ЛА
летных ограничении Общим для таких ре
жимов является сложное Пространств дви-
жение, нередко с большими скоростями вра
щения и значит линейными и угловыми
ускорениями, вследствие чего ЛА может
практически полностью выйти из под конт
роля нетренированного летчика Кроме того,
возникающие при этом изменения характе
ра реакции ЛА на отклонения органов уп
равления Для выхода из К р требуют, как
правило, особых приемов пилотирования
КРИТИЧЕСКОЕ СЕЧЕНИЕ СОПЛА — см
в ст Лаваля сопло
КРОККО (Сгоссо) Гаэтано АртУро (1877—
1968) - итал специалист в области авиа-
ции и артиллерии, один из пионеров ра-
кетной техники, генерал Учился в ун те
в Палермо (]896—1900) Статьи по авиа
ции и воздухоплаванию печатал с 1902
Особое внимание сДелял вопросам устой-
чивости и управляемости ЛА В 1904 од
ним из первых обосновал необходимость
применения элеронов Большое внимание
уделял исследованию возд винтов, первым
предложил (1905) использовать режим авто
ротации винта для осуществления аварий-
ной посадки вертолетов В ]904—26 - один
из руководителей итал дирижаблестроения
Построенный в 1908 при его участии ди
рижабль Р 1бис- положил начало итал шко
ле полужестких дирижаблей Внес ряд усо-
вершенствований в конструкция», аэроди
намику и вооружение дирижаблей После
1926 занимался авиацией, особое внима-
ние уделял проблемам высотиой и реактив-
ной авиации, испытывал твердотопливные
ракеты После 2 й мировой войны возг
лавлял Итал ассоциацию ракетных ис
счедованин и аэронавтики пропагаиднро
вал межпланетные полеты и космич нс
следования, втч «пакетное» исполь-
зование ракетных двигателей Именем
К назван кратер на Луне
КРОККО (Сгоссо) Луиджн (р 1909) —
итал ученый в области авиации и космо
навтикн, проф Окончил Римский ун-т
(1931) В 1928—49 занимался теоретич и
эксперим исследованиями в области аэро-
динамики больших скоростей и реактивного
движения С 1949 работает в США, рук
Гуггенхеимского центра реактивного двн
жеиия в Принстоне (1949—73)
КРУГОВАЯ СКОРОСТЬ - см в ст Косми
чес кие скорости
«КРУЗЕЙРУ ДУ
СУЛ» (Services Аеге
os Cruzeiro сто Sul) —
авиакомпания Брази
лик Осуществляет
перевозки в странах
Юж Америки Осн в
1927 В 1989 перевез
ла 3,6 млн пасс ,
млрд п-км Авиац
КРУТЕНЬ Евграф
1917)—рус летчик.
пассажирооборот 3,63
парк— 13 самолетов
Николаевич (1890—
капитан Окончил Гат
чинскхю воен авиац школу со званием
воен зетчика (1914) В 1914 16 летчик,
ком 2-го армейского авиац отряда, ком
2-го авиац отряда истребителей В 1916
командирован во Францию и Великобри
танию, где ознакомился с постановкой ави-
ац дела, освоил новые типы самолетов, при
нял участие в боевых действиях После воз
вращения в Россию назначен (апр 1917)
ком 2-й боевой авиац группы, в состав
к-рой входили три отряда истребителей
К разработал теорию н проверил на практи-
ке мн приемы возд боя Им написаны ра-
боты «Воздушный бой» (19] 6), «Истреби
тельная авиация» (1917) и др Сбил ок
20 самолетов противника Погиб в июне 1917
возвращаясь с боевого задания
Лит За.тч икни Г В Выдающиеся [нс
ские 1СТЧИКИ Ч I Чэ 4 -
КРУТКА КРЫЛА — угловое отклонение
местных хорд крыла от его базовой плос-
кости (см Системы координат ЛА) и (или)
изменение кривизны профилей крыла по его
размаху Различают геом и аэродинамич
крутки Геометрическая К к — из
менение по размахе крыла еглов между
базовой плоскостью крыла и местными хор
дами при постоянном по размаху значении
кривизны профиля, характеризуется мест
ным углом крутки, к-рый считается
положительным, если передняя точка хор-
ды лежит выше задней Изменение кри
визны профилей по размаху крыла при рас
положении всех местных хорд в одной плос
кости иаз аэродинамической К к
ил и аэродинамической закручен-
ностью крыла При малых углах атаки
можно считать, что подъемная сила в каж
дом сечении закрученного неплоского кры
ла при заданном угле атаки равна сумме
подъемной сизы в этом сеченни для плос-
кого крыла при том же угзе атаки и дополнит
подъемной силы, обусловленной К к , ха-
рактерным свойством закрученного крыла
является наличие ненулевой подъемной силы
в разл сечениях крыла при нулевой подьем-
ной силе всего крыла
К к широко применяется в прикладной
аэродинамике для создания несущих по-
верхностей с заданными суммарными аэ-
родинамич на1рузками Наибозее важным
является использование К к для получения
приращения коэф продольного момента (см
Аэродинамические коэффициенты) при ну
левой подъемной силе и дзя минимиза
ции гой части сопротивления аэродинами-
ческого, к-рая связана с созданием подъ
емиой силы при дозвук скоростях поле-
та таким сопротивлением является индук-
тивное сопротивление Применение К к
позволяет повысить степень реализации
подсасывающей силы и получить распре
деление нагрузки по размаху крыла, близ-
кое к эллиптическому, прн к-ром индук-
тивное сопротивление чинимазьио При
сверхзвук скоростях полета наряду с ин
дуктивным (вихревым) сопротивлением
появляется волновое сопротивление, к рое
также может быть уменьшено путем при
менения соответствующей К к
Оптим формы срединной пов-сти крыла,
т е оптим К к , определяются из ре
шеиия соответствующих вариац задач Ши-
роко используются Для этой цели панель-
ные методы линейной крыла теории Обыч-
но решается задача отыскания оптим К к ,
обеспечивающей пол у чей не ми ним сопро-
тивления при заданной подъёмной силе с
дополнит возможными ограничениями на
значения коэф проюзьиого момента н угла
атаки, соответствующие нулевой подъемной
силе, на максимально допустимые углы
крутки и прогибы ср линии н т Д При-
менение оптим К к позволяет практичес-
ки реализовать заметные выигрыши в Зна
чениях сопротивления и макс аэроди-
намического качества ЛА при сверхзвук
скоростях, в особенности при дозвук кром
ках крыла Напр , применение К к на кры
ле с частично дозвук передними кром-
ками позволило повысить значение макс
аэродинамич качества сверхзвук пасс
самолета Ту 144 при крейсерских Маха
числах полёта Моо=2—2,2 на 10% Прн
сверхзвук передних кромках крыла воз
можностн уменьшения сопротивления, обус-
ловленного подъемной силой, за счет К к
значительно сужаются	Л Е Васильев
КРЫЛА ТЕОРИЯ  матем описание в
рамках определ схемы течения взаимо-
действия движущегося крыла л А с окру-
жающей средой при заданных внеш усло-
виях, геометрии крыла, законах его дви-
жения и деформациях пов-сти (упругих или
вызванных отклонениями рулей) Кт —
одна из осн проблем аэродинамики на
всех этапах ее развития—базируется на
ур-ниях газовой динамики, выражающих
собой сохранения законы, на пов-сти крыла
выполняются граничные условия прилипа-
ния в вязкой и непротекания в идеальной
жидкости
Матем постановка задач К т всегда
Представляла собой компромисс между
потребностями практики и возможностями
теории Осн внимание в К т (Делйется
изучению пространств эффектов, анализ
локальных явлений при условиях, в к-рых
работают отдельно взятые сечеиия кры
ла, обычно рассматриваются профиля тео-
рией Особенности применяемых схем тече-
ния определяются 1) формой крыла в пла
не, иаиболее важными хар-ками к рой явля
ются удлинение крыла /.=i2/S (I — размах,
S — площадь крыла) н угол стреловидности
X, 2) Маха числом полёта Моо = 1//д0О
(V —скорость движения крыла относитель
но среды, ах - скорость звука в невозмгщ
потоке), 3) относит значениями возмущений
газодинамич Переменных, к-рые вносятся
телом в невозмущ поток и определяются
прежде всего местными углами атаки и
числом Мж
Наибольшее развитие и применение полу
чила линейная К т, в к рой удержива
ются только первые степени возмущений га-
зодинамич переменных Она неприменима
для трансзвуковых течений и гиперзву-
ковых течений, а также при больших уг-
лах атаки крыла, при транс- и гиперзвук
скоростях потока поведение возмущений
294 КРИТИЧЕСКАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
описывается нелинейными ур ниями, лине
аризация к-рых практически невозможна
С нач 20 в и до 40 х гг К т разви
вилась для несжимаемой жидкое
ти применительно к крыльям малой стре-
ловидности и большого удлинения Фун
дам основы её были заложены Н Е Жу-
ковским и С А Чаплыгиным Жуковский
показал, что механизм образования подъ
ёмкой силы можно описать в рамках мо
дели идеальной жидкости (см Жуковского
теорема) Он ввёл понятие о вихрях при
соединенных, связанных с крылом, и пред
дожил схему обтекания (схему несущей
нити), к рая легла в основу всех вихре-
вых методов расчёта крыла и возд вннта,
а Чаплыгина — Жуковского условие о ко
нечности скорости на задней острой кром
ке профиля дало простой и уннверсаль
ный подход к выделению решения, имею
щего физ смысл Согласно этой схеме,
крыло заменяется одним прямолинейным
присоединенным вихрем с переменной по
размаху циркуляцией скорости Г, и с него
по направлению невозмущ скорости сбе
гает слой лолубесконечных вихрей свобод-
ных, что обеспечивает выполнение теоре
мы о постоянстве циркуляции скорости
Согласно правилу плоских сечений (см Тон-
кого тела теория), каждое сеченне zo=const
крыла обтекается как профиль при ис
тинном угле атаки а=аг—Да, где аг —
геом угол атаки, Да — скос потока, зна-
чение к рого зависит от скорости, инду
цируемой свободными вихрями на присое-
диненном В результате для определения
Г(?о) получается интегро-дифферен
циальное уравнение Прандтля
°(го) (
dT/dz
(Z - г0)
-dz = f(z0)
где a(zo) и f(z0) — известные ф ции, опре-
деляемые геометрией крыла и формой про
филя
Со 2 й пол 40 х гг в связи с при-
менением стреловидных крыльев малого
удлинения интенсивно разрабатывается бо
лее точная схема несущей поверхности (см
также Стреловидного крыла теория) В
этом случае тонкое слабо изогнутое кры
ло, близкое к плоскости у—0 (рис I), за
меняется вихревым слоем интенсивности
У С*'. г). расположенным на проекции кры
ла на плоскость у=0 Свободные вихри Е
сходят с задней кромки крыла и располагают
ся в плоскости у—0 параллельно осн х, их ии
тенсивности, согласно теореме о сохранении
циркуляции скорости, выражаются через
у(х. г) Получающаяся замкнутая вихревая
система создает поле скоростей, потенциал
скорости к-рого <р(х, у, г) удовлетворяет
ур нию Лапласа Дф=0 и граничному уело
вню непротекания иа лов сти крыла <?<р/5уо=
=f(x0, z0) (=—С помощью Био — Са-
вара формулы задача по определению у(х, z)
сводится к решению сингулярного интег
рального ур ния
' г)
Is (г — z0)2
^dxdz = f(x0

(интеграл понимается в смысле конечной
части ло Ада мару) По найденному полю
скоростей поле давления определяется с
помощью Бернулли уравнения, а нагруз
ки на крыло (разность Др давлений на
ниж и верх лов-стях) вычисляются по тео
реме Жуковского «в малом» др=рЦ7иу,
где е — плотность среды, у — интенсив
ность присоединённого вихревого слоя, —
Рис I Основные области в сХеме несущей по
верхности S — крыло S — вихревой след, о —
диафрагмы штриховыми прямыми показаны пря
мой и обратный конусы Маха заштрихована об
ласть влияния
Рнс 2. Эффект полезного отрыва на треугольном
крыле (/ = 1 5) —зависимости коэффициентов нор
мальвой силы сп и продольного момента шг от угла
атаки a I расчет с носовой пеленой (штриховая
линия — переходный режим с пульсациями вихре
вых жгутов! 2 — без носовой целены •—экспе
римент на тонком крыле (относительная толщина
с=1%) О на крыле с профилированными се
чениями (с = |8%)
нормальная к оси вихря составляющая
относит скорости в точке, принадлежащей
крылу Эта ф ла обладает большой общ
цостью оца применима для любой тонкой
несущей пов-сти, в т ч и при неста
ционарном обтекании
В сжимаемой жидкости потенциал
скорости удовлетворяет линеаризирован-
ному ур нию
„ д2<р дйч <Э2ф п
<,-м-’ае+1^+*г“
Прн дозвук скоростях (М„<1) линейная
задача с помощью преобразования Пранд-
тля — Глауэрта
х=(1 —М2)1/2хк. у=ум. z = Z]
(Индекс «м» обозначает преобразов коор-
динаты) сводится к предыдущей, ио для
крыла преобразованной формы в плане (см
Прандтля—Глауэрта теория) При сверх
звуковых скоростях в качестве неизвестной
функции удобно взять потенциал скорости
ip (х, у, z) Решение линеаризированного
ур ния имеет вид (области интегрирования
указаны иа рис 1)
гг dip dS
ф(*о. Уо. z0)=	\\	———.
JJ ду R
S + o + l
ГДе	-!)[((/-^0)Ч( г -
—2<з) JI Значения ду/ду на S известны из
граничного условия непротекания, на диа-
фрагмах о из соображений симметрии
ip(xo, 0, zu)=0, а на вихревом следе £ из
условия сохранения циркуляции скорости
<p(x(i, 0, z0)=v(JcJ. 0. zj), где xf, zj—ко
ординаты задней кромки
Линейная К т позволяет надежно изу-
чать суммарные и нек рые локальные
эффекты для крыльев и самолётов при уме-
ренных углах атаки (кроме транс- и ги
перзвук скоростей), поэтому она продол-
жает развиваться В связи с внедрением
адаптивных крыльев появились задачи, в
к рых определяются деформации пов-сти
(обычно углы отклонения носков) для обес
печения безударного обтекания и ликви
дации отрыва потока Потребности динами-
ки полета и аэроупругости стимулировали
развитие нестационарной К т как при гар
монич (колебания самолёта, флаттер), так
и произвольных (переходные режимы, воз-
действие порывов ветра) зависимостях пара
метров от времени При этом усложняется
структура свободных вихрей (наряду с про
дольными появляются поперечные вихри),
что существенно усложняет ур-ния К т и
методы их решения
Прогресс ЭВМ и числ методов далн
жизнь новому науч методу вычислит
эксперименту Наряду с традиц схемами
большое развитие получили дискретные
вихревые схемы с соответствующим матем
описанием (метод дискретных вихрей, па
нельный метод)
Значит достижением аэродинамики яви
лось установление и внедрение в прак
тику самолётостроения эффекта полезного
отрыва При обтекании тонких крыльев с
острых передних кромок сходит носовая
вихревая пелена, к рая на крыльях большой
стреловидности сворачивается в устойчи
вые вихревые жгуты, создающие дополнит
разрежение над крылом В результате воз-
растают несущие свойства н критич угол
атаки крыла Поэтому одной из важных
задач К т стало установление диапззо
на углов атаки и скольжения, а также
угловых скоростей, в к-ром имеет место
эффект полезного отрыва Оказалось, что
критич значения этих параметров можно
находйть расчётом из условия невозможное
ти существования вихревых жгутов (из-за
пульсаций и разрушения) При достаточно
больших Рейнольдса числах отрывные ре-
жимы с фикенр местами отрыва потока
можно исследовать в рамках теории иде
альной жидкости, как правило, путем
решения нестационарных задач На рис 2
проведено сравнение теоретич н эксперим
данных для треугольного крыла (Х=1,5),
а на рис 3 показаны вихревые струк-
туры, вычисленные методом дискретных
вихрей
При полностью отрывном нестационар-
ном обтекании тонкого крыла свободные
вихри сходят со всех кромок и образуют
систему продольных и поперечных вихрей
(рис 4) с осями не параллельными век-
тору местной скорости В методе дискрет
иых Вихрен криволинейные нити суммарных
вихрей (присоединенных и свободных) иа
крыле и свободных вне его заменяются
системой прямолинейных вихревых отрезков,
образующих совокупность замкнутых вих
ревых четырехугольников, при этом цир
куляции скорости вокруг сторон четырех
угольника одинаковы (В панельном методе
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими Р>КВЫЛА 295
Рис. 3. Вихревые структуры треугольного крыла
(а, крыло изображено треугольником) и стрело-
видного крыла с наплывом (б, крыло обозначено
буквой S, а=15"); стрелками указано направле
кие набегающего потока
непрерывное распределение вихрей заме-
няется кусочно непрерывным, по элемен-
тами пов-сти тела — панелям.) Значения
циркуляции присоединённых вихрей изменя-
ются за счёт схода свободных, к-рые
движутся со скоростями частиц жидкости,
так что остаются справедливыми все теоре-
мы о вихрях. Форма следа определяется
последовательно в каждый расчётный мо-
мент времени. При этом условие Чаплы-
гина—Жуковского удовлетворяется на всех
кромках, а граничное условие непротека-
ния — в конечном числе точек на пов-сти
крыла (светлые кружки на рис. 4). Нахож-
дение циркуляции скорости сводится к
решению системы линейных алгебраич.
ур-ний, невырожденность определителя к-рой
обеспечивает устойчивость счёта. При этом
выполняются все условия задачи, причём
ур-ння неразрывности и импульсов в несжи-
маемой жидкости — автоматически.
При безотрывном обтекании крыла внх-
рн с передних кромок не сходят, а при
частично отрывном сходят только с их
части, к-рая заранее считается известной.
Напр., заострение передних кромок гаран-
тирует появление на них отрыва; предот-
врати- ь его, даже иа тонком крыле, можно
отклонением секций носков, причём углы
отклонения, обеспечивающие безударное
обтекание, находятся расчётом. В стаци-
онарных задачах циркуляции скорости при-
соединённых вихрей во времени не ме-
няются и нет поперечных свободных вих-
рей; форма вихревого следа при каждом
угле атаки вычисляется методом итераций.
При больших до- и трансзвук скоростях
полёта пов-сть крыла и вихревой след за
ннм также заменяются системами вихре-
вых отрезков, но в отличие от несжи-
маемой жидкости вне крыла необходимо
вводить соответствующим образом распре-
делённые источники (см. Источники и сто-
ки) Определение циркуляций вихрей, ин-
тенсивностей источников и формы следа
осуществляется также методом итераций,
причём потенциал скорости на m-й итера-
ции удовлетворяет ур-нию Пуассона
=М~2г т-1)(х, у, г), правая часть к-рого
считается известной и выражается через по-
тенциал скорости и его производные на пре-
дыдущей итерации. Итерационный процесс
быстро сходится, и обычно требуется не
более 5 итераций даже при появлении
зон с умеренными сверхзвук, скоростями.
На рис. 5 показаны линии пост, значений
числа Маха на верх, пов-сти треугольного
крыла с л=1,5 при отрывном обтекании
(а=15°. Моо=0,7).
Схема тонкой несущей пов-сти даёт при-
емлемые результаты по аэродинамич. на-
грузкам и суммарным хар-кам, но недоста-
точна для изучения распределения давле-
ния по крылу, поэтому развиваются модели с
учётом конечности толщины тела. На сверх-
звук. скоростях, когда области влияния
пов-сти на данную точку (часть пов-сти,
ограниченная обратным конусом Маха, см
рис 1) ограничены, осн применение получи-
ли прямые числ. методы интегрирования
ур-ний газовой динамики (т. н методы ко-
нечных разностей, крупных частиц и др ).
Изучение отрывного обтекания крыльев
конечной толщины на дозвук. скоростях
привело к физ.-матем. моделям, осн на
схемах идеальной жидкости и погранич-
ного слоя, влияние последнего сказывается
в увеличении эффективной толщины кры-
ла и, главное, в формировании отрыва.
Методы К- т. используются для исследо-
вания несущих пов-стей и др типов (кресто-
образных, кольцевых нт д.), а также
схематизнр. компоновок самолётов.
Числ. методы и ЭВМ становятся одним
из осн. источников информации в аэроди-
намике. Однако аналитич. подходы в К- т.
продолжают играть существенную роль
как при матем постановке задачи, так и
при орг-ции вычислит эксперимента. Точные
соотношения (напр., обратимости теорема),
асимптотич решения и т. Д. служат важным
средством контроля, иногда позволяют упро-
стить решение нек-рого класса задач (метод
сращиваемых асимптотич. разложений и
др.). За физ. экспериментом, в особенности
натурным, остаётся важнейшая контрольная
роль. Вычислит, эксперимент в сочетании
с физическим дает возможность установить
количеств, рамки применимости использу-
емых схем и моделей- ЭВМ позволили исполь-
зовать их в полном виде без к -л. дополнит,
упрощений, поэтому существенно расши-
ряются области применимости классич.
схем; особенно это относится к модели
идеальной жидкости.
Лит Жуковский Н Е, О присоединенных
вихрях, Собр. соч . г 4, М-, 1949, ЧаплыгннС А.,
О давлении плоскопараллельного потока на пре-
граждающие тела (к теории аэроплана). Собр соч ,
т 2, М , 1948, Голубев В В., Лекции по
теории крыла, М — Л , 1949, Красильщике
в а Е А, Крыло конечного размаха в сжи-
маемом потоке, М—Л, 1952; Белоцерковс-
кий С М.. Тонкая несущая поверхность в до-
звуковом потоке газа, М. 1965, Эшли X .
Л Эн да л М., Аэродинамика крыльев н корпу-
сов летательных аппаратов, пер. с англ , М. 1969,
Белоцерковский С М, Скрипач Б. К., Та-
бачииковВ Г. Крыло в нестационарном потоке
газа, М, )97|. Белоцерковский С М. Ништ
М И , Отрывное и безотрывное обтекание тон-
ких крыльев идеальной жидкостью, М , 1978; Ис
следование сверхзвуковой аэродинамики самоле-
тов и а ЭВМ. М . 1983 С М Белоцерковский
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА — беспилотный ЛА
одноразового действия с автономной сис-
темой наведения, снаряжённый ядерной или
обычной боевыми частями, совершающий
управляемый полёт в атмосфере. К. р. под-
разделяются на до-, сверх-, гиперзвуковые;
стратегические и тактические; для пораже-
ния наземных и мор целей; авиационного,
мор. и наземного базирования Управление
К- р- осуществляется с помощью аэроди-
намич. сил. В качестве маршевого двига-
теля применяется ТРД, ТРДД, ПВРД,
комбинированный ПВРД и др Для сооб-
щения дозвук К- р- наземного и мор. ба-
зирования необходимой скорости полёта
на ней устанавливается ускоритель в виде
РДТТ. У сверхзвук. К- р- с ПВРД роль
крыла при больших сверхзвук, скоростях
могут выполнять корпус ракеты и боковые
воздухозаборники, разгон ракеты до ско-
рости, соответствующей началу работы
маршевого ПВРД	2,2),	осущест-
вляется либо с помощью заряда твёрдого
топлива, располагаемого внутри камеры
сгорания ПВРД (комбинированный ПВРД),
либо с помощью ускорителя в виде РДТТ,
располож. снаружи — по бокам ракеты или
по схеме «тандем». В зависимости от поло-
жения органов продольного управления
относительно центра масс ракеты при-
нято различать «нормальную» аэродинамич.
схему (рули в хвостовой части корпуса),
«утку» (рули в носовой части корпуса) и
«бесхвостку» (рули на задней кромке
крыла)
К- р- (прежде их называли беспилотными
самолётами-снарядами) применялись Гер-
манией в кон 2-й мировой войны (ФАУ-1)
В США разработка К р начата в 50-е гг
296 КРЫЛАТАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Созданы К р «Матадор», «Мейс.», «Снарк»
«Регулус», к-рые прн дальности полета
1000—8000 км и дозвуковой скорости бы
ли тяжёлыми и громоздкими (стартовая
масса 5,5—27 т, Дл 10—20 м, днам кор
пуса 1,3—1,5 м) Достижения воен техно
логии 70 х гг дали возможность резко по
высить точность наведения К р, умень-
шить габаритные размеры н разместить
их на подвижных пусковых платформах —
самолётах, кораблях, подводных лодках и
мобильных наземных пусковых установках
Отличит чертами соврем дозвуковых
К р являются массовость их применения,
малые высота полёта и заметность в ра-
диолокационном, оптич (инфракрасном} и
акустич диапазонах (см «Стеле» техника)
В качестве системы наведения стратегии
дозвук К р с ядерной боевой частью при-
меняется корреляц система, в к рой исполь
зуется метод навигации по топография
картам местности Набор таких карт вводит-
ся в запоминающее устройство ЦВМ раке-
ты С помощью радио- и барометрич вы
сотомеров вычисляется высота рельефа
местности над уровнем моря, к-рая срав-
нивается с эталонными данными, заложен
ными в ЦВМ После определения коорди-
нат автопилот возвращает ракету на рас-
четную траекторию Точность выхода ракеты
в р-н цели зависит в осн от точности карт
и типа рельефа (равнина, предгорье, горы
и т Д ) Для дезориентации системы ПВО
полёт от одного участка коррекции до дру-
гого совершается по криволинейному марш-
руту, а для уменьшения уязвимости — с оги
банием рельефа на малой высоте Для
К р с обычной боевой частью с целью по-
вышения точности попадания в цель воз-
можно применение систем конечного на
ведения с использованием датчиков в ра
дио и оптич диапазонах длин волн Рас
сматрнвается также возможность исполь-
зования для наведения К р систем, раз-
мещаемых на ИСЗ Большое значение для бу-
дущих К р имеют перспективные экономи
чные двигатели и энергоёмкие топлива высо
кой плотности
Осн данные дозвук стратегия К р США
с ядерной боевой частью (дальность 2500 км,
скорость 885 км/ч)
Показатель	ALCM В (AGM 86В)	«Томагавк» (BGM 109 А)
Носитель Длина, м Диаметр м Размах крыла м Масса кг	Самолет 6 32 0,61 (ширина) 3,66 1360	Подводная лод ка корабль 6 18* 0 5|7 2,60 1440*
* С ускорителем
А П Добролюбов
КРЫЛО — несущая поверхность ЛА, созда-
ющая осн аэродинамич подъемную силу
Аэродинамич , весовые и прочностные св ва
К в осн определяются его геом хар ками
(профилем крыла, формой К в плане, т е
формой К при виде свепху, размерами,
см Размах крыла Хорда, Площадь крыла)
и конструктивно силовой схемой В авиа-
строении используются самые разнообраз
ные К. различающиеся формой, конструк
цией и размерами форма крыла, его раз-
меры в Значит степени определяются назна
чением ЛА, но их выбор во мн отношениях ос
таётся компромиссным Напр , для дости
жеиия высокого значения аэро ди нами ческо-
го качества К при дозвук скоростях по-
лета желательно иметь как можно боль
шее удлинение крыла в то время как проб
лема снижения веса конструкции требует
уменьшения удлинения
Рнс I. Различные формы крыла в плане
Различают крылья фиксированной и изме
няемой в полете геометрии Как правило,
К симметрично относительно вертик плос
кости ЛА
Простейшим классом К фиксирован-
ной геометрии являются трапециевид-
ные крылья с прямолинейными передними и
задними кромками (рис I, а) Для опреде-
ления геометрии трапециевидных крыльев
достаточно задать три параметра, напр уд
линение X, сужение т] и угол стреловид-
ности по передней кромке хо (в более об-
щем случае угол стреловидности по линии
п процентов хорд х«) К трапециевидным
К относят, в частности, К прямой и об-
ратной стреловидности, а также треуголь
ные и ромбовидные К (рис 1, б—д) Тре
угольные крылья определяются всего одним
параметром, напр Xo(^=4/tgxo, Л = о°) К
треугольным К примыкают т и готичес-
кие К с передними кромками параболич
формы (рис 1, е) Особое место в крыла
теории занимает К эллиптич формы в пла
не, у к-рого закон изменения хорд Ь _по
размаху имеет вид b=b0(l — г2)l/J, где z=
= 22(1 (&о — корневая хорда крыла, I—его
размах) В рамках модели несущей линии
Л Прандтлем было показано, что такое
К обладает миним индуктивным сопротив
лением при заданном удлинении Обычно
такое К компонуется из двух полуэллип
сов, имеющих общую большую ось, к-рая
одновременно является линией 1/4 хорд эл-
липтич крыла (рис 1, йс)
Важное практич значение имеет класс
К сложной формы в плане, представ-
ляющих собой комбинацию исходного тра-
пециевидного крыла с передним, а возмож
но и задним наплывами крыла (рис I, а)
Форма их может быть различной При
простейшей треугольной форме наплывов
для задания геометрии К сложной фор-
мы в плане требуется как минимум пять
геом параметров К крыльям сложной фор
мы в плане следует отнести также оживаль-
ное К (рис 1, и) К сложной формы в
плане обладают специфич аэродинамич
свойствами и представляют авиац конст
рукторам более широкие возможности для
удовлетворения многочисл и часто противо-
речивых практич требований, предъяв-
ляемых к крылу Поскольку для каждого ре
жима полета оптимально К с определ пара-
метрами, уже в 30-е гг были предложены
конструкции самолётов с К изменяемой в
полёте геометрии Из всех предложений как
естеств способ наиболее полного удовлет-
ворения требований к многорежимным са-
молётам, летающим на дозвук н сверх-
звук скоростях, а также на малых высо-
тах, в практику авиастроения вошел са-
молёт с крылом изменяемой в полете стре-
ловидности При разработке таких самолё-
тов выяснилось, что и на форму К изме-
няемой стреловидности приходится нала-
гать определ ограничения В частности,
оказалось, что К изменяемой стреловиднос-
ти должно иметь развитую неподвижную
центропланную часть, чтобы обеспечить при-
емлемые хар кн продольной устойчивости
при изменении угла стреловидности консолей
(рис 1, к) К крыльям изменяемой геомет-
рии следует отнести поворотное антисиммет-
ричное крыло (рис 1, л), к рое в отличие
от всех остальных К не имеет вертик плос-
кости симметрии, а также разл варианты X-
образных крыльев (рис 1, я)
Специфич группу составляют крылья
экзотич форм в плане, к к рым можно от-
нести, напр , крылья двухпланной схемы с
сомкнутыми концевыми хордами, крылья,
концы к-рых сомкнуты с концами хвосто-
вого горизонт оперения, кольцевое К
кольцеплана (колеоптера), крылья обрат-
ного сужения
В ракетной технике широко применяются
крестообразные и решетчатые крылья
Конструктивно К обычно имеет отъём
ные части, прикреплённые к центроплану или
фюзеляжу ЛА (рис 2) Иногда К может
быть отД агрегатом планера ЛА У К с
Отъемная часть крыла
Рнс. 2 Крыло самолёта
вый элерон, 2 —триммер
вый элерон, 2 — триммер элерона,
3 — даухщелевой закрылок 4 —
интерцептор 5 — левый элерон.
6 — за Концовка, 7 — предкрылок,
8 — аэродинамич перегородка
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руКРЫДО 297
Рис. 4. Хвостовая часть крыла: а — тонкая обшивка
со стрингерами; б—сотовый блок; в — вафельная
панель.
изменяемой в полёте стреловидностью отъ
ёмная подвижная часть крепится к непо-
движной части консоли или к центроплану
с помощью шарнира. Различают след. осн.
зоны или части К.: носовую, центральную,
хвостовую, корневую, концевую и законцов-
ку (рис. 3). К К- иногда также относят и на
плывы. В носовой части располагаются от-
клоняемые носки, 'Крюгера щитки, предкрыл-
ки, в центральной — интерцепторы, в хвосто-
вой— элероны, закрылки, элевоны, и т- п.
(см. Механизация крыла, Органы управ-
ления). Законцовка представляет собой
концевой обтекатель К-, к к-рому могут
крепиться протнвофлатте'рные грузы, аэро-
навигац. огни и т. п. В нек-рых случаях
на К- устанавливаются шайбы концевые.
На пов-сти мн. стреловидных крыльев име-
ются аэродинамич. перегородки.
Во внутр, пространстве К- обычно разме
щаются топливо, разл. коммуникации, при-
воды механизации К- и органов управ-
ления с проводками управления, ёмкости
для жидкостей и газов, электронное и др
оборудование. В К. могут размещаться
ниши для уборки стоек шасси, и, если
в полёте стойки убираются в К-, эти ни-
ши закрываются спец, створками. Кроме
того, в К-, на К. или пилонах под К- могут
устанавливаться двигатели, подвешиваться
контейнеры с дополнит, оборудованием,
подвесные топливные баки, вооружение.
На К действует совокупность нагрузок,
основными из к-рых являются: аэроди-
намич. нагрузки, нагрузки от вибраций,
акустич. нагрузки, избыточное давление во
внутр- полостях К . распределённые и сос-
редоточ массовые силы, пропорциональные
перегрузке-, если на К установлены дви-
гатели— тяга двигателей, нагрузки, йы-
зываемые нагревом конструкции; реакция
фюзеляжа и (для воен самолётов) силы,
возникающие при функционировании раз-
мещённого на К- вооружения
Конструкция К- Должна обеспечивать
статическую прочность и усталостную (см
Усталость) прочность, отсутствие диверген-
ции (это особенно относится к К с об-
ратной стреловидностью), реверса органов
управления и флаттера. Расчётные слу-
чаи нагружения К., коэф безопасности,
условия обеспечения безопасности по ре-
версу и флаттеру предусматриваются Нор-
мами прочности и др. нормативными до-
кументами Для сохранения аэродинамич
свойств К- в нек-рых случаях лимитиру-
ются его упругие деформации (см. Аэро-
упругость) Одно из важнейших требований
к конструкции К — Миним масса; сущест-
венное значение имеют требования техно-
логичности и удобства эксплуатации.
Прочность К определяется в осн. проч-
ностью силовой конструкции его центр
части, поскольку именно здесь осуществля-
ется передача всех действующих на К-
сил к фюзеляжу ДА и максимальны зна-
чения изгибающих моментов. Поэтому стро-
ит- высота (толщина профиля К-) в этой
зоне максимальна. Силовой набор К- сос-
тоит обычно из лонжеронов, стрингеров,
нервюр, панелей (или «работающей» об-
шивки). В зависимости от конструкции
обычно различают лонжеронные, моноблоч-
ные и кессонные (см Кессон) крылья В
лонжеронных К преобладающая часть из-
гибающего момента передается лонжерона-
ми, в кессонных — обшивкой или панелями.
К . в к-ром элементы силового набора об-
разуют однозамкнутый кессон, наз. моно-
коковым Поскольку в носовой и хвосто-
вой частях К- изгибающий момент обыч-
но невелик, то они выполняются с обшивкой
небольшой толщины, с панелями Стрингер-
ного или вафельного типа или же с при-
менением сотовых конструкций (рис 4)
Существуют также сплошные металлич К-
(напр . у ракет) Особые конструктивные
решения предусматриваются в К гипер-
звуковых самолетов, подвергающихся ин-
тенсивному аэродинамическому нагреванию
(см. Горячая конструкция. Охлаждаемая
конструкция)
Силовая схема К- определяет выбор и
взаимное расположение элементов силового
набора. Кессонную схему с большим чис-
лом лонжеронов наз стеночкой; она ха-
рактеризуется отсутствием нормальных нер-
вюр и наличием мощных панелей. В нер-
вюрной схеме много нормальных нервюр и
сравнительно мало лонжеронов; панель
выполняется в виде тонкой обшивкн, под-
крепленной стрингерами. Многолонжерон-
ная схема с лонжеронами, параллельными
размаху, часто применяется в К- малого
удлинения В небольших К такого типа
иногда используется расположение лонже
ронов «звездой» (рис. 5) В К большого
удлинения применяется схема со стрело-
видными лонжеронами, иногда оптималь-
ной оказывается переменная стреловидность
Употребляются разл. подкосные схемы и
т Д От правильного выбора силовой
схемы в значит мере зависят жесткост-
ные и массовые хар-ки К
В К- применяются почти все конструкц
авиационные материалы, в т. ч- волокнис-
тые композиционные материалы. Приме-
нение последних не только уменьшает массу
конструкции благодаря большей уд проч-
ности н жёсткости, но и создаёт допол-
нит- возможности управления жёсткостью.
Соответствующий подбор направлений во-
локон в слоях позволяет, напр , уменьшить
крутильную деформацию К- и обеспечить
достаточную эффективность элеронов
Лит.. Кюхеман Д , Аэродинамическое проек-
тирование самолетов, М , 1983
Л £ Васильев Л Ш Коткин
КРЫЛО БЕСКОНЕЧНОГО РАЗМАХА-
теоретич модель крыла, в к-рой профиль
крыла принимается неизменным цо его раз-
маху, а размах крыла считается бесконеч-
но большим. Поскольку в этом случае реа-
лизуется плоскопараллельное течение, то
расчёты аэродинамич. хар-к крыла упро-
щаются. Согласно идее Н. Е. Жуковского,
при расчётах К б. р заменяется одним
вихрем присоединенным, а основанная на
этой модели теория несущей нити (см Кры-
ла теория) используется и для расчетов
крыльев достаточно большого, но конечно-
го размаха
«КРЫЛЬЯ РОДИНЫ» — ежемесячный ави-
ац.-космич- журнал Издаётся с окт. 1950.
Журнал освещает самолётный, вертолёт-
ный, парашютный, дельтапланёрнын. воз-
духоплават , авиамодельный и др. виды
авиац спорта, проблемы воен и гражд.
авиации, малоизвестные страницы исто-
рии авиации, рассказывает о космонавти-
ке, КБ, самодельных ЛА, лётчиках-испы-
тателях, ведет раздел в помошь техн
творчеству школьников всех возрастов —
«Крылышки». Награжден групповым ди-
пломом ФАИ.
КРЮГЕРА ЩИТОК- более простой, чем
предкрылок, элемент механизации передней
298 КРЫЛО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1989 перевезла
части крыла (см ст Механизация крыла
и рис 1 к ней) К ш выдвигается и отк
лоняется с ниж пов-сти крыла и от плос
ких щитков отличается формой носоаой
части, обеспечивающей более благоприят-
ное его обтекание К щ выполняются
со щелями и без щелей Принцип увели
чеиия подъемной силы крыла на больших
углах атаки за счёт К щ тот же, что и
за счёт предкрылка, но эффективность К щ
меньше, чем предкрылка К щ используются
также а сочетании с предкрылками в центр
части крыла устанавливаются К щ, а иа
консольной части — предкрылки
«КУБАНА» (Егпрге
sa Consohdada Coba-
па de Aviacion) —
авиакомпания Кубы
Осуществляет пере-
возки в страны Юж
Америки Европы и
Азин Осн в 1929, до
1961 наз «Компанья
Кубана де авиасьон»
1,32 млн пасс, пассажирооборот 2,12 млрд
[I -км Авиац парк — 69 самолётоа
КУБЫШКИИ Алексей Георгиевич (р
1908)—сов летчик-испытатель, подполков-
ник Окончил Оренбургскую воен школу
лётчикоа (1934) С 1934 иа испытат работе
в НИИ ВВС Участник Вел Отечеств аой
ны Проводил испытания опытных самолетов
конструкции Н Н Поликарпова, А Н Ту
полеаа, С А "	"	"	~
и др Провел гос г
лей Ла 5 и Ла-5ФН
тах ок 50 типов Г ,
Красного Знамени, орденами Отечеств вой
ны i-й и 2й степ. Красной Звезды, ме-
Лавочкина, В П Яценко
испытания истребите
III Летал на самоле
Награжден 2 орденами
далями
КУВШИНОВ Леонид Михайлович (19)4 —
73)— сов летчик испытатель, полковник,
засл летчик-испытатель СССР (1959), Ге
рой Сов Союза (1957) В Сов Армии с
1936 Окончил Моск аэроклуб, Оренбург
скую (1936) и Борисоглебскую (1937) аоен
школы лётчиков Работал в НИИ ВВС
(1939—62) Участник Вел Отечеств войны
Освоил более 100 типов самолетов Про
водил гос испытания истребителей Як, МиГ,
в т ч взлёт с катапульты на истреби
теле МнГ-19 Принимал участие в совер
шенствоаании космич техники и подготов-
ке космонавтов Награждён 2 орденами Ле-
нина 4 орденами Красного Знамени, орде
нами Отечеств войны 1 й и 2 й степ ,
орденом (Опасной Звезды, медалями
« КУДАШЕВ-1» — самолет, построенный в
1910 проф Киевского политехи ин та
А С Кудашевым Биплан (см рис в
табл IV) дерев конструкции с вынесен
ными на фермах передним рулем аысо
ты и хвостовым оперением (стабилизатор
и руль иаправления) Длина самолёта 10 м,
размах крыльев 9 м, их суммарная пл 34 м2.
Обтяжка крыльев — из прорезин полотне
Двигатель «Аизани» мощи 25,7 кВт По-
лётная масса 420 кг Полет, выполненный
Кудашевым 23 мая (5 июня) 1910 не Сы-
рецком ипподроме в Киеве, стал первым
а России полетом самолета отечеств пост
ройки
КУДРИН Борис Николаевич (1898—1977) —
сов летчик испытатель Окончил краткие
теоретические курсы авиации при Импера-
торском техническом уч ше (19]6, ныне
МГТУ), Гатчинскую аоен авиац школу
(1917), Ииж воен уч ще в Петрограде
(экстерном), Высшую воен ааиац школу
в Одессе (1917) Участник 1-й мировой и
Гражд войн С 1918 а Сов Армии В 1922—
24 пом нач Высш школы аозд стрельбы
и бомбометания в г Серпухове Летал на
самолёте «Илья Муромец» Работал в Бо
рнсоглебской воен авиац школе (1924—25),
был летчиком на линии Архангельск—Сык
тывкар (1927—32) В 1932—50 летчик-ис
пытатель Проводил заводские испытания
опытных самолетов Харьковского и Ка
занского авиац ин тов, ЦАГИ, ОКБ
В Ф Болховитинова и Н Н Поликар
пова, летат эппаратоа ОКБ В Н Чело
мея Испытыаал самолеты И 153 с турбо-
компрессором, ВИТ 1 ВИТ 2, СПБ, БИ в
безмоторном варианте и с ЖРД. ЛА бес
хаостки и Др Награжден орденами Крас-
ного Знамени. Отечеств воины 1 й степ ,
Красной Звезды, медалями
КУЗНЕЦОВ Вячеслав Александрович
(1902—84)—сов авиаконструктор В 1920
начал работать чертежником в Комиссии
по тяжелой авиации С 1921 в Эксперим
авиац отделе ЦАГИ В 1929 окончил ве
чернее отделение МВТУ Одновременно с
работой в ЦАГИ преподавал в МАИ (1933—
35) В ЦАГИ принимал участие а проек
тировании аэродинамич труб, в проекти-
ровании и испытаниях аертолётов, исследо-
ваниях возд аинтов В 1930 возглавил
бригаду по проектированию эксперим авто
жнроа До 1939 под рук К спроектиро-
ваны и построены автожиры ЦАГИ-2ЭА,
А 6, -8, -13, 14, 15 В 1939—41 К — нач
конструкторского отдела вертолетного з-да
С нач войны — в ЛИИ. где принимал
участие а совершенствовании боевых само
летов В 1942 аериулся в ЦАГИ где за-
нимался скоростными самолетами с реак-
тивными двигателями С 1950 зам гл
конструктора в ОКБ М Л Миля Препо-
дааал в ВВИА (1942—50) Ленинская пр
(1958), Гос пр СССР (1951, 1971)
Награждён орденами Ленина, Октябрьской
Резолюции, 3 орденами Трудоаого Красно-
го Знамени, орденом Красной Звезды, ме-
далями
КУЗНЕЦОВ Михаил Васильевич (р 1913) —
сов лётчик, ген-майор авиации (1959),
дважды Герой Сов Союза (1943, 1945)
В Сов Армии с 1933 Окончил воен шко
лу мор летчиков (1934) Воен -возд акаде
мию (1951, ныне им Ю А Гагарина)
Участник сов -финл и Вел Отечеств войн
В ходе войны был ком эскадрильи, штур-
маном, ком истребит авиаполка Соаер
шил 345 боевых вылетоа. сбил лично 22 и
в составе группы 6 самолетов противника
После войны на командных должностях
в ВВС Награжден орденом Ленина, 4 ор
денами Красного Знамени, орденами Бог
дана Хмельницкого 2-й степ, Трудового
Красного Знамени, 2 орденами Красной
Звезды, медалями Бронзовый бюст в дер
Агарино Моск обл
Лит Назаров О , Школа мужества в кн
Люди бессмертного подвига 4 изд кн I, М
1475
КУЗНЕЦОВ Николай Алексеевич (р 1922) —
сов летчик, засл пилот СССР (1971),
дважды Герой Соц Труда (1973, 1979)
Окончил Семипалатинскую военную шко
лу авиамехаников (1942), Магнитогорскую
учебную эскадрилью ГВФ (1943), Ульянов
скую школу высш летной подготовки ГФ В
(1955). Казахский государственный уи т
им С М Кироаа (1963) Пилот инструктор
Курганской школы пилотов ГВФ (1943- 46).
пилот, командир авиазаена	(1947—50),
зам ком авиаотряда (1950—63), замести-
тель, первый зам нач (1963 70), нач
Казахского управления гражданской авиа
ции (1971—87) Награжден 2 орденами Ле-
нина, орденом Трудоаого Красного Знамени,
медалями Бронзоаый бюст в совхозе «Путь
Ленина» Нуринского р на Караганднн
ской обл
КУЗНЕЦОВ Николай Дмитриевич (р
1911) — сов конструктор авиац двигателей,
акад АН СССР (1974, чл корр 1968), геи -
А Г Кубышкин
Л М К}ишннов
Б Н Кудрин
В А Кузнецов
М В Кузнецов
Н А Кузнецов
лейтенант инж авиац службы (1968). дваж-
ды Герой Соц Труда (1957 1981) Окончил
Воен возд академию РККА им проф
Н Е Жуковского (1938, ныне ВВИА)
Участник Вел Отечеств войны В 1943—
46 зам гл конструктора в 1946—49 гл
конструктор в ОКБ В Я Климова В 1949
возглавил моторостроит ОКБ в Куйбыше
ае, с 1956—ген конструктор Под рук
К созданы ТВД и ТРДД для самолетов
Ту, Ан, Ил, двшатели для эксперим са-
молёта Ту-155 работающие на жидком
водороде (НК 88) и сжиженном природном
газе (НК89) На базе авиац двигателей,
отработавших ресурс, созданы турбопри-
воды для газоперекачивающих станций
Ленинская пр (1957) Награжден 5 ордена
ми Ленина орденами Октябрьской Реаолю
ции. Красного Знамени, Отечеств войны 1-й
степ . 2 орденами Красной Звезды, медаля
ми Бронзоаый бюст а Самаре См ст НК
Портрет см иа стр 300
КУЗНЕЦОВ Эдуард Иванович (р 1928) —
сов летчик-испытатель, геи -майор авиации
(1978). засл лётчик-испытатель СССР
(1972), Герой Сов Сокна (1966) Окон
чнл Кировабадское воен авиац уч ще
летчиков (1951). Школу лётчиков испыта
телей (1957), МАИ (1966) С 1957 на ис
пытат работе в ОКБ С В Ильюшина
Проаодил заводские испытания самолётов
Ил 18, Ил 62, Ил-76, Ил 86 Совм с
В К Коккинаки на Ил 18 установил ряд
мировых рекордов высоты и скорости цо-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимКХчВНЕЦХЭВ 299
II Д KjjiimoB
Э И Кузнецов
В С Кулебакни
М М Ку тнк
лета Ленинская пр (>978) Награжден
2 орденами Ленина, орденами Октябрьской
Революции, Красной Звезды, медалями
КУЙБЫШЕВСКИЙ авиационный ин-
ститут (КуАИ) нм С П Коро-
лева- высш уч заведение в области
авиастроения Осн а 1942 В >966 ин-ту
присвоено имя С П Королева С ин том
связана деятельность таких ученых, как
М Д Миллионщиков, Н Д Кузнецов и
др Среди выпускников ин-та аидные гос
деятели, крупные организаторы пром-сти,
лауреаты Ленинской премии и Гос премий
СССР, Герои Сои Труда В составе ин та
(1990) ф-ты—летат аппаратов, двигате-
лей ЛА, эксплуатации ЛА и двигателей,
обработки металлов давлением, радиотех-
нический, системотехники, вечерние ф-ты,
дневное и вечернее подготовит отделения,
межотраслевой ф-т повышения квалифика
ции инж -техн работников авиац пром-сти,
2 инж центра, 40 кафедр, и -и часть, в
к рой 28 лабораторий В 1989/90 уч г
в ин-те обучалось 9 тыс студентов, рабо
тало ок 760 преподавателей, в т ч один
академик, один чл -Корр , 47 проф и д ров
наук, 440 доцентов и канд наук Изда
ются (с 1952) сборники Трудов ин-та и
межвузовские сборники Ин т награжден
орденом Трудового Красного Знамени
(1967)
КУЙБЫШЕВСКИЙ ЗАВОД «ПРОГРЕСС»—
берет начало от московского завода кДукс»,
к-рый после национализации (1918) был
переименован в Гос авиационный завод
№ I (с 1923 им ОДВФ, в 1925 41
им Авиахима) В окт 1941 эвакуирован
в Куйбышев После нациоиатизации з д
продолжал выпускать самолеты иностр
марок, а с 1923 приступил к серийно
му произ ву отечеств самолетов, в осн
конструкции Н Н Поликарпова и Д П Гри-
горовича (Р I, Р-2, Я-i, И-2 И 2бис,
ПМ I, ИЗ, Р 5, И 15. И-15бис, И-153),
нек рые из них были ими разработаны
в КБ з да Выпускались также с -х са-
молет «Конек-Горбунок» («Хиони» № 5),
боевые самолеты И-7, ДИЛз, Р Z (разработ
ка з да), амер лиценз самолет «Валти;7»,
многоцелевой самолет ББ-22 (см Як) и мн
др В дек 1939 на з де было образовано
КБ-1 под рук А И Микояна (впоследст
вии Московский машиностроительный за
вод им А И Микояна), после чего бы
ло развернуто произ-во истребителей МиГ 1
и Миг 3 (в 1940— 42 з-д изготовил их
соответственно 100 и 3142 экз преим
в Москве) В 1940 на базе опытного не
ха з-да был образован Гос авиац з-д
№ 51 (впоследствии Машиностроитель-
ный завод им П О Сухого) После
перебазирования в Куйбышев з ду № I
были приданы строившийся здесь з д
№ 122 и ряд звакуиров сюда др з-дов
Осн продукцией з да стали штурмовики Ил
в 1941—46 было выпущено 11 773 экз
Ил 2 и 1268 экз Ил-10 После воины з д
освоил пронз-во реактивных самолётов
Строились истребители МиГ-9, МиГ 15,
МиГ-17, бомбардировщики Ил-28, Ту 16
В разные годы в КБ з-да работали также
С А Кочеригин, А Я Щербаков, М И Гу-
ревич, В П Яценко и др конструкторы
С 1958 з-д перешел иа выпуск ракетно
космич техники нар -хоз и науч назна
чения Пр тие (с 1961 наз з дом «Прог-
ресс») награждено орденами Ленина (1940),
Октябрьской Революции (1976), Красного
Знамени (1945), Трудового Красного Зиа
мени (I960) В 1989 на основе з-да об-
разовано ПО
КУЙБЫШЕВСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРО-
ИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ -
берет начало от авиац з да № 18, к рый
был осн в 1930 в Воронеже, а в иояб
1941 эвакуирован в Куйбышев на тер-
риторию строившегося здесь з-да № 295
В 30 е гг в КБ з да работали А С Мос
калев, К А Калинин В 1933—41 строились
пасс самолет САМ 5, рекордный само
лёт АНТ 25, бомбардировщики ТБ 3 (АНТ-
6), К 12, К-13, ДБ-S, Ер 2, штурмовик
Ил-2 В Куйбышеве а годы Вел Отечеств
аонны з-д № 18 продолжил произ во штур-
мовиков, фронту было поставлено 18 200
самолетов Ил 2 и 5172 самолёта Ил-10 В
дальнейшем выпускались бомбардировщи-
ки Ту 4, Ил-28, Гу 95МС, пасс само
леты Ту-114, Ту 154 Пр тие награжде-
но орденами Ленина (1941), Крвсного
Знамени (1945), Трудового Красного Зна-
мени (1970) В 1989 на основе з-да об-
разовано ПО
КУЙБЫШЕВСКОЕ МОТОРОСТРОИТЕЛЬ-
НОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИ-
НЕНИЕ им М В Фрунзе — берет
начало от з да «Гном», образов в 1912
в Москве (франц концессия) и выпус
кавшего авиац двигатели серий «Гном» и
«Рон» В 1918 з-д был национализирован,
с 1920 наз з д № 2 «Икар», с 1927, после
объединения с з дом № 4 «Мотор»,— з д
№ 24 им М В Фрунзе В окт 1941 эва
кунрован в Куйбышев на территорию сгро
ившегося здесь моторостроит э да № 377
В 20—30-е гг з-д производил авиац ПД М 4,
М 5. М 6, М II, М-15, М 17, М 26, АМ-34,
AM-35, AM-37, AM 38, М 62, М 63, строил
ряд опытных двигателей В Куйбышеве
в годы Вел Отечеств войны з-д № 24
выпускал ПД AM 38, АМ-42, а после аойны
освоил произ-во газотурбинных двигателей
Строились ТРД SK-1, ТВД НК 12, ТРДД
НК-4 В разные годы в КБ при з-де работали
А Д Швецов, А А Бессонов, А А Ми-
кулин, В А Добрынин, М Р Флисский
Пр-тие награждено орденами Ленина
(1941), Красного Знамени (1945), Трудово-
го Красного Знамени (i960) В 1977 иа
основе з ia образовано ПО
КУЙБЫШЕВСКОЕ НАУЧНО-ПРОИЗВОД-
СТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ «ТРУД»
берёт начало от опытного з да № 2, к рый
был образован в апр 1946 в Куйбышеве
Пр тие специализируется в разработке
авиац н ракетных двигателей Указ назв
присвоено в 1982 Награждено орденом Лени
на (1957) О двигателях, созданных иа
пр тии под рук Н Д Кузнецова, см в ст
НК
КУЛЕБАКИИ Виктор Сергеевич (1891 —
1970) — сов ученый в области электротех-
ники и автоматики, акад АН СССР (1939,
чл-корр 1933), ген-майор инж-авиац
службы (1942) После окончания Импе
раторского техн уч-ща (1914, ныне МГТУ)
призван в армию В 1915 окончил Гат
чинскую воен авиаи школу, стал одним
из первых воен летчиков России С 1917
преподавал в ряде вузов, в т ч в МВТУ
(до 1940, с 1921 проф.), ВВИА (1923—
60) В 1960—70 руководил Комитетом
науч -техн терминологии АН СССР Труды
в области авиац техники посвящены систе-
мам электрич зажигания и пуску авиац
двигателей, оборудованию аэродромов, сис-
темам самолётного электроснабжения и эле-
ктропривода, обеспечению ночных полетов
Гос пр СССР (1950) Награжден 2 ор
денами Ленина, орденами Красного Зиаме
ни, Трудового Красного Знамени, 3 орде-
нами Красной Звезды, 2 орденами «Знак
Почета», медалями
Соч Электрификация самолетов т 1—4.
М , 1952-56
Лит Фролов В С. В С Кулебакин,
1891-1970, М 1980
КУЛИК Михаил Маркелович (1909—83) —
сов ученый в области дирижаблестроения,
др техн наук (1967) Окончил днрижабле-
строит ф г МАИ (1932) В 1932—35 рабо-
тал в «Дирижаблестрое» В 1934 испытывал
дирижабль В 6 В 1935—36 разрабатывал
дирижабль ДП-15 В 1936—37 гл инженер
Управления воздухоплавания ГВФ Был
необоснованно репрессирован и в 1937—
39 находился в заключении В годы Вел
Отечеств войны руководил работами по
полевому ремонту самолётов В 1956—64
зам нач и нач Гос НИИГА В 1964—70 зам
министра гражд авиации В 1970—83 ра-
ботал в ЦаГИ Награжден орденами Оте-
честв войны 2-й степ , Трудового Красного
Знамени, 2 орденами Красной Звезды,
медалями
КУЛИНЧЕНКО Тихон Макарович (1895—
1970)—сов воздухоплаватель, изобретя
тель аэростата-парашюта Участник Гражд
войны Окончил воздухоплават школу в Ле-
нинграде С 1930 науч сотрудник аэро-
статич лаборатории МАИ, с 1932 а «Дири-
жаблестрое* В 1940—55 науч сотрудник
Центр аэрологич обсерватории Гидроме-
теослужбы СССР. Предложил свободные
аэростаты типа аэростат парашют, прев-
ращающиеся после выпуска подъёмного га
за в парашют, и руководил их созданием
На этих ЛА объемом 1850 м1 а 1935 было
совершено два успешных полета на выс 5
и 5,2 км, а в ] 937—38 на ЛА обьемом
2200 м’ — полёты на выс 4 н 3,1 км В
1938—39 К совм с М И Волковым раз-
работал стратостат парашют ВР-60 «Ком
сомол» объёмом 19 800 м5, на к-ром 12 окт
1939 был совершён подъем на выс 16,8 км
КУМЕРТАУСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРО-
ИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ -
берёт начало от вертолетного з да, обра-
зов в 1962 а г Кумертау Башкирской
АССР иа базе рем механич з-да В 1977
иа основе э да создано ПО Пр-гие вы
пускало крыло пасс самолета Ту-154.
многоцелевые вертолеты Ка-26, Ка-32
КУНГУРЦЕВ Е вгений Максимович (р
1921) — сов летчик, геи-майор авиации
(1964), дважды Герой Сов Союза (дааж
ды 1945) В Соа Армии с 1940 Окончил
Балашовскую воеи авиац школу (1942),
Воен возд академию (1952, ныне им
Ю А Гагарина) Высш воен академию
(1957, позже Воен академия Генштаба
300 КУЙБЫШЕВСКИЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Т М Кулничемко
Е М Кунгурцев
Ю В К}рлин
С С Кутателадзе
П С Кута хов
А де Л а ио
Вооруж Сил СССР) Участник Вел Оте
честв войны В ходе войны был летчи-
ком-штурмовиком, ком звена, ком эскад-
рильи Совершил 210 боевых вылетов
После войны командовал авиаполком и
авиадивизией Награждён орденом Ленина,
4 орденами Красного Знамени, орденами
Богдана Хмельницкого 3-й степ , Александ
ра Невского, Отечеств войны 1 й степ , Тру
дового Красного Знамени, 2 орденами Крас-
ной Звезды, медалями Бронзовый бюст в
Ижевске
Лит Максименко Е А, Дважды Герой
Советского Союзе Е М Кунгурцев, М , 1949
КУРЛИ Н Юрий Владимирович (р 1929) —
сов лётчнк-испытатель, засл летчик испы-
татель СССР (1972), Герой Сов Союза
(1966) Окончил индустриальный техникум
в Ростове на-Дону (1949), Краснокутское
лётное уч-ше гражд авиации (1952), Киев-
ский ин-т инженеров гражд, авиации (1956),
Школу летчиков-испытателей (1958) С 1958
на нспыт работе в ОКБ О К Антонова
Участвовал в доводке опытных самолетов,
проводил иссл полеты на спец и критич
режимах Провел заводские испытания само-
лета Ан 22 («Антей») Летал на самолётах
65 типов Награжден орденом Ленина, 2 ор
денамн «Знак Почета», медалями
КУРС — угол в горизонтальной плоскости
между заданным направлением и проекцией
продольной оси ЛА (см Системы координат)
на горизонт плоскость, отсчитывается от за-
данного направления по часовой стрелке
если смотреть на горизонтальную плоскость
сверху К изменяется от 0 до 360° Понятие
К используют, в основном, в навигации
В зависимости от заданного направления
отсчёта различают истинный курс
(ИК), отсчитываемый от северного направ-
ления истинного меридиана (измеряется с
помощью инерциальных систем навигации,
астрономии компасов и звёздно-солнечных
ориентаторов), магнитный курс *УМ
(МК), отсчитываемый от северного направ-
ления магнитного меридиана (для измере
ния МК используются магнитные н гироин-
дукционные, или гиромагнитные, компасы),
условный курс (УК), отсчитывае-
мый от условного направления, выбор к рого
определяется принятой методикой измерения
К , конструктивными особенностями курсо
вой илн комплексной навигационной систе-
мы (измеряется с помощью гнрополукомпа-
са), ортодромический курс 'Горт
(ОК), отсчитываемый от меридиана (парал
дели) в ортодромич системе координат (из-
меряется с помощью систем курса и вертика-
ли, имеющих компенсацию перемещения ЛА,
звездно-соднечных ориентаторов и астроно
мич компасов)
КУРСОВАЯ СИСТЕМА—а ппаратура для
измерения курса ЛА Осн элементами К с
являются гироскоп направления (ГН) и чув
ствит к магн полю Земли датчик (магн
или индукционный) ГН определяет гиро
скопич курс ЛА, к рый с учетом широтной
поправки приводится к нач условному зна-
чению курса (приведенный курс) либо не-
прерывно корректируется по сигналам чувст-
вит элемента (гиромагнитный курс) Соот
ветственно для К с характерно наличие
двух режимов работы — режима гирополу-
компаса н режима магн коррекции
Осн ф ция экипажа Ла при работе с
К с — формирование и контроль приведен
ного курса (установка нач значении, кор
рекния курса ввод широтной поправки)
Приведенный курс используется в навигац
вычислителе для определения местоположе-
ния ЛА, гиромагнитный - при работе с ра
дионавигац системами, а также службой
УВД На ЛА, не оборудованном навигац
вычислителями, илн в качестве резервной
аппаратуры применяется также разновид
ность К с — гиромагнитный компас, имею-
щий лишь режим коррекции ГН по сигналам
чувствит элемента
На ЛА, имеющих в составе навигац
комплекса бортовую ЦВМ, формирование
курса ЛА выполняется по сигналам некор-
ректируемого ГН или гироскопич платфор
мы В связи с совершенствованием инер
циальных систем они стали использоваться
в качестве осн средств измерения курса
ЛА	А А Карчевскии
КУРСОВЕРТИ КАЛЬ — гироскопнч прибор
для измерения курса, углов крена и тангажа
ЛА В К с помощью гироскопов выдер-
живается опорная система координат, две
оси к рой горизонтальны и имеют задан
ное азимутальное направление Горнзонти-
рование опорной системы координат осу-
ществляется с помощью т н маятников
корректоров или акселерометров, азимуталь-
ное ориентирование — с помощью коррек
тора курса Сигналы курса, крена и танга
жа выдаются в аналоговой форме или в
виде цифрового кода
КУТАТЕЛАДЗЕ Самсон Семёнович (1914—
86)—сов теплофизик, акад АН СССР
(1979, чл-корр 1968), Герой Соц Труда
(1984) Окончил Ленинградский теплотехни-
кум (1932) и Ленинградский заочный ин-
дустриальный ин-т (1950) В 1932—58 ра
ботал в Центр котлотурбинном нн те С
1958 в Сиб отделении АН СССР Один нз
создателей, а с 1964 директор Ин та теп-
лофизики Осн труды посвящены развитию
теории теплообмена, теории турбулентного
пограничного слоя, гидродинамике газожид
костных систем Гос пр СССР (1983),
Гос пр РСФСР, (1988, посмертно) Награж-
ден 3 орденами Ленина, орденами Октябрь-
ской Революции, Трудового Красного Знаме
ни. Отечеств войны 1 й Степ , «Знак По-
чета», медалями
Соч Пристенная т\рб^леитность ч I—2, Ново
сиб, 1970—71 Тепломассообмен и треиие в тур
булеитиом пограничном слое 2 изд М , 1985
(совм с А И Леонтьевым)
К УТ АХОВ Павел Степанович (1914—84) —
сов военачальник. Гл маршал авиации
(1972), засл воен лётчик СССР (1966),
дважды Герой Сов Союза (1943, 1984) В
Сов Армии с 1935. Окончил воен, школу лёт
чиков (1938) Высш офицерские лётно-так-
тич курсы (1949), Высш воен академию
(1957, позже Воен академия Генштаба
Вооруж Сил СССР) Участник сов -финл
и Вел Отечеств войн В ходе войны был ком
эскадрильи, ком истребит авиаполка Со
вершил 367 боевых вылетов, лично сбил 14
и в составе группы 28 самолетов противни-
ка После войны командовал авиац соеди-
нениями и объединением В 1967—69 1 й
зам главнокоманд ВВС, с 1969 главноко
манд ВВС — зам министра обороны СССР
Деп ВС СССР с 1970 Ленинская пр (1983)
Награжден 4 орденами Ленина, орденом
Октябрьской Революции, 5 орденами Крас-
ного Знамени, орденом Кутузова 1-й степ ,
орденами Александра Невского, Отечеств
войны I и степ , 2 орденами Красной Звезды,
орденом «За службу Родине в Вооружённых
Силах СССР» 3-й степ , медалями, а
также иностр орденами Бронзовый бюст в
деревне Малая Кирсановка Ростовской обл
Лит Котыш Н Марша 1 из Мало Кирсанов
ки в кн Они прославили Родину, кн 1.
Ростов н/Д . 1974
КУТТЫ—ЖУКОВСКОГО УСЛОВИЕ [по
именн нем учёного В М Кутты (W М Kut
ta) и Н Е Жуковского]—см Чаплыгина —
Жуковского условие
Л

Ла—марка самолетов, созданных в ОКБ
под рук С А Лавочкина (см Научно про
изводственное объединение им С А Ла-
вочкина) ОКБ специализировалось в осн
на создании истребителей (см табл 1 и 2)
История ОКБ началась с разработки од-
номоторного одноместного истребителя
ЛаГГ-1 Предложенный Лавочкиным (от
ветСтв конструктор), М И Гудковым,
В П Горбуновым самолет с ПД М-105П
(ВК Ю5П) явился первым сов скоростным
истребителем деревянной конструкции с си-
ловыми элементами из упрочнённой древе-
сины (дельта-древесины) ЛаГГ-1 успешно
прошёл испытания и в 1940 был рекомендо-
ван к серийному произ-ву Вооружение пер-
воначально — одна пушка ШВАК и два пу
лемёта ШкАС В том же году была
создана модификация ЛаГГ 3 (рис 1 и рис
в табл XVII) с увелич дальностью полета
Самолёт показал хорошие данные на гос
испытаниях были достигнуты скорость до
605 км/ч на выс 5 км, время набора этой
высоты 5,8 мин, а выс 8 км —12,7 мин
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?Лв 301
Табл 1 —Истребители НПО им С А Лавочкина (с поршневыми двигателями)
Основные данные	ЛаГГ 1	ЛаГГ 3	Ла 5	Ла 5Ф	Ла 5ФН	Ла 7	Ла 9	Ла 11
Первый полет, год	1940	1940	1942	1942	1943	1943	1946	1947
Начало серийного производства, год	—-	1940	1942	1942	1943	1944	1946	1947
Марка двигателя*	М-Ю5П	М 105П	М-82	М 82НВ	АШ 82ФН	АШ 82ФН	АШ 82ФН	АШ 82ФН
Мощность двигателя, кВт	809	809	1250	1250	1360	1360	1360	1360
Длина самолёта, м	8,81	8,81	8,6	8,6	8,6	8,6	8,62	8,62
Высота самолёта, м	3,06	3,06	3	3	3	3	3	3
Размах крыла м	9,8	9,8	9,8	9,8	9,8	9,8	9,8	9,8
Плошадь крыла, м2	17,51	17 51	17 5	17,5	17,5	17,59	17,71	17,71
Колея шасси, м	2,8	2,8	2,8	2 8	2,8	2 73	2,71	2 71
Взлетная масса, т	3,38	3,5	3,39	3 326	3,23	3,265	3,676	3,996
Масса пустого самолета, т	2,968	2,7	2,78	2,789	2,605	2 605	2,638	2,77
Максимальная дальность полёта км	556	1000	655	640	765	635	1735	2550
Максимальная скорость палета км/ч	600	585	626	630	648	680	690	674
Время набора высоты 5000 м, мин	5 85	5,8	6,2	5,4	5	4,45	4,9	6,6
Потолок, км	9,6	9,6	96	9,5	И	10,75	10 8	10,25
Экипаж, чел	,	1	1	1	1	1	1	1	1
• Все самолёты однодвигательные
Табл 2 — Истребители НПО им С А Лавочкина (с турбореактивными двигателями)
Основные данные	Ла 150	Ла 156	Ла 160	Ла-15	Ла 168	Ла 176	Ла 200	Ла 190	Ла 200Б	Ла 250
Первый полет, год Начало серийного производства,	1946	1947	1947	1948	1948	1948	1949	1951	1952	1956
год		—	—	1948	—	—	—	—	—	—
Число и марка двигателей	1 РД-Ю	1 РД 10Ф	1 РД 10Ф	1 РД 500	1 РД 45	1 ВК 1	2 ВК 1	1 АЛ 5	2 ВК-1Ф	2 АЛ 7Ф
Тяга двигателя, кН	8,83	10,8	10,8	15 6	22,3	26,5	26,5	49	30,4	90,2
Длина самолёта, м	9,42	9,12	10,06	9,56	10,56	10,97	16 59	16,35	17,32	24,6
Высота самолёта, м	3,34	—	4,125	3,8	3,664	3,84	4,34	4 24	4,34	7,26
Размах крыла, м	8.2	8,52	8,95	8,83	95	8 59	12,92	9,9	12,96	13,9
Площадь крыла, м2	12,15	13,32	159	16,16	18 08	18,25	40,18	38,93	40	80
Колея шасси, м	1,63			1,925	1,7	1,7	1,7	2,745	—	2,745 .	—
Взлётная масса, т	3,338	3,521	4,06	3,85	4,58	4.631	10,375	9,275	11,56	25
Масса пустого самолета т Максимальная дальность полета.	2,369	2,398	2,738	2,575	2,985	3 III	7,675	7,315	8,81	15
км	500	660	1000	1170	1275	—	1165	1150	3500*	—
Максимальная скорость полета км/ч	805	905	1050	1026	1080	1105	1062	1190	1030	2000
Время набора высоты 5009 м, мин	7,2	4	—	3,1	2,2	1,8	2,6	I,5	2,8	—
Потолок, км	12,5	10,7	12,2	13,5	14,5	15	15,15	15,6	14,125	18
Экипаж, чел	1	1	1	1	1	1	2	1	2	2
* С подвесными топливными баками
Самолет был запущен в серийное произ-во
сразу на неск з дах На серийных самолётах
было усилено вооружение добавлено два
синхронных пулемета УБ, ставили иногда
пушку калибра 23 мм и подвешивали шесть
реактивных снарядов, предусматривалась
подвеска двух авиабомб по 100 кг В свя
зн с дефицитностью дуралюмина Лавоч-
кин применил в конструкции самолета дель-
та-древесину и выклейку обшивки из бере
зового шпона Это облегчило задачу массо-
вого выпуска самолетов в воен период, ког-
да осн з ды, производившие дуралюмин,
оказались на оккулир территории Всего
было построено 6528 экз ЛаГГ-3 Последую-
щие самолеты создавались Лавочкиным без
участия Гудкова и Горбунова
В целях дальнейшего улучшения хар-к са
молета Лавочкин, не нарушая серийного
произ-ва ЛаГГ 3, в 1942 создаёт фронто-
вой истребитель Ла 5 с ПД М 82 (рис 2 и
рис в табл XV11I) Вооружение—две пут
ки ШВАК, Две бомбы по 100 кг Конструк
ция крыла и фюзеляжа аналогична ЛаГГ-3,
но с изменениями под новую геометрию
двигателя Применено убираемое в фюзеляж
хвостовое колесо, в фонаре введено заднее
бронестекло и улучшен обзор задней полу-
сферы Ла-5 обладал большой живучестью
в бою, в конструкции практически не нс
пользовались дефицитные авиац материа-
лы В том же 1942 появился Ла-5Ф с ПД
М-82НВ (с непосредств впрыском горючего
в цилиндры), в 1943— серийный уч -трениро
вочиый двухместный Ла-5УТИ Продолжая
работать над совершенствованием истреби-
теля, Лавочкин создал самолет Ла 5ФН с
более мощным ПД АШ 82ФН (форсирован-
ный с непосредств впрыском) Всего было
построено Ла-5 вместе с модификациями
ок 10 тыс экз
302 Ла
Проведенные ОКБ улучшения конструк
ции Ла-5 привели к созданию фронто-
вого истребителя Ла 7 (рис 3 и рис в табл
XVIII), существенно отличавшегося от Ла 5
В конструкцию крыла введены металличес-
кие силовые элементы (лонжероны), усиле-
но вооружение, введены реактивные выхлоп
иые патрубки, изменена система воздухопи-
тання двигателя, улучшена аэродинамика и
внутр герметизация самолета, что дало за
метиое увеличение скорости, скороподъем-
ности, потолка и маневренности Вооруже-
ние — пушки ШВАК (вначале две, затем
три), а в дальнейшем —три Б-20, подвес
ка двух авиабомб по 100 кг Всего было
построено 5753 экз самолета Ла 7 Самоле-
ты ЛаГГ 3, Ла 5 н Ла 7 были в числе осн
истребителей Вел Отечеств войны Развитие
семейства Ла продолжалось, были созданы
Ла-9 (1946, рис 4) цельнометаллич конст-
рукции с улучшенными аэродинамикой и пу
щечным вооружением (четыре пушки НС-23)
и истребитель сопровождения Ла-11 (1947,
также цельнометаллич ) Ла-9 и Ла-ll от
личались высокими летными и эксплуатац
качествами и длит время состояли на воору-
жении сов ВВС
В поисках путей кратковрем увеличения
скорости полета в ОКБ Ларочкина проводи
лись работы по использованию реактивных
ускорителей на существующих истребите-
лях Разл ускорители (ЖРД, ПуВРД,
ПВРД) испытывались на самолетах Ла-7 и
Ла 9 в 1944 — 47 С появлением самолетов с
ТРД опыты с применением ускорителей бы
ли прекращены
С 1945 ОКБ последовательно решало за-
дачу достижения звук и сверхзвук скорости
полета на самолётах с ТРД В 1946—47
созданы Ла-150, Ла-152, Ла-154, Ла-156 с
ТРД РД 10, с высокорасполож прямым кры-
лом Совершенствовалась конструкция, при-
менялись тонкие крылья с профилем лами-
нарного обтекания и внутр компенсацией
элеронов На Ла 150Ф с форсир РД 10Ф
(с дожиганием топлива в реактивном сопле)
была получена скорость 950 км/ч Однако
задача преодоления звук барьера и освое-
ния сверхзвук скоростей полета требо-
вала применения новых иауч -техн решений
По результатам исследований стреловидных
крыльев н их аэродинамич компоновки на
самолетах, проведённых ЦАГИ и ОКБ, Ла-
вочкин первым применил на Ла 160 с ТРД
РД 10Ф вместо прямого стреловидное (35°)
крыло (рис. 5 и рис. в табл XXIII) Была
достигнута скорость 1050 км/ч (Alaxa число
М=0,92) Проведенные испытания (1947)
позволили получить ценные материалы по
аэродинамике стреловидного крыла, способ-
ствовавшие последующему широкому его
применению на боевых и пасс самолётах
Поиски наилучшей аэродинамич компо-
новки самолета привели к созданию одно-
местного истребителя Ла-174 со стреловид-
ным (37° 20') крылом, принятого иа воору
женне под обозначением Ла-15 (с ТРД РД-
500, рис 6) Аэродинамич компоновка с
верх расположением крыла позволила су-
щественно уменьшить вредный эффект
центр части крыла, что обеспечило достиже-
ние высоких околозвук скоростей полета при
сравнительно малой тяге двигателя. Впервые
в отечеств самолетостроении применены гер-
метичная кабина пилота (одновременно с
Мн Г-15 и Як-23), возд тормоза Вооруже-
ние -- три пушки НС 23 По такой же схеме,
но с более мощным двигателем, был пост-
роен и успешно испытан фронтовой истреби-
тель Ла-168, достигавший числа М=0,982
Вооружение — одна пушка И 37 и две пуш
кн НР-23 В серии не строился, т к’к тому
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
±
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками Л а	303
времени было развёрнуто произ-во истреби
теля МиГ 15
Продолжая разработку конструкций са
молетов. обеспечивающих увеличение ско-
рости полета, ОКБ выпустило в 1948 са
молет Ла 176 (рис 7 и рис в табл XXIV) с
увелич (до 45°)- стреловидностью крыла
Ла-176—одноместный эксперим цельиоме
таллич истребитель с таким же пушечным
вооружением, как иа Ла 168, с ТРД РД
45Ф, впервые в СССР достигший 26 дек
1948 скорости звука, затем с ТРД ВК 1
скорость звука была неоднократно превыше
на (летчики И Е Федоров и О В Соколов
с кий}
След шаг в увеличении угла стреловид-
ности крыла (до 55°) был сделан на Ла 190
(рис 9) — сверхзвук одноместном истре-
бителе перехватчике с ТРД АЛ-5, тон-
ким крылом баком, спец механизацией
необратимыми гидроусилителями в системе
управления шасси велосипедного типа, ка
тапультным креслом обеспечивавшим спа
сение летчика во всем диапазоне скоростей
двумя пушками НС-37, радиолокац прице-
лом В полётах были получены удовлетворит
хар-ки устойчивости и управляемости Ла
200 (рис 8) — всепогодный 2-местный ист-
ребитель перехватчик с двумя ТРД ВК 1
тремя пушками Н 37 и радиолокац прице
лом, прошел весь объем испытаний (1951)
Ла-200Б —барражирующий перехватчик
иа базе Ла-200 с двумя ТРД ВК-1Ф
Ла 250 (рис 10) —сверхзвук 2 местный
истребитель перехватчик, один из первых в
этом классе самолет с чисто треугольным
крылом и той же формы цельно поворотным
горизонт оперением, с двумя ТРД АЛ 7Ф
Угол стреловидности крыла по передней
кромке 57° Обладал мощным ракетным
вооружением Оборудован РЛС обиаруже
ния и автоматич наведения на цель Пред
назначался для борьбы с бомбардировщика
ми летающими на выс до 20 км Отличит
особенность самолета — управление с по
мощью необратимой гидравлич системы (от
работка управления самолетом впервые про
водилась на созданном в ОКБ электрон
но моделирующем стенде) Ла-250 проходил
летные испытания, но работы по самолету
были остановлены в 1959, это последний
пилотируемый самолёт ОКБ Лавочкина
В дальнейшем ОКБ специализировалось
на разработке беспилотных летательных ап
паратов
Лит Арлазоров М, Фронт идет через КБ
2 изд М 1975 Яковлев А С Советские
самолеты 4 изд М 1982 Шавров В Б
История конструкций самолетов в СССР 1938—
1950 ir 2 изд М 1988	В £ Ишевскии
ЛАВАЛЯ СОПЛО—специально спрофн
лированный канал, сначала сужающийся
а затем расширяющийся, предназначенный
для получения сверхзвук скорости истече
ния газа (см рис) Впервые Л с бы
ло применено в 1889 швед инж К Г П де
Лавалем (С G Р de Laval) в конструк-
ции высокооборотной паровой турбины Не
монотонность изменения площади F попереч
ного сечения Л с следует из условия пос
тояиства расхода G газа к рое в прос
текшем случае имеет вид G = euf=const,
где с и и — плотность и скорость газа в рас
сматриваемом сечении сопла При изоэнтро
пическом течении идеального совершенного
газа уд расход qu с увеличением скорости
возрастает в области дозвук течения дос
тИгает максимума в критическом сече
нни где скорость потока сравнивается с
местной скоростью звука о., и уменьшается
в области сверхзвук течения (см Газовая
динамика} Расход G связан с полным дав
лением ро, температурой торможения То и
площадью £. критич сечения соотношением
где у — показатель адиабаты, — газовая
постоянная
Значение сверхзвук скорости иа срезе
сопла определяется отношением Е(/Е„ где
f — площадь выходного сечения сопла, рас-
четный режим истечения (сверхзвук поток
однороден) реализуется при строго определ
перепаде давления между входным и выход
ным сечениями Л с (при этом давление рс на
срезе сопла совпадает с давлением ра в ок
ружающей среде) На нерасчетном режиме,
когда рс^рв, внутри или вне сопла имеет
место сложная картина течения с обра-
зованием системы волн сжатия и волн раз-
режения, что и приводит к выравниванию
давлений в истекающей струе и в окружаю
Сопло Лаваля
щей среде но при этом эффективность Л с
снижается Расчет профиля Л с , обеспечи
вающего однородный сверхзвук поток, про
водится обычно на ЭВМ разл методами
числ анализа напр характеристик мето-
дом, с учетом пограничного слоя и реально
го газа эффектов Для расширения диапазо
иа расчетных режимов используются осе
симметричные Лее центральным телом, пе
ремешеиием к рого осуществляется регулн
рование скорости и расхода газа или регу
лируемые плоские Л с , форма контура
к рых изменяется в зависимости от режима
путем изгиба пластин вдоль по потоку Ис
пользуются Лев реактивных двигателях
(см Реактивное сопло}, сверхзвук и гипер
звук аэродинамических трубах и т д
А Л Искра
ЛАВО (La Vaulx) Анри де (1870—1930) —
франц аэронавт 17 июля 1898 поднялся
на возд шаре и продержался в воздухе
24 ч В том же году основал Франц аэро1
клуб Совершил большое число полётов
на возд шаре, втч Париж—Брест—Ли
товск и Париж—Коростышев Осуществил
полёт по прямой линии Париж—Халл
(Великобритания) С 1905 проектировал ди
рижабли, к рые строило об-во «Зодиак»
Эти дирижабли принимали участие в I й ми-
ровой войне Основал Междунар федерацию
аэронавтики (ныне Международная авиаци-
онная федерация}, президентом к-рой стал
в 1927 Погиб в авнац катастрофе В
1933 ФАИ учредила медаль в его честь
(см Награды ФАИ) Портрет см на стр 301
Медаль А де Лаво врученная советскому летчику
М М Громову в 1937
ЛАВОЧКИН Семей Алексеевич (1900—60) —
сов авиаконструктор, чл корр АН СССР
(1958) геи майор инж авиац службы
(1944) дважды Герой Соц Труда (1943
1956) Окончил МВТУ (1927) Работал в
ряде самолетостроит КБ, а затем в Гл уп-
равлении авиац пром сти С 1939 гл коист
руктор по самолетостроению, с 1956— ген
конструктор Под его рук созданы истреби
тели ЛаГГ-3 (совм с М И Гудковым и
В П Горбуновым) Ла 5, Ла 5Ф, Ла 5ФН,
Ла-7, широко применявшиеся в годы Вел
Отечеств войны При их разработке Л ра
ционально сочетал деревянную конструкцию
планера (применив особо прочный матери
ал — дельта Древесину) с надежным двига
телем, имевшим высокие техн хар ки в ши
роком диапазоне высот полета Компоновка
304 ЛАВАЛЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
самолетов Ла 5, Ла 7 обеспечивала надёж
ную защиту летчика в передней полусфере
обстрела На истребителях конструкции Л
И Н Кожедуб сбил 62 фашистских самолёта
В послевоен годы под рук Л создан ряд ре
активных серийных и эксперим истребителей,
в т ч Ла-160 — первый отечеств само-
лёт со стреловидным крылом н Ла 176,
на к-ром впервые в СССР была достиг-
нута скорость полета, равная скорости зву-
ка Под рук Л создан ряд образцов
ракетной техники Деп ВС СССР с 1950
Гос пр СССР (1941, 1943, 1946, 1948)
Награжден 3 орденами Ленина, орденами
Красного Знамени, Суворова 1 й и 2 й степ ,
медалями Имя Л носит НПО, образованное
иа базе ОКБ, к рым он руководил Бронзо
вый бюст в Смоленске См ст Ла
Лит Асташенков П Т, Дерзкие старты,
М, 1976
ЛАВРЕНТЬЕВ Михаил Алексеевич (1900-—
1980)— сов математик и механик, акад
(1946) и вице президент (1957—75) АН
СССР, пред Сибирского отделения АН
СССР, Герой Соц Труда (1967) Окончил
Моск уи т (1922) с 1921 преподавал в вузах
(с 1929 проф ), в т ч в 1931—41 и 1951—53
в Московском, в 1939—41 в Киевском и с
1960 в Новосибирском ун-тах С 1935 рабо
тал в АН СССР в 1935—60 в Матем
ин-те им В А Стеклова, в 1949—52 дирек-
тор Ин-та точной механики и вычислит
техники, в 1950—53 и 1955—57 акад-секре-
тарь Отделения физ -матем наук В области
механики сплошной среды и прикладной
физики Л получены крупные результаты в
теории крыла, в теории длинных воли, теории
струй Л - чл мн иностр академий,
науч учреждений и об в Деп ВС СССР в
1958—79 Золотая медаль им Ломоносова
АН СССР (1978) Ленинская пр (1958),
Гос пр СССР (1946 1949) Награждён 5
орденами Ленина, орденами Октябрьской Ре
волюции. Отечеств войны 2-й степ , 4 орде
нами Трудового Красного Знамени, медаля-
ми, а также иностр орденами
Соч Методы теории функций комплексного
переменного 4 изд М 1973 Проблемы гидро
динамики и их математические модели 2 изд
М 1977 (обе совм с Б В Шабатом]
ЛАВРИИЕНКОВ Владимир Дмитриевич
(1919—88)—сов лётчик, геи-полковник
авиации (1971ц дважды Герой Сов Союза
(1943, 1944) Окончил Чугуевское воен
авиац уч ше (1941), Воен академию им
М В Фруизе (1948), Высш воен акаде
мню (1954, позже Воен академия Генштаба
Вооруж Сил СССР) Участник Вел Оте-
честв войны В ходе войны был лётчиком
инструктором, ком звена ком эскадрильи,
ком истребит авиаполка Совершил 448
боевых вылетов, сбил лично 35 и в составе
группы 11 самолетов противника После вой
ны ком авиадивизии, затем иа ответств
должностях в ПВО В 1977—84 нач шта-
ба, зам иач Гражд обороны УССР, позднее
в Воен академии войсковой ПВО им
А М Василевского Награждён 3 орденами
Ленина, орденом Октябрьской Революции,
6 орденами Красного Знамени, орденами
Отечеств войны I й степ , Трудового Крас
иого Знамени, Красной Звезды, медалями
Бронзовый бюст в г Починок Смоленской
обл
Соч «Сокол I» М , 1976, Шпага чести Повесть
о полке «Нормандия—Неман» Киев, 1980 (соач с
Н Н Беловой) Возвращение в небо 2 изд
М 1983
Лит Бобровы Н Дважды Герой Советского
Союза В Лаврнненков, М , 1950
ЛаГГ — марка самолётов, созданных
С А Лавочкиным, В П Горбуновым,
М И Гудковым См Ла
ЛАГРАНЖ (Lagrange) Жозеф Луи (1736 —
1813)— франц математик и механик, чл Па-
рижской АН (1772), иностр почетный чл Пе-
С А Лавочкин
М А Лаврентьев
терб АН (1776) Родился в семье обед
иевшего чиновника Самостоятельно изучал
математику В 19 лет стал проф в арт школе
в Турине В 1759 избран чл Берлинской АН, а
в 1766—87 ее президент В 1787 переехал в
Париж, с 1795 проф Нормальной школы, с
1797— Политехи школы Один нз основопо-
ложников вариац исчисления и аналитич
механики, в основу последней положил со
четание принципа возможных перемещений с
принципом Д'Аламбера (принцип Д’Аламбе-
ра — Л ) Ввёл обобщенные координаты и
скорости, сформулировал ур ния для функ
ции Л в этих переменных и времени Зани
мался исследованием ур ний динамики иде
альной жидкости (Лагранжа уравнения]
Лит Жозеф Луи Лаграиж 1736—1936 Сб ст
к 200 летяю со дня рождения М — Л 1937
ЛАГРАНЖА УРАВНЕНИЯ в аэро и ги
Дродииамике (по имени Ж Л Лагран-
жа) — система трех уравнений, выражаю-
щая закон сохранения импульсов (см Сох-
ранения законы) при движении идеальной
жидкости, записанная в т и переменных
Лагранжа t, at, at, аз В декартовой сис-
теме координат Л у имеют вид
д2* \ дх 1 / д*у \ ду ।
(*-
d2z\ dz _ 1 др
dt*) да, q да,
Здесь р — плотность, р — давление X, У,
Z — проекции вектора массовых сил на де-
картовы оси координат, t — время, х, у, z —
координаты частиц жидкости в произволь
ный момент времени, являющиеся искомы-
ми ф-циями, а,, а? аз— параметры (ими
могут быть координаты хо, уо. в иачаль
ный момент времени to), значения к рых раз
личиы для разных частиц среды, что поз-
воляет отличать их друг от друга Л у за
мыкаются ур иием состояния, неразрывности
уравнением и энергии уравнением, записан
ными в переменных Лагранжа а их решение
должно удовлетворять заданным нач н
граничным условиям Л у служат основой
т и лагранжева подхода к анализу задач
аэродинамики целью к рого является изу-
чение движения и состояния отд фнксир
частиц жидкости и используются пренму
шественио для исследования иестационар
ных течений, в частности гиперзвуковых
течений на основе нестационарной ана-
логии
ЛАЗЕРНЫЙ ПОДСВЕТ ЦЕЛИ (ЛПЦ) —
облучение цели лазером для создания её
искусств контраста н орг ции процесса на
ведения иа неё управляемых ракет и бомб
с полуактиввыми головками самонаведения
ЛПЦ может осуществляться со спец са-
молёта-подсветчика, с самолёта (вертоле
та)— носителя оружия, с наземной установ
кн ЛПЦ производится непрерывно до по
падания в нее бомбы (ракеты) Максим
дальность ЛПЦ 15 км
В Д Лаврииевков	Ж Л Лаграиж
В лазере для подсвета цели в качестве
активного в ва обычно применяют кристал-
лы нттриево алюм граната с неодимом,
стекло с неодимом, дающие излучение с дли-
ной волны А=1,06 мкм, илн углекислый газ с
Л=1о,69мкм Лазеры на нттриево алюм гра-
нате с неодимом имеют следующие оси
хар-ки энергия импульса излучения 50—
200 мДж, частота повторения импульсов
4—30 в 1 с, длительность импульса 10 —
25 нс, расходимость луча 1 —10 мрад Для
повышения помехозащищённости и обеспе-
чения действия группы самолётов, атакую-
щих близко располож цели, применяют ко-
дирование сигналов лазеров
Известно неск зарубежных систем с ЛПЦ,
в т ч «Пейв уэй» (Pave Way) и «Пейв тэк»
(Pave Tack) (США) «Пейв уэй» использо-
валась на самолетах подсветчиках цели
Макдоннелл Дуглас F-4D и Рокуэлл OV-I0
при боевом применении бомб с лазерной сис-
темой наведения во Вьетнаме Более соверш
система «Пейв тэк» (США) размещается в
подвесном контейнере на самолётах Мак-
доицелл-Дуглас F 15 и Дженерал дайнемикс
F 111 Оптич ось лазерного целеуказателя
может поворачиваться на угол до 190° по
тангажу н иа ±135° относительно про-
дольной оси контейнера, обеспечивая свобо-
ду манёвра носителя после сброса бомбы с
лазерной системой наведения
Лит Colley D W Norns V J YAG Nd+’
Laser target designators and range finders «Applied
Optics» 1972, v 11 № 5 p 1013—18
ЛАЙНЕР ( англ liner, от line—линия)
воздушный — назв магистральных ско-
ростных многоместных пасс самолетов, в
к рых пассажирам созданы максимальнее
удобства Первоначально Л называли круп
ное океанское пасс судно, совершающее
трансатлантич рейсы на линиях Европа —
Америка В сер 60-х гг с ними стали ус-
пешно конкурировать тяжелые многомотор-
ные реактивные самолеты и назв переш
ло на возд судно
ЛАЙТХИЛЛ (Lighthill) Майкл Джеймс (р
1924)—англ учёный в области механики
и прикладной математики Окончил Кемб-
риджский уи т (1943) Чл Лондонского ко
ролевского об ва (1953), Директор Королев-
ского авиац НИИ (RAE, 1959—64), проф
Кембриджского ун та (1969—79), президент
Междунар союза по теоретич и приклад
иой механике (1984) Решил широкий круг
принципиальных задач в области авиац
акустики, динамики реального газа, погра
ничного слоя, гидромеханики и газовой ди-
намики, биомеханики
Соч Волны в жидкостях пер с аигл М 1981
ЛАКОКРАСОЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ — жид
кие илн пастообразные (реже порошкооб-
разные) композиции, осн компонент
к-рых — полимерный плёикообразователь
В качестве плёнкообразователей Л м
используются низко или высокомолеку-
лярные природные и сннтетич полимеры
В зависимости от хим строения и наличия
реакционноспособных групп плёнкообразо-
20 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Само;
ватели делят на преобразуемые, неиреобра-
зуемые н смешанные Преобразуемые плён-
кообразователи масляные, алкидные, фено-
льные, эпоксидные, полиуретановые, каучу-
ковые, нек-рые типы кремнийорганич. и ак-
риловых, а также ряд др. полимеров, к-рые
в результате протекания хим. реакций пре-
вращаются в неплавкие и нерастворимые
полимеры Непреобразуемые пленкообра-
зователн. акриловые, нитроцеллюлозные,
перхлорвиниловые, фторопластовые, нек рые
типы кремнийорганич , а также ряд др смол,
к-рые после удаления растворителей или
сплавления сохраняют растворимость и тер-
мопластичность (в частности, после воз-
действия повыш темп-p, не превышающих
темп-ру их деструкции) В состав смешан-
ных пленкообразователей входят полимеры
обоих типов
Прн нанесении Л м на окрашиваемую
пов-сть путем распыления, окунания, облнва
или контактного переноса и последующей
естеств или искусств, сушки на иов-сти об-
разуется слой лакокрасочного покрытия.
Осн назначение покрытий — защита от кор-
розии металлич пов-стей Лакокрасочные
покрытия используются также для защиты
неметаллич материалов от разл воздействий
По назначению Л. м. подразделяют на
лаки, грунтовки, шпатлевки и краски. Лаки
(растворы пленкообразователей) использу-
ют для получения прозрачных покрытий не-
посредственно на защищаемой пов-сти, а
также в качестве промежуточного или верх
слоя системы покрытия Грунтовки (пиг-
ментир. и наполненные лаки) предназначе-
ны для использования в качестве первых
слоёв покрытий, т е тех, к-рые обеспечива-
ют высокую адгезию покрытия с защищае-
мой пов етью и обладают хорошими антикор-
розионными свойствами. Шпатлевки
(сильно пигментир и наполненные лаки)
применяют Для выравнивания незатрунтов.
или предварительно загрунтов пов-стн
Краски (цигментир лаки (эмалевые краски
или эмали) либо олифы (масляные краски) |
предназначены для получения верх слоев
систем покрытий с требуемыми эксплуатац ,
декоративными и спец, свойствами
Осн типы авиац. лакокрасочных покры-
тий — атмосферостойкие, антикоррозионные,
эрознонностойкне, радиопрозрачные, анти-
статич., оптич , термостойкие, водостойкие,
стойкие к агрессивным средам, фунгицидные
и др. Наиболее атмосферостойкими являют-
ся полиуретановые покрытия, антикоррози-
онными — эпоксидные. эрозионностойки-
ми — каучуковые, радиопрозрачными —
фторопластовые, термостойкими — крем-
ни Йорга ни чес кие.
Лит Чеботаревскии В В Кондра
шов Э К. Технология лакокрасочных покры-
тий в машиностроении. М . 1У7К
.9 К Кондрашов
ЛАМИНАРИЗАЦИЯ ПОГРАНИЧНОГО
СЛОЯ, управление ламинарным об
теканием,— поддержание ламинарного
течения в пограничном слое, Л. j|. с. при-
меняется гл. обр. для уменьшения сопро-
тивления трения при больших Рейнольдса
числах Л п с способствует увеличению
аэродинамического качества и улучшению
др. хар-к самолёта, в т- ч- снижению
расхода топлива. Л п с особенно перспек-
тивна на дозвук самолетах с большим удли-
нением крыла, сопротивление трения к-рых
на крейсерском режиме полета составляет
существенную часть полного аэродинамич
сопротивления. Исследования показывают,
что выгоды От Л. п. с возрастают с увели-
чением дальности полета (см. рис I
На естеств развитие ламинарного погра-
ничного слоя сильно влияют форма обте-
каемого тела, шероховатость пов-сти и её не-
ровности, к-рые наряду с возмущениями типа
Относительный расход топлива G {отношение рас
ходов топлива самолета прн наличии и отсутствии
_ia минаризаиии обтекании крыта и оперении)
в зависимости от дальности полета L дыву кового
са монета
акустич- шума, скачков уплотнения и т- п.
могут вызвать ранний переход ламинарного
течения в турбулентное Для успешной
Л п с необходимы высокая гладкость
пов-сти и минимизация внеш, возмущений
При двумерном обтекании убывание давле-
ния в направлении течения повышает устой-
чивость пограничного слоя и отдаляет пере-
ход ламинарного течения в турбулентное
Это используется при создании ламинарных
профилей крыла, к-рые применяются на пря-
мых крыльях. Хотя возможности Л п с.
только путем изменения формы тела ограни-
чены, тем не менее форма тела имеет важное
значение при использовании др. способов
Л п с На стреловидном крыле переход от
ламинарного течения к турбулентному вызы-
вается в осн неустойчивостью поперечного
течения в трехмерном пограничном слое,
при этом наличие как положит , так и отри-
цат продольного |радиента давления спо
собствует неустойчивости течения ПоЭгому
форму крыла следует выбирать такой, чтобы
в зоне Л и с давление быстро убывало в
окрестности передних кромок, а далее вниз
по потоку было близко к постоянному или
несколько уменьшалось Чтобы избежать
распространения турбулентности вдоль пе-
редней кромки крыла, его стреловидность
должна быть, но возможности, умеренной, а
радиус закругления носка достаточно малым
Для таких крыльев эффективным способом
Л. п с является отсос небольшой части за-
торможенного в пограничном слое воздуха
через проницаемую обшивку (см. Отсос по-
граничного Слоя) На самолетах с криоген-
ным топливом Для Л. п с. может применяться
охлаждение обшивки, что повышает устой
чивость ламинарного пограничною Слоя.
При сверхзвук скоростях полета Л. п- с пу
тем охлаждения может служить одновремен-
но средством защиты от аэродинамическо-
го нагревания См также ст Управление
пограничным слоем
Лит 111.1ИХТКН1 I Теория пограничном’с.1ия.
пер I нем . М . 1974	М А Алексеев
ЛАМИНАРНОЕ ТЕЧЕНИЕ (от лат lami
па — пластинка, полоска)— вязкой жидкос-
ти течение, в к-ром частицы среды движутся
упорядоченно по Слоям и процессы пере-
носа массы, импульса и энергии между
слоями происходят на молекулярном уров-
не. Типичным примером Л т является
обширный класс слоистых течений, в к-рых
все частицы жидкости или i аза имеют одно
и то же направление движения Наиболее
подробно изучено Л т- несжимаемой жид-
кости в трубках неогранич длины и малого
диаметра (впервые экспериментально этот
случай изучался нем учёным Г Гагеном в
1839 и франц, учёным Ж Пуазёйлем в
(840). В этом случае каждая частица жид-
кости движется по прямолинейным траек-
ториям, а зависимость скорости о частиц
от расстояния г от оси трубы описывает-
ся параболич законом y=y4dKl (1 ~тЧаЧ-
где а — радиус трубы, — скорость на её
оси При обтекании тел или при движении
жидкости в каналах и трубах Л т имеет
место лишь при Рейнольдса числах, меньших
критич. Re, (для описанного выше случая
Re.«2200) При Re^Re, Л. т- становится
неустойчивым и переходит в турбулентное
течение. Л. т реализуется, напр , при дви-
жении ЛА на достаточно больших высотах,
а с уменьшением высоты полёта область
существования Л т ограничена нек-рой ок-
рестностью' передних кромок крыла, опере-
ния, носовой части фюзеляжа и др элемен-
тов ЛА
В общем случае основой для теоретич.
анализа Л т служат Навье — Стокса урав-
нения В нек-рых частных случаях эти ур-
ния упрощаются, что позволяет получить
аналитич. решения задачи Если движение
среды происходит при достаточно больших
Re, то Л. т. исследуется с помощью ур-ний
Л. Прандтлн (см. Пограничный слой}.
В А Башкин
ЛАМИНАРНЫЙ ПОГРАНИЧНЫЙ СЛОЙ
— пограничный слой, в к-ром имеет место
ламинарное течение. Поведение Л. п. с. опи-
сывается ур-ниями Л. Прандтля, решение
к-рых Для заданных нач. и граничных усло-
вий в общем случае можно получить только
численно с помощью ЭВМ, и зависит от ря-
да определяющих параметров: Рейнольдса
числа и Маха числа, формы тела и пара-
метров жидкости или газа Характерной
особенностью матем описания Л. п. с. яв-
ляется возможность преобразования ур-ний
Прандтля т о , что в новых безразмерных
переменных преобразов, ур-ния не зависят
явно от числа Рейнольдса, благодаря этому
значительно сокращается объём вычислений
при решении практич. Задач Кроме того,
существуют классы задач, когда в Л. п. с.
реализуется автомодельное течение, а ре-
шение ур-ний Прандтля сводится к интег-
рированию системы обыкнов Диф. ур-ний.
Их числ. анализ проводится Достаточно
просто, а результаты расчётов позволяют
установить и понять осн. законо’мерности
развития Л. л. с. и используются для
приближенной оценки сопротивления трения
и аэродинамического нагревания ЛА.
Практич интерес представляет установив-
шееся движение жидкости или газа в Л. п. с
прн нулевом градиенте давления Для несжи-
маемой жидкости такое течение реализуется
на плоской бесконечно тонкой пластине,
помещённой в однородный поток со ско
ростью под нулевым углом атаки; в этом
случае скорость потока на внеш границе
Л. п. с.	После введения функции
тока ф (х, у) н перехода к безразмерным
переменным по соотношениям
У) =(2vae)[/2/(n), y = (2vx/ue)'/2T]
система ур-ний Прандтля сводится к обык-
нов. диф ур-нию Г"с краевыми
условиями / (0) =,'(0) =0, /'(оо) = 1, где
х, у—оси координат, направленные вдоль
и по нормали к пов-сти пластины, v — ки
нематич. вязкость В этом случае местный
коэф, сопротивления трения определяется
выражением
т / 9 х [/2
где q -- плотность, Re=uex/v — число Рей-
нольдса, — местное напряжение трения
(эта задача была решена нем. учёным
Г. Блазиусом в 1908, а приведённое ур-ние
наз его именем). Расчёты для су, толщин
пограничного слоя б, вытеснения б* и по-
тери импульса 6** дают: с,(Re) |/г=0,6б4;
306 ЛАМИНАРИЗАЦИЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в (Re)l/2/x=5, б* (Re)1/2/х= 1,73, 5**(Re),/2/
/х=0,664 На этом примере видна природа
Л п с как области завихренного течения
(рис 1,о, штриховой линией обозначена
толщина Л п с ) острая кромка пластины
при взаимодействии её с набегающим пото-
ком из-за сил трения является источником
завихренности Порождаемая этим источни
ком завихренность путем конвекции и диф-
фузии сносится вниз по потоку и распре-
деляется по нек рой области в окрестности
плоской пластины, при этом суммарный по
ток завихренности через л'юбое поперечное
сечение Л п с остаётся постоянным
Рассмотренная задача допускает обобще-
ние иа Л п с при обтекании сжимаемой
жидкостью т н изотермич пластины Хар-
ки Л п с при движении сжимаемой и не-
сжимаемой жидкости в качеств отношении
имеют одинаковый характер изменения вдоль
пов-сти, но отличаются в количеств отноше-
нии, и это различие зависит от определяю-
щих параметров задачи Для совершенного
Рис 2.
газа ими будут число Маха Мж и темпера
турный фактор Гв (отношение темп ры
стеики Тш к темп-ре Тг теплоизолир пов-сти,
иа к-рой местный тепловой поток равен ну-
лю) Влияние определяющих параметров на
величину c=cf(Re)l/2 показано на рис 2
для модели соверш газа показатель адиа-
баты у=1,4, Прандтля число рг=1,7, дииа
мич вязкость	Анализ задачи позво-
ляет также установить аналогию Рей-
нольдса, т е связь между местным Стан
тона числом St, характеризующим иитеисив
ность местного теплого потока, н St=
=q/2<S, где S=Pr2/3 — коэф аналогии
Рейнольдса Результаты решения ур-ний
для плоской пластины в сжимаемом газе не-
посредственно можно использовать для рас-
чета напряжения тфения и теплообмена иа
пов-сти клиньев, обтекаемых сверхзвук по-
током с присоединённым к вершине скачком
уплотнения (см Ударная волна)
Аналогичная автомодельная задача имеет
место для осесимметричного Л п с на
пов-сти острого кругового конуса, обтекае-
мого сверхзвук потоком под нулевым углом
атаки с присоединенным к вершине скач-
ком уплотнения, за к-рым реализуется ко
ническое течение невязкого газа Анализ ур-
иий Прандтля показывает, что при одних
и тех же определяющих параметрах задачи
характерные толщины Л п с иа поа-сти
конуса в 31/г раз меньше, а местные коэф
с( и St в Э'/2 раз больше соответствую
щих величин на плоской пластине Характер-
ной особенностью поведения Л п с на
пов-сти рассмотренного класса заострённых
тел является обращение с( и St в беско
нечность, а характерных толщин — в нуль на
острой передней кромке и вершине Сле-
довательно, в этих точках на пов-сти ЛА
при его движении со сверх и гиперзвук
скоростями в плотных слоях атмосферы бу-
дут иметь место макс тепловые нагрузки
Другой практически важной задачей яв
ляется течение жидкости или газа в Л п с в
окрестности критич точки затупленного тела
(точка на пов Сти тела, где скорость ие
вязкого потока обращается в нуль, рис 1,
б) В этом случае скорость потока иа внеш
границе пограничного слоя пропорциональна
продольной координате (иетех), и решение
ур-ннй Прандтля с помощью приведённых
преобразований также сводится к интегри
рованию обыкиов диф ур-ния Согласно
расчётам для плоскопараллельного течения
несжимаемой жидкости cf (Re) 1/2=2,46,
что намного Превышает соответствующее
значение для плоской пластины и объясня-
ется влиянием отрицат градиента давления
Из условия rj=const следует, что в окрест
ности кригич точки толщина Л п с принн
мает постоянное, отличное от нуля, значение
Решение подобной задачи для осесиммет
ричного течения Приводит к результату
c,(Re) [/г=2,62 Сравнение с расчетами
для плоской задачи показывает, что при иа
личин отрицат градиента давления прост
раиствеиность течения Значительно меньше
влияет на с;, чем в случае течения при ну-
левом градиенте давления Решения анало
гичных задач Для сжимаемой жидкости по-
казывают, что хар ки Л п с в качеств от-
ношении ведут себя так же, как и при тече
нии несжимаемой жидкости Т о , в окрест-
ности критич точки затупленного тела тол
щнна Л п с имеет пост конечное значение,
тасюх, а местный тепловой поток постоянен
и ограничен по своему значению Это важ-
ный результат для практич приложений,
к рый означает, что для снижения макси-
мальных тепловых нагрузок сверх и гипер
звуковые ЛА должны иметь затупленные пе
редние кромки и вершины
Лит см при ст Пограничный стой
В А Баткин
ЛАМИНАРНЫЙ ПРОФИЛЬ - профиль
крыла, характеризующийся удаленным от
носка положением точки перехода ламинар-
ного течения в турбулентное при естеств
обтекании, т е без использования дополнит
энергии для затягивания перехода, как, иапр ,
при отсосе пограничного слоя, охлаждении
пов сти (см Ламинаризация пограничного
слоя) Исследования в полете состояния по-
граничного слоя иа прямом крыле дозвук
самолета (1938) показали наличие значит
участков ламинарного пограничного слоя
В СССР (И В Остославский, Г П Сви-
щев, К К Федяевский) и за рубежом были
разработаны и применены на ряде самоле
тов Л п , форма к рых позволяла получать
сдвинутое назад положение точки перехода
ламинарного пограничного слоя в турбулент
иый и за счет этого снижать сопротивление
трения, а следовательно, и полное аэроди
иамич сопротивление самолёта Для Этого
форма профиля должна обеспечивать на его
пов сти в области ожидаемого ламинарно-
го слоя ускоренное течение с возможно боль
шим градиентом скорости для повышения
устойчивости ламинарного течения к воз-
мущениям Геометрически это достигается
смещением назад положения макс толщины
и вогнутости профиля (см Кривизна профи
ля), увеличением относительной толщины
профиля и нек-рым уменьшением радиуса
криаизны носка При эюм с целью предотвра
щеиия срыва потока нельзя допускать рез-
кого снижения скорости в хвостовой, диф-
фузорной, части профиля, что приводит к
ограничениям на геометрию профиля (недо-
пустимо, иапр , смешение макс толщины
и вогнутости за середину профиля, а также
чрезмерное увеличение его толщины и вог
иутости)
Фактором, ограничивающим возможности
естеств ламинаризацин пограничного слоя,
является стреловидность крыла по передней
кромке При угле стреловидности больше
20—25° наблюдается значит уменьшение об
ласти ламинарного течения Участки с ее-
теств ламинаризацией могут наблюдаться иа
разл элементах самолета (носок фюзеляжа,
 оризоит и вертик оперения и т Д)
Летиые исследования, проведенные при до-
звук скоростях на самолётах с прямыми
крыльями и крыльями с углом стреловид-
ности меиее 20° скомпонованными из Л п ,
подтвердили наличие протяженных ламинар
ных участков (до 30—50% хорды) Прн
этом крнтич Рейнольдса числа, определен
ные по длине ламинарного участка, дости-
гали Re*s»((O—12)-10е Проведенные в
середине 80 х гг в СССР (ЦАГИ) и за
рубежом расчетные и эксперим исследова-
ния При больших числах Рейнольдса пока-
зали возможность получения протяженных
(вплоть до середины хорды) ламинарных
участков при околозвук обтекании профилей
с ускорением потока в местной сверхзвук
зоне При этом Маха число полета должно
быть ограниченным, не допускающим воз-
никновения интенсивных скачков уплотнения
и заметного волнового сопротивления При
менеиие сверхкритических профилей с уско-
рением потока в местной сверхзвук зоне
позволяет снизить сопротивление при повы
шейных дозвук скоростях полёта как за
счёт естеств ламинаризацин, так и за счёт
малого, по Сравнению с обычными профиля-
ми, волнового сопротивления
В Д Боксер Я М Серебрийский
ЛАНЧЕСТЕР (Lanchester) Фредерик Уиль-
ям (J868 —1946) — англ инженер и ученый
в области аэродинамики, одни из родона-
чальников теории ЛА тяжелее воздуха
Окончил Университетский колледж (ныне
Саутхемптонский ун-т) и Нац школу наук
Л принадлежат две оси идеи о циркуляции
как причине подъемной силы и концевых
вихрях как причине индуктивного сопротив
ления крыла конечного размаха Однако
труды Л были написаны настолько сложно,
что публиковались и приобретали извесг
ность с большим запозданием Поэтому лишь
вторая из этих идей была использована
Соч Aerodynamics L 1907
«ЛАИ-ЧИЛИ» (LAN
Chile, Lrnea Аегеа
Nacronai de Chile)— wswjftk
нац авиакомпания
Чили Осуществляет VSmK
перевозки внутри
страны, а также в
страны Юж Америки,
Зап Европы и в США
Оси в 1929 В 1989 перевезла 0,7 млн
пасс , пассажирооборот 2,03 млрд п км
Авнац парк—12 самолетов
ЛАПЧИ ИСКИЙ Александр Николаевич
(1882—1938) - сов ученый в области авиа-
ции, комбриг (1935), проф (1926) В
Кр Армии с 1918 Окончил Алексеев
ское воеи уч-ще. Московский и Мюн-
хенский ун-ты. Киевскую школу летна-
бов (1916) Участник l-й мировой войны
Во время Гражд войны нач полевого уп-
равления авиации и воздухоплавания ар-
мии, нач штаба ВВС РККА После 1925 иа
преподават работе — нач кафедры тактики
авиации Воен академии нм М В Фруизе
и одновременно проф Воен-возд академии
РККА им проф Н Е Жуковского (ныне
ВВИА) Автор трудов по истории и теории
авиации, в к рых научно обосновал роль
и место авиации а боевых действиях, ука
зал на необходимость завоевания господ-
ства в воздухе, сосредоточения сил авиа-
ции для содействия наземным войскам на гл
направлении внёс значит вклад в разработ-
20*
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт
307
A H I иг'гинский	E И Ларюшин
ку основ тактики истребит и бомбардиро
войной авиации Выдвинутые Л теоретич по-
ложения в боевом применении ВВС оказа-
лись жизненными и в годы Вел Отечеств
войны Награжден орденом Красной Звезды
Необоснованно репрессирован, реабилити-
рован посмертно
Соч Тактика авиации и вопросы противо
воздушной обороны. 3 итд М 1931 Техника и
тактика воздушного флота М—Л 1930 Воздчш
ные силы в бою и операции Ч 1932
ЛАРИН ГОФОИНО-МИКРОФОН НО-ТЕЛЕ-
ФОН НЫЕ ГАРНИТУРЫ, авиагарниту
ры,— оконечные части самолетных систем
связи членов экипажа с землей через бор-
товые радиостанции и Друг с другом через
аппаратуру аиутр связи В зависимости от
вида применяемых преобразователей
«звук — электрич сигнал» гарнитуры под
разделаются на ларинг офонно-тепефонные
и микрофонно телефонные
По Степени зашиты opi анов слуха и тракта
приема от внеш акустич шумов различают
гарнитуры без шумозашиты (для работы с
уровнем шумов до 60 дБ), с низкой Шумо-
защитой (60—90 дБ), со ср шумозашитой
(90—1(5 дБ) и высокой шумозашитой (бо
лее (15 дБ) При шумах с уровнем 90
115 дБ обычно исиолыуются микрофонно
телефонные гарнитуры, более 1)5 дБ н при
атм давлении не ниже 90 кПа—лариню-
фонно-телефо иные
Авиагарнитч ра 1 —оголовье 2— затлушка,
микрофонный хсилитель, 4 — микрофон о
тефон
Осн элементы гарнитур (см рис ) микро
фон (ларингофон) телефон (с шумоза-
щитными заглушками или без них), микро
фонный (ларингофонный) усилитель (для
гарнитур с ларингофонами) В качестве не-
сущих элементов используются оголовье,
эластичное крепление для ларингофонов,
мягкий, жесткий или герметичный шлем
Спей типы гарнитур обеспечивают работу
в скафандре или кислородной маске
ЛАРЮШИН Е вгеиий Иванович (р 1934)—
сов летчик испытатель, засл Летчик-исны-
татедь СССР (1976), Герой Сов Союза
(1982) Окончил Егорьевский аэроклуб
(1952), Омское аоен авиац уч ще (1956).
МАИ (1969) Работая в ОКБ им Н И Ка
мова, испытывал вертолеты Ка-15, Ка-18,
308 ЛАРИНГОФОННО
С 4 Леваневский
4 I Левченко
Ка-25, Ка 26, Ка-32 Награжден 2 ордена
ми Ленина, орденом Красной Звезды, ме
далями
«ЛАТЕКОЭР» (Societe industnelle d’avialion
Latecoerc)—самолетостроит фирма Фран
ции Осн в 1917 франц промышленником
П Латекоэром (Р Laiecoere, 1883—1943),
указанное назв с 1922 Специализировалась
на проиг ве воен и гражд самолетов, гл
обр гидросамолетов и тяжелых летающих
лодок В 1936 большая часть пр-тий фирмы
национализирована, оставшаяся часть в 1939
вошла в состав фирмы «Бреге» После
1945 фирма восстановлена Среди наиболее
известных самолетов летающие лодки Лате-
коэр 380 с двумя ПД (первый полет в
1930, пасс вариант) и 381 (1914, воен
вариант), Латекоэр 301 с четырьмя ПД
(1931, пасс вариант) и 302 (воен вариант),
Латекоэр 521, 522 с шестью ПД (1935 и
1936, до 76 пассажиров) и 523 (воен
вариант) После 1945 нек рое время выпус
кала летающую лодку собств конструкции
Латекоэр 631 с шестью ПД (1942) затем
в осн перешла на выполнение заказоа др
авиац фирм, гл обр «Нассо-Бреге» и «Аэро-
спасьяль» В 1984 на фирме построен сверх
лёгкий самолет-амфибия Латекоэр 225
В )987 прекратила деятельность по разра-
ботке ЛА
«ЛЕБЕДЬ»—марка самолетов, строиаших
ся з-дом «Акционерного об-ва воздухопла-
вания В А Лебедева» 3 д осн а апр 1914
в Петербурге Лебедевым, одним из пераых
рус ди пло ми ров пилотов В 1914 —18 вы-
пускались самолеты «Л » с порятковыми но
мерами от I до XXIV. причем большинство
нз них Строились по иностр (франц , нем ,
англ ) образцам с внесением в конструкцию
отд изменений и усовершенствований Зна-
чит серией (ок 200 экз ) был выпущен
двухместный разведыват самолет «Л -XII»
(первый полет в ]915, см рис в табл
VII), применявшийся в I й мировой и Гражд
войнах Он оснащался задней турельной
(подвижной) пулеметной установкой, а так-
же был приспособлен для бомбометания
С двигателем «Сальмсон» мощи 110 кВт
макс скорость составляла 130—135 км/ч,
потолок 3500 м
ЛЕВАНЕВСКИЙ Сигизмунд Александрович
(1902—37)—сов летчик, один из первых
Героев Сов Союза (1934) Родился в семье
польского рабочего В Кр Армии с 1919
Окончил Севастопольскую школу мор летчи-
ков (1925) Работал инструктором в разл
авиац шкотах С 1933 в Главсевморпути,
совершил неск дальних перепетое В 1934
участвовал в спасении экспедиции парохода
«Челюскин» В 19,16 совершил перелет
Лос Анджелес (США) - Москва В 1937
предпринял попытку перелета череi Сев
полюс а США (совм с Н Г Касганае
вым, В И Левченко. Н Н Готовиковым,
Г Т Побежимовым, Н Я Галковским]
Связь с самолетом, попавшим н тяжелые
метеорол условия, прекратилась Поиск са
молета и экипажа оказатся безуспешным
Награжден орденами Ленина, Трудового
Красного Знамени, Красной Звезды Имя Л
присвоено школе мор летчиков в Николаеве
Лит Водопьянов Ч В Повесть о первых
героях 2 ИН.М, 1980
ЛЕВЧЕНКО Анатолий Семёнович (1941 —
1988)—сов летчик испытатель, летчик-
космонавт СССР (1987), засл лётчик-ис-
пытатель СССР (1986), Герой Сов Союза
(1987) После окончания Черниговского
высш авиац уч-ща летчиков (1964) служил
в ВВС В 1971 окончил школу лётчиков ис-
пытателей и до конца жизни занимался ис
пытаниями авиац техники Летал на 80 ти-
пах самолетов и их модификаций, в т ч на
самолете аналоге Орбит корабля «Буран»
С 1981 в отряде космонавтов испытателей
В дек 1987 участвовал в полете на космич
корабле «Союз ТМ-4» и орбит станцни
«Мир» Награжден орденом Ленина, ме
дал я м и
ЛЕГКИЕ СПЛАВЫ — конструкц сплавы на
основе легких металлов — алюминия, берил
лия, магния и титана (см Алюминиевые
сплавы, Бериллиевые сплавы, Магниевые
сплавы. Титановые сплавы) Широко приме-
няются в авиастроении
«ЛЕДЮК» (Leduc)— марка эксперим само-
летов е ПВРД (конструктор самолетов и
основатель одноименной франц фирмы — Р
Ледюк) Первый самолет из этой серии —
«Л » 010-01 начал проходить лётные нспы
тания в виде планирующих полётов после от-
деления от самолета-носителя Лангедок
(рис в табл XXX) в 1947, а испытания с ра-
ботающим ПВРД начались в апр 1949 На
выс 11 000 м при тяге ПВРД, составляющей
половину от ее расчетного значения, самолет
развивал скорость 808 км/ч В 1950—56
было построено еще 5 самолетов (010-02,
016, 021-01, 02102, 022) «Л» 022 про-
ектировался как сверхзвук, истребитель
перехватчик и для обеспечения автономности
(исключения необходимости в самолёте раз-
гоншике) был оснащён комбиннр силовой
установкой (ТРД+ПВРД) После испыта-
ний варианта 022 работы по самолётам «Л »
были прекращены Комбиннр силовые уста
новки подобного типа продолжают рассмат-
риваться как перспективные для больших
сверхзвук скоростей полёта и нач диапа
зона гиперзвук скоростей (см Прямоточный
воздушно-реактивный двигатель. Турбопря-
моточный двигатель!
ЛЕЙБЕНЗОН Леонид Самуилович (1879—
1951) — сов ученый в области механики и
нефтяного дела, акад АН СССР (1943,
чл -корр 1933) Ученик Н Е Чуковского
Окончил Моск ун-т (1901), Императорское
техн уч-ще (1906) Работал под рук
Жуковского в Кучинском аэродинамич. ин те,
в 1906—08— иа Тульском механич з-де
В 1906—21 преподавал в Моск, Юрьевском
(Дерптском), Тбилисском ун-тах, Бакинском
политехи ин-те (проф с 1919), в 1922—
51 - в Моск ун-те В 1932—37 работал в
теоретич отделе ЦАГИ, занимался разра
боткой методов расчета самолетов на проч
кость, теорией пограничного слоя, нек рыми
проблемами газовой динамики (дал важные
преобразования для осн ур ний газовой ди-
намики С А Чаплыгина), а также иссле-
дованиями в области теории упругости и
сопротивления материалов Гос пр СССР
(1943) Награжден 2 орденами Ленина,
орденом Трудового Красного Знамени, ме
далями
Соч Собрание трэдов т 1-4 М. 1451—55
Лит Боголюбов А Н Канде гаки Т Л,
Л С Леибенэон 1879-195], М 1991
ЛЕНГЛИ, Лэнгли (Langley), Сэмюэл
(1834—1906) — амер ученый-астрофизик,
один из пионеров авиации В 1851 окончил
высш школу в Бостоне, работал инженером
и архитектором, позже сотрудником Гар-
вардской обсерватории, преподавателем ма
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Л С Лейбензон
С Ленгли
тематики в Мор академии С 1867 дирек
тор обсерватории в Аллегейни, с 1887 ди
ректор Смитсоновского ин-та в Вашингтоне
Помимо астрофиз исследований (изучал
солнечный спектр, в 1881 изобрёл болометр)
экспериментировал с моделями ЛА на рота
тивной установке с динамометрами В 1896
испытал две модели самолета массой 12 кг
(с паровыми двигателями), совершавшие
полёты на расстояние до 1280 м С 1898 по
заказу пр-ва США строил самолёт для воен
целей, модель к рого (в масштабе 1/4) ис-
пытывалась с бензиновым ПД в 1901 На-
турный самолет «Аэродром» (рис в табл 11)
со стартовой массой 385 К] имел два распо
ложенных тандемом крыла, хвостовое one
рение, киль под фюзеляжной балкой, поп-
лавки, ПД мощи 37 кВт и два толкающих
возд винта 7 окт и 8 дек 1903 самолёт стар
товал с катапульты на надстройке баржи и
оба раза Сразу же падал в воду (пилотом
был Ч Мэнли — создатель ПД для этого
самолёта)
ЛЕНИНГРАДСКИЙ ИНСТИТУТ АВИА-
ЦИОННОГО ПРИБОРОСТРОЕНИЯ
(ЛИАП) -- высш уч заведение, готовящее
инженеров для НИИ и пронз в, в к рых
создаются комплексы и средства для управ
лення полётом ЛА Осн в янв 1941 как авн
ац нн т, с февр 1945 реорганизован в ЛИАП
Среди выпускников нн-та —организаторы
науки н произ ва, Герои Сои Труда, лауреа
ты Ленинской и Гос пр СССР В составе
ин-та (1990) ф-ты —приборов н автома-
тики ЛА, радиотехнич , систем управления
н электрооборудования ЛА, вычислит и ра-
диоэлектронных систем, вечерний н заочный
ф ты, дневное, вечернее и заочные подго
товит отделения н курсы, 32 кафедры, н -и
сектор, две проблемные и 12 отраслевых
лабораторий В 1989/90 уч г в ин те
обучалось св 8 тыс студентов, работало
ок 600 преподавателей в т ч ок 70 про
фессоров и докторов наук, св 500 доцентов
и кандидатов наук Издаются (с 1948) сбор
ники трудов ин-та
ЛЕНИНГРАДСКОЕ НАУЧНО-ПРОИЗВОД-
СТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ им В Я
Климова — берёт начало от з да «Рус
ский Рено», осн в 1914 в Петербурге
З-д производил сборку авнац двигателей
«Рено» мощи 162 кВт, применявшихся на
самолетах И И Сикорского и Д П Гри
горовнча В 1927 на его базе образован з д
«Красный Октябрь», к-рый изготовлял элект
рооборудование, запчасти для тракторов
узлы для танков, выполнял переборку тан
ковых двигателей, выпустил (в 1930) первый
сов серийный мотоцикл Л-300 В 1939 —
40 на з-де велась подготовка к пронз ву
ааиац ПД М 105 В авг 1941 з д был пере
базирован в Уфу, где влился в авиамоторо-
стронт пр-тие, созданное на осн эвакуиро
аанного из Рыбинска з-да № 26, в состав
к рого входило (с 1935) КБ В Я Климова
В годы Вел Отечеств войны уфимский з-д
выпускал ПД М 105 и В К 107 конструкции
Климова В 1946 Климов возглавил образов
Леонардо да Винчи
в Ленинграде ОКБ,
ориентиров на раз
работку ГТД О пор
шневых и газотурбин
ных двигателях, созд
в разные годы под
рук Климова и его
преемников (С П
Изотова и др ), см в
ст ВК В 1963 пр тию
присвоено имя Кли
мова, в 1975 на его
базе создано НПО
Награждено ордена
ми Ленина (1969) и
Октябрьской Револю-
ции (1977)
ЛЕОНАРДО ДА ВИНЧИ (Leonardo da
Vinci) (1452—1519) —итал живописец,
скульптор, архитектор, ученый, инженер
Первым начал систематизир изучение проб
лем полёта Пытался постигнуть природу со
противления среды движению в ней тел, экс
периментнруя с падающими телами, с телами,
движущимися в воде, и с плоскими пов стя
ми, наклонно движущимися а воздухе (про
образ аэродинамич пов-сти) Установил на
илучшую (с наименьшим сопротивлением)
форму судна — с тупой закруглённой носо-
вой частью н плавно заостряющейся кормо
вой частью Изучал анатомию и полёт птиц,
в 1505 написал трактат «О летании птиц»,
строил искусств крылья Его инж разработ
ки в осн фиксировались в записках и эски-
зах, не публиковались и дол]о оставались
неизвестными Напр , только в кон 19 в были
опубликованы относящиеся к 1475 его рисун-
ки парашюта и двух летат машин (рис в
табл 1) Обе они были рассчитаны на мус
кульную силу человека — одна с машущими
крыльями (орнитоптер), другая с двумя вин-
товыми лов стями, вращающимися на вер
тик валу (отдалённый прообраз вертолёта)
В его честь в 1970 учреждён диплом ФАИ
(см Награды ФАИ}
«ЛЕТ» /Let narodni podnik) — авиастроит
фирма Чехословакии Образована в 1948
В 50 х гг выпускала по лицензии уч -трени
ровочный самолет Як 1! (под обозначением
С-11), самолёты *Аэро» 45 и 145 В дальней-
шем разработала и строила самолёт общего
назначения L-200 «Морава», с -х самолет
Z37 «Чмелик», планер LJ3 «Бланик»
В 80 х гг осн продукция фирмы - пасс
самолёт на 15 мест L 410 «Турболёт* с двумя
ТВД (первый полёт прототипа в 1969, по
строено более 800, из них более 500 для
СССР, см рис в табл XXXV) Разрабо-
тала пасс самолет на 40 мест L 610 (пер
вый полет в 1988)
ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ (ЛА) — уст
ройство для полетов в атмосфере Земли или
в космич пространстве По наличию экипажа
ЛА делятся на пилотируемые и беспилотные,
по степени повторности использования — на
одно и многоразовые, по назначению - на
науч -исследовательские (эксперименталь
ные), народнохозяйственные (пассажирские,
грузовые, с х нт д ), военные, спортив-
ные Различают аэростатич , аэродинамич ,
космич ЛА и ракеты
Аэростатические (воздухоплава-
тельные) ЛА — аппараты, у к рых всплыв
ная сила обеспечивается архимедовой сн
лой, действующей на оболочку, наполнен
ную лёгким газом или теплым воздухом (см
Архимеда закон Аэростатика) К ним отно
сятся аэростаты, стратостаты, дирижабли,
гибридные летательные аппараты Первый
полет людей был совершен в 1783 на тепло
вом аэростате, построенном братьями Мон-
гольфье
Аэродинамические ЛА — аппа
раты, использующие для полёта аэроднна-
мич подъемную силу, к рая образуется при
обтекании возд потоком крыла (планеры,
самолеты махолеты, экранопланы крылатые
ракеты), несущего винта (автожиры, вер-
толеты, летающие платформы с несущим
винтом нт п ), несущего корпуса (аппараты
с несущим корпусом) На нек-рых аэродина-
мнч ЛА вертик взлёта и посадки крыло вы-
полняет ф-цни несущей пов-сти только
прн наличии горизонтальной скорости
(преобразуемые аппараты, самолеты верти-
кального взлета и посадки, винтокрылы)
Космические ЛА предназначаются
для полётов в космич пространство, вклю-
чают орбитальные, межпланетные н др ап-
параты На участке выведения космич ап-
парату в соответствии с его назначением со-
общается (напр , с помощью ракеты) та или
иная космическая скорость после чего ЛА
продолжает полёт по инерции в поле сил тя-
готения Свойства аэродинамич и космич
ЛА сочетаются в воздушно космическом
самолете
Ракеты способны двигаться как в ат
мосфере Земли, так и в безвозд пространст-
ве под действием реактивной силы—тяги
ракетного двигателя Применяются для за
пуска космич ЛА (ракеты носители), достав
кн средств поражения к разл целям (боевые
ракеты - баллистич и управляемые), про-
ведения науч исследований (геофиз и ме-
теорол ракеты) и т Д	Ю В Макаров
ЛЕТАЮЩАЯ ЛАБОРАТОРИЯ — пилоти
руемый эксперим ЛА, оборудованный для
проведения исследований в реальном полёте
С помощью Л л выполняются след виды
лётных исследований демонстрация в полё-
те эффективности и реализуемости новых
концепций. Опережающая (до начала летных
испытаний ЛА) отработка в полете систем и
бортового оборудования, новых методов
летных испытаний и средств измерений, под
готовка экипажей к полётам на новых ЛА
Доработка конструкции ЛА в зависимости
от назначения создаваемой иа его базе Л л
заключается в изменении его аэродинамич
компоновки, системы управления, комппнов-
кн кабины и силовой установки, размещения
антенн, а также в установке эксперим систем
Л л приобретает новые свойства по Сравне-
нию с базовым самолётом или вертолётом, что
позволяет реализовать в полете новые уело
ння для работы экипажа, проверить новые
системы, исследовать новые проблемы в об
ласти аэродинамики ЛА и динамики полета
и т Д Напр , при установке дестабилизатора
самолет превращается в динамически неус
тойчнвый ЛА, на к ром можно исследовать
работу автоматич системы улучшения ус-
тойчивости, а путем подвески под самолёт
опытного двигателя можно создать Л л для
исследования в условиях полёта новой сило-
аон установки С помощью Л л можно оце-
нивать внеш условия, напр , при установке
на самолете системы измерения вибраций в
ряде точек конструкции можно создать Л л
для оценки стйтнетнч хар к неровностей
ВПП при условии, что передаточная ф ция
конструкции Л л определена заранее
Необходимость проведения исследований
на Л л объясняется тем, что трудно воспро
извести на наземных эксперим установках
и учесть в матем моделях весь комплекс
внеш факторов, действующих в полёте на
ЛА, его системы н экипаж
Лит Берестов Л М, Горин В В, Моде
лировэиие динамики управляемого полета на летаю-
щих лабораториях М 1988	Л М Берестов
ЛЕТАЮЩАЯ ЛОДКА — гидросамолёт с фю
зеляжем в виде лодки (см рис ) Из гидро-
самолетов всех типов Л л обладает наи-
более оптимальным сочетанием гидродина
мич и аэродинамич качеств Лодка воспри
нимает все гндростатич и гидродинамич на
грузкн, обеспечивает безопасное нахождение
ЛА иа плаву, остойчивость, непотопляемость,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво

309
Летающая лодка
ходкость и устойчивость движения по воде,
а также необходимые мореходные хар-ки
Лодке придают по возможности плавнооб
текаемую, заостренную к носу и корме форму,
отличающуюся кнлеватой формой днища,
с резко выраженным волнорезом в носовой
части
На днище лодки располагаются попереч
ные реданы, обычно два один — вблизи цент
ра масс, другой — в кормовой части лодки
Область сопряжения днища с бортами лодки
(т н скуловые образования) имеет острую
кромку Прн движении по воде поперечные
реданы и острые скулы способствуют уста
новленню на днище лодки струйного тече
иия с отрывом потока и струн с редаиа и скул
без замывания бортов и зареданной области
н тем самым повышают гидродннамич каче
ство (см Глиссирование гидросамолета)
В целях повышения мореходности на носо
вой части днища лодки иногда располагают
продольные редаиы Высокое положение
центра масс Л л обусловлено верх поло
жением двигателей н крыла для защиты этих
частей от воздействия волн и водяных струй
Вследствие высокого расположения центра
масс Л л неостойчива в поперечной плоское
тн Поэтому она снабжается двумя подкрыль
ными поплавками или жабрами Широко при-
меняются поддерживающие поплавки малого
объема, расположенные на концах крыла Ре
же употребляются несущие поплавки боль-
шого объема ближе к корпусу лодки Под
крыльные поплавки обычно нмеют плоско
килевую форму н одни поперечный редан
Жабры применяют очень редко
Средняя часть днища лодкн несет осн гид
родинамич нагрузку, межреданная часть яв-
ляется своего рода стабилизатором Л л по
углу наклона в продольной плоскости при
движении по воде Как правило, межреданная
часть Л л устанавливается под нек рым
Углом к носовой (т н угол продольной кнле-
ватости межреданной части) Такое взаим
ное расположение носовой и межреданной
частей обеспечивает взлёт и посадку Л л на
возможно большем угле атаки, тес мень
шей скоростью, а также ее глиссирование на
одном редане с поднятой над водой межре-
данной частью, т е движение с умеиьш
водяным сопротивлением
Для обеспечения непотопляемости объем
Л л разбивают водонепроницаемыми пере
борками на герметичные отсеки, к-рые дают
ей возможность сохранять плавучесть и ос
тойчивость при повреждении конструкции н
затоплении нек рых отсеков 1 И Тихонов
ЛЕТАЮЩАЯ МОДЕЛЬ—беспилотный
эксперим ЛА для проведения летных иссле-
дований в области аэродинамики, дниамики
полёта, аэроупругости и упругости конструк
ции при создании новых самолётов и верто
летов Наибольший практич интерес пред
ставляют летные исследования на крупно-
масштабных Л м позволяющие существен
ио дополнить результаты исследований в
аэродинамич трубах благодаря большей сте-
пени удовлетворения критериям подобия
между Л м и натурным ЛА и возможности
выхода иа режимы, недоступные для экспери-
ментов в аэродинамич трубах При этом
обеспечивается функционирование в реаль
ных условиях системы управления Л м по-
добной по законам управления реальной сис-
теме, и тем самым существенно уменьшает
ся техн риск при создании новых ЛА Запуск
Л м осуществляется в осн с самолета (вер-
толета)-носителя или ракеты, реже с назем
ной пусковой установки Полёт выполняется
по программе, заложенной в бортовую сис-
тему автоматич управления, либо по коман
дам с земли Наиболее совершенная схема
управления Л м предусматривает радисте
леметрич тракт для передачи на наземный
пункт управления информации о параметрах
движения Л м , ЭВМ, к рая обрабатывает
эту информацию и формирует управляющие
сигналы для Л м , н раднолииию для пере
дачи этих сигналов на Л м В отд случаях в
этот контур управления включается лётчик
оператор управления ЛА Посадка осуществ
ляется либо с помощью парашютио реактив
ной системы мягкой посадки, либо по само
летному с управлением по радио, либо путём
подхвата вертолётом спускающейся на пара
шюте модели Результаты измерений в поле
те на Л м передаются на землю с помощью
радиотелеметрии системы для определения
по ним всех необходимых хар к или записи,
возвращаются на землю с помощью пара-
шютных систем
Наиболее часто Л м применяют для ис
следований в полете хар-к сваливания и што-
пора с отработкой мероприятий по улучше-
нию хар-к самолета на этих режимах, оценки
принципиально новых компоновок, изучения
флаттера и аэродинамического нагревания
Л М Берестов
ЛЕТАЮЩАЯ ПЛАТФОРМА- бескрылый
вертикально взлетающий аппарат, у к-рого
подъемная сила создаётся возд винтами са
молетного типа с большой нагрузкой на вме-
таемую поверхность или реактивным двига
телем Летчик на таком аппарате располага
ется обычно стоя на платформе и держится
за колонку управления с ручками мотоцик
летного типа Движение аппарата вперед (и
в любую Сторону) осуществляется под дейст
вием горизонт составляющей тяги, созда
ваемой прн наклоне аппарата летчиком Л п
Привязная летающая платформа с наземным комп
лексом ] транспорте >я машина, 2 несущий
винт летающей платформы, 3 двигательный от
сек 4 — отсек с аппаратурой 5 — кабель управ
ления, 6 — посадочное устройство 7 — кабина one
раторов
предназначаются для преодоления разл
препятствий и нмеют небольшую дальность
полета
В сер 1950 х гг фирмой «Хиллер» (США)
были созданы Л п типа турболёт и Л п с со
осным несущим винтом в кольцевом канале
Создавались также ЛА, имеющие неск вин
тов в кольцевых каналах В 1958—64 испы-
таниями таких аппаратов, названных «летаю
щий автомобиль*, занималась фирма «Пя-
сецкнй» (США) В дальнейшем пнлотируе
мне Л п развития не получили из-за слож
ности обеспечения удовлетворит устойчивос-
ти в полёте и большой потребной мощности
Продолжались работы по созданию опытных
образцов беспилотных платформ, предназна
ченных для подъема на высоту разл раз
ведыват аппаратуры (РЛС, фотоаппаратов
и Др )
Различают беспилотные платформы сво
бодного полета, когда они управляются по
радио, и привязные — управляемые по кабе
лю, связывающему платформу с взлётно по
садочным устройством (см рис ) Взлётно-
посадочные устройства Л п располагаются
на колёсном илн гусеничном шасси, к рое
служит одновременно для них и транспор
тировочным средством
Лит Ру жидкий Е И Безазродромиая авиа
иия М 1959	В А Касьяников
«ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО» — схема самоле
та, отличающаяся отсутствием у него фюэе
ляжа, разновидность схемы «бесхвостка»
(см ст Аэродинамическая схема)
ЛЕТНАЯ ГОДНОСТЬ воздушного суд
на см Нормы летной годности
ЛЁТНАЯ ПОДГОТОВКА — основной вид
профессиональной подготовки летного со-
става Цель Л п — выработка, поддержа
ние и совершенствование практич навыкоа
н умений летного состава по управлению
ЛА в разл условиях и действиям в осо-
бых случаях полёта
В летных уч заведениях Л п курсантов
включает ознакомит и вывозные полёты с
инструктором и самостоят полёты на
учебных летательных аппаратах, тренировку
на тренажерах, а также ознакомит , вывоз
ные и самостоят полёты на ЛА того типа,
аля к-рого производится подготовка пилотов
В ходе производств деятельности лётный
состав Проходит снстематич планомерную
Л п, в т ч регулярные тренировки
на тренажерах н летные проверки для под
тверждения права выполнять полеты
Лит Картами in ев П В Игнатович М В,
О р к и н А И , Методика летного обучения М 1987
ЛЁТНАЯ ПОЛОСА — см в ст Аэродром
ЛЕТНОЕ ПОЛЕ см в ст Аэродром
ЛЁТНОЕ ПРОИСШЕСТВИЕ - см Авиа
ционное происшествие
ЛЁТНО-ИСПЫТАТЕЛЬНАЯ СТАНЦИЯ
(ЛИС) аэродромный цех самолете- или
вертолётостронт з-да, предназнач для под-
готовки и выполнения летных испытаний и пе
редачи ЛА в эксплуатацию Состоит обычно
из производственной, подготовки пронз-ва
аэродромно техн и лётной служб
Производственная служба осу
ществляет приемку ЛА с контрольно-испы-
тательной станции них подготовку к летным
испытаниям, заключающуюся в выполвенни
монтажно-сборочных работ, проведение
к рых возможно только в аэродромных
условиях, а также наземных испытаний к
доводки бортового оборудования Испытания
и доводка включают окончат отработку
и регулировку электрич н радиоэлектронного
оборудования, систем штурвального управ-
ления, управлении механизацией крыла
комплексов пилотирования, навигации и на
ведения, запрааку и отработку кислородного
оборудования, списание радио и маги девиа-
ции, дозаправку, опрессовку и отработку
гидравлич и газовых бортовых систем.
310 ЛЕТАЮЩАЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
отработку и регулировку топливной системы
(в т ч градуировку топлнвомеров), шасси,
средств аварийного покидания, расконсерва-
цию и отработку двигателей, отработку бор
товых систем, функционально связанных с
двнгателимн Кроме того, производств служ-
ба определяет массу и центр масс ЛА, предъ-
являет ЛА, приведённый в рабочее состоя
нне, службе техн контроля, проводит пред
варит н предполётную подготовку ЛА,
послеполётный осмотр и устраняет замена
ния по результатам полётов, подключает
контрольно записывающую аппаратуру
(КЗА) к бортовым системам и обрабатывает
информацию с КЗА о лётных испытаниях
Служба подготовки производст
в а осуществляет технол подготовку, под
держивает в работоспособном состоянии
контрольно-измерит аппаратуру, отладоч-
ные и заправочные стенды аэродромную ос
настку, здания и сооружения Аэродром
но техническая служба поддержива-
ет аэродром в работоспособном состоянии
Лётная служба обеспечивает непос
редств, проведение лётных испытаний
Оборудование ЛИС включает технол
оборудование подготовки к полётам — пере
носную, мобильную и стационарную сервис
иую контрольно-проверочную аппаратуру,
автоматнзир стенды и системы для авто
номного и комплексного контроля бортового
оборудования, поворотные устройства спи-
сания девиации, КЗА и средства обработки
лётной информации, оборудование общего
назначения, содержащее универсальные,
смонтированные иа шасси автомобиля
электро-, пневмо- и гндропитающие агрегаты,
топливо-, масло , воздухозаправочные агре
гаты, кислородно-зарядные станции, отрабо-
точные агрегаты, подъёмно трансп средст-
ва, моечные и уборочные машины, стапеля,
стремянки и пр аэродромную оснастку,
сооружения — склады ГСМ и запчастей,
ангары, отработочные боксы, тир, гараж,
служебные н бытовые помещения, аэрод-
ром с его оборудованием
Лит Тихомиров!! А , Основы проектирова
ния самолетостроительных заводов и цехов, 2 изд ,
М, 1975, Технология самолетостроения, 2 изд,
М , 1982	Б Г Соловьёв
ЛЕТНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИ-
ТУТ нм М М Громова (ЛИИ)—научный
центр по исследованиям и испытаниям авиац
техники в натурных условиях Создан в
марте 1941 на базе ряда подразделений
ЦАГИ в Подмосковье (ныне г Жуковский)
Проводит лётные исследования, охва-
тывающие широкий круг проблем аэродина-
мики и механики полёта, прочности и воз
действия внеш среды, работы силовых уста-
новок, элементов и систем бортового обору-
дования, систем жизнеобеспечения и спасе-
ния экипажей самолётов, вертолётов н возд -
космич аппаратов Лётные исследования на
летающих лабораториях, самолетах-аиало
гах и летающих моделях обеспечиваются
теоретич разработками, лаб и стендовыми
испытаниями, матем и полунатурным моде
лнрованием Значит место в деятельности
ЛЙИ занимают разработка методологии,
участие в лётных испытаниях и доводке опыт
ных образцов ЛА Ин т является головной
организацией по разработке нац Норм лёт
ной годности гражд самолётов и вертоле-
тов н Методов определения соответствия
ЛА нормам По результатам заводских нс
пытаний ЛИИ принимает решение о лётной
годности гражд ЛА, участвует в гос серти
фикац испытаниях и совм с ГосНИИ ГА
выдаёт заключение о соответствии ЛА нор-
мам Ин-т проводит работы по обеспечению
безопасности полётов ЛА и участвует в
расследовании лётных происшествий
Полёты ЛА ии та н базирующихся орг ций
обеспечиваются комплексом штатных и спец
средств управления возд движением в нс
пытат зонах и в р не аэродрома, внешне
траекторные измерения выполняются на всех
высотах и скоростях радиолокационными,
оптич и лазерными системами Используют
ся приемные и передающие радиотеле метр нч
системы, самолёты-эталоны, летающие пунк-
ты управления н сбора информации, кино-
съёмщики, аварнйно-спасат и трансп возд
суда Измерит средства обеспечивают реги-
страцию авиац рекордов в соответствии с
междунар требованиями Специалисты ЛИИ
участвуют в работе спецнализнр междунар
орг-ций (ИКАО, ИСО и др )
Ин-т имеет конструктореко-производств
базу для оборудования летающих лаборато
рий и моделей, а также создания средств
измерений и регистрации при спец лётных
исследованиях Располагает вычислит цент
ром, обеспечивающим автоматнзир обработ
ку информации, в т ч в реальном масштабе
времени, и управление лётным эксперимен
том Готовит специалистов по лётным ис
пытаниям (работают специализир кафедры
в МФТИ и МАИ, школа лётчиков-испыта-
телен)
Награждён орденами Октябрьской Рево
люцин (1981), Красного Знамени (1945)
Лит Задачи и структура летных испытаний
самолетов и вертолетов под ред А Д Миронова
М 1982, Ярмарке» Г Г Летные испытания
первых опытных образцов самолетов М, 1987
А А Васильченко А М Мура&кевич
Л ЕТНО-ТЕХН ИЧЕСКН Е ХАРАКТЕРИС-
ТИКИ — комплекс количеств показателей,
определяющих возможности ЛА выполнять
своё целевое назначение К осн Л т х отно
сятся пассажировместимость (грузоподъем-
ность), крейсерская и макс скорость, пото
лок, практич и техн дальность полета,
радиус действия, продолжительность полета,
скороподъемность и др хар ки манёврен-
ности, взлетно-посадочные характеристики
Для боевых ЛА аналогичный комплекс
показателей обычно наз лёт но такти
ческнми характеристиками, в
к-рые кроме большинства перечнел выше
хар-к включают боевую живучесть, боевую
эффективность, заметность и нек рые др
хар кн
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ летательного
аппарата проводятся в натурных услови-
ях (в полёте) для оценки хар-к нспытывае
мого ЛА, сравнения получ показателей с за-
данными (нормируемыми), выработки меро-
приятий по нх улучшению при необходимос-
ти К началу Л и должны быть завершены
в полном объёме работы, связанные с под-
готовкой нспытат базы, формированием
плана графика, плана материальио-техн
обеспечения, подготовкой лётного, ниж и
техн состава Для расширения фронта работ,
снижения риска нспытат полётов и мате-
риальных затрат Л и проводятся в сочетании
с наземными испытаниями с использованием
лабораторных стендов, моделирующих комп-
лексов, спец установок Длительность Л н
и доводки ЛА существенно сокращается
благодаря рациональному распределению
работ, выполняемых в лётных и наземных
условиях, оптнм орг цни испытаний, осу
ществляемых по единому плану, предусмат
ривающему последовательность поступления
ЛА на испытания, своевременному мате-
риально-техн обеспечению, применению ин-
формационно измерит систем на базе быст-
родействующих ЭВМ, магнитных регистра
торов для автоматизнр обработки н анализа
результатов измерений, радиотелеметрии си-
стем и средств управления лётным экспе
рнментом в реальном масштабе времени
Л н разделяются на заводские испытания
государственные испытания, контрольные ис
пытания, приёмо-сдаточные и эксплуата-
ционные испытания
Заводские и гос Л и проводятся по
согласованным между заказчиком и испол-
нителем программам, основанным иа типовых
программах, с учётом специфики конкретных
ЛА и целей каждого этапа, по единым мето-
дич документам На заводах изготовителях
ЛА проходят приёмо-сдаточные ис-
пытанна в порядке, предусмотренном до
говором на поставку Контрольным испыта-
ниям подвергаются ЛА нз головной н вы-
борочно нз последующих серий Для накоп
лення опыта эксплуатации в ожидаемых
условиях применения ЛА проводятся экс
плуатац испытания Науч - методнч руковод-
ство Л н (разработка типовых программ,
методологии Л и , частных методик испы-
таний отд видов, матем обеспечение обра-
ботки н анализа информации, разработка
техн заданий на создание спец аппаратуры
для испытаний) осуществляется головными
НИИ отраслей пром-сти и заказчика
Лит Ведро в В С, Тайц М А, Летные
испытания самолетов М 1951 Задачи и струк-
тура летных испытаний самолетов и вертолетов,
М , 1982, Береста в Л М ЗайцевЮ М.Паш
ковский И М Планирование и организация
летных испытаний, М, 1990 А Д Миронов
ЛЁТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ - <1>нз экспе
римент в натурных условиях (в полёте)
н изучение на основе результатов экспе-
римента закономерностей взаимодействия
ЛА с внеш средой, с гравитац н др поля
ми Земли и (нлн) воздействия этой среды
и этих полей на экипаж, а также на системы
ЛА
Л и охватывают широкий круг проблем,
связанных с аэродинамикой, механикой по-
лёта и прочностью ЛА. работой силовых
установок и систем управления полётом,
условиями работы разл комплексов и систем
бортового оборудования, воздействием ЛА
иа окружающую среду Л и могут пронз-
’водиться на летающих моделях (ЛМ),
эксперим н опытных ЛА, серийных ЛА,
переоборудованных в летающие лаборатории
(ЛЛ) или в т н самолёты-аналоги Важ-
нейшим условием повышения эффективности
Л и является моделирование изучаемых
явлений перед Л и и в процессе нх
проведения с помощью имеющихся илн
специально создаваемых моделирующих ус-
тановок
Особое значение Л н приобретают при
создании ЛА нлн нх систем принципиально
новых схем, при изучении неустановив-
шнхея движений, составляющих осн часть
режимов полёта ЛА мн типов, и при рас-
ширении факторного пространства за преде-
лы ранее достигнутых значений, в особен-
ности еелн этн области факторного прост-
ранства не могут быть смоделированы в лаб
условиях
Прн экспериментах на ЛМ определяют
ся аэродинамич хар кн ЛА, изучаются
распределение давления и параметры по-
граничного слоя, исследуются особенности
полёта на больших углах атаки С помо-
щью ЛЛ и ЛМ изучаются влияние вязкости
в сжимаемом потоке прн натурных чис-
лах Рейнольдса, аэродинамика гиперзвук
скоростей
Большую роль играют Л н иеустановив
шихся движений самолётов, в особенности
на больших и сверхкритич углах атаки,
а также отрывных и отрывно-внхревых тече-
ний Аэроупругое взаимодействие ЛА и возд
среды моделируется в лаб условиях лишь
частично Поэтому Л н широко применяются
для определения внеш нагрузок, действую-
щих на ЛА, и для изучения работы кон-
струкции под действием этих нагрузок
На эксплуатац режимах полёта и в ряде
др случаев изучаются напряжения, дефор-
мации н упругие колебании элементов конст-
рукции, распределение давления н темп-ры
311
- Самолёт своими
www.vokb-la.spb.ru
Рис. I. Одна из моделей процесса измерений при <iuux исследоваиих 1 — совокупность величии,
характеризующих условия эксперимента. ₽, — измеряемый параметр и соответствующий ему сигнал е,
с датчика, W и [ф[ — «суммарный> сигнал в аналоговой и дискретной формах
на наруж пов-сти и темп ры в элементах
конструкции
К типичным примерам Л и силовых уста-
новок относятся изучение хар-к входных и
выходных устройств и согласование их
с хар ками двигателя, уточнение оптим за-
конов управления геометрией газовозд трак
та, определение степени равномерности и
спектра пульсации параметров течения в ка-
налах, определение хар-к газодинамич ус-
тойчивости силовой установки, исследование
особенностей неустановившихся режимов, ис
следования топливной, масляной и др систем
В процессе разработки систем бортового
оборудования, когда аппаратура создаётся
с применением новых физ принципов нлн для
новых условий применения, до постройки
опытного образца изготавливается дейст
вуюший макет или эксперим образец, к-рый
после лабораторной н стендовой отработки
устанавливается на ЛЛ Л и , проведенные с
использованием макета, позволяют прове-
рить в натурных условиях правильность
принципиальных решений, положенных в ос
hobv вновь создаваемой аппаратуры Кроме
автономной отработки отд систем большое
внимание уделяется совм работе всего комп
лекса бортового оборудования
Для исследований воздействия ЛА на окру
жающее пространство, распространяющегося
на значит площади, требуется создание
измерит полигонов в р-не аэродрома (для
изучения шума и эмиссии вредных в-в),
в испытат зонах (для исследования звук
удара) или спец измерит комплексов (для
исследований спутного вихревого следа)
Измерения при Л и отличаются разно-
образием применяемых средств Они вклю-
чают средства фиксации режима полёта
ЛА и сцен средства, предназначенные для
измерений параметров и хар к исследуемой
системы нли явления До начала летного
эксперимента разрабатываются, отлажива-
ются н агтробируются алгоритмы и программы
поэтапной автоматизир обработки резуль
тятов измерений (экспресс-информация, one
ративная и полная обработка), т е создает
ся модель эксперимента (рнс I)
Сокращение сроков проведения и повыше
нне эффективности и безопасности летного
эксперимента может быть достигнуто, если
во время полета результаты бортовых и
внешнетраекторных измерений по радиотеле-
метрической линии передаются в стацио-
нарную систему обработки данных и уп
равления экспериментом (рис 2), где ре
зультаты измерений автоматически вводятся
в вычислит устройства, а машинная обра
ботка ведется в темпе проведения экспери
мента и ее результаты Отображаются нз дне
плеях Аналогичные системы применяются
для управления экспериментом на борту ЛЛ
Они позволяют руководителю исследования
(на земле или на борту ЛЛ) корректировать
выполнение эксперимента и в случае необхо-
димости предупредить летчика о приблнже
нни к зоне опасных режимов или уточнить
содержание последующих заданий Приме
нение методов идентификации позволяет по
результатам Л и оценить адекватность при-
нятой модели исследуемого явления и уточ-
нить параметры модели
Впервые в СССР Л и начали проводиться
в ЦАГИ, где в 1919 по инициативе Н Е Жу-
ковского был создан летный отдел В кол-
легию летного отдела вошли науч работ-
ники ЦАГИ В П Ветчинкин, А Н Жу-
равченко, Н В Красовский, Б С Стечкин
и Б Н Юрьев Бурное развитие отечеств
авиац науки в годы первых пятилеток сопро-
вождалось широким развертыванием иссле-
дований в полете Эти работы проводились
под рук и при непосредств участии сов
учёных В С Ведрова, Б Н Егорова, Г С Ка-
лачева, Н С Строева, М А Тайца,
А В Чесалова и др В марте 1941 был
создан Летно-исследовательский институт,
ставший науч центром ло разработке мето
дологии и проведению исследований авиац
техники в полете. См также Летные испы-
тания
Лит Летные исследования в кн Развитие авиа
циоииой науки н техники в СССР М, 1980, Мето-
ды исследований на эетающих моделях, под ред
А Д Миронова, М 1988	А Д Миронов
ЛЁТНЫЕ ОГРАННЧЁННЯ, лётно экс-
плуатационные ограничени я,— пре-
дельно допустимые для лётной эксплуата
ции данного ЛА значения параметров его
движения и погодные условия, при к-рых
обеспечивается требуемый уровень безопас
ности полетов К параметрам движения, на
к рые" накладываются ограничения, относят-
ся углы атаки и скольжения, нормальная
и поперечная перегрузки, скорости крена
или углы крена. Маха числа полёта, ско-
ростной напор или индикаторная скорость
ЛА, миним и макс скорости и высоты
целевого применения ЛА и др Погодные
условия — горизонт видимость, ниж гра-
ница облаков, значения бокового ветра и
его порывов прн взлёте и посадке, состоя
ние ВПП и др
Под требуемым уровнем безопасности по-
летов понимаются отсутствие критич яв
леннй в динамике и управляемости ЛА в
нормальных условиях полета при всех до-
пустимых значениях параметров его движе-
ния, наличие требуемых гарантийных запа-
сов по каждому из параметров движения,
определяющих граничные условия эксплуа
тации ЛА. отсутствие у ЛА тенденции к
немедленному развитию того или иного
критнч режима или к возникновению др
опасной ситуации в случае выхода его на
внеш границу предельной области режимов
полёта (по каждому из параметров дви-
жения ЛА, Определяющих граничные для не
го условия эксплуатации), наличие хорошо
заметных лётчику естественно или искус
ственно созданных признаков приближения
ЛА к внеш границе эксплуатац области
режимов полёта, перехода его за границу
этой области и приближения к внеш грани-
це предельной области режимов полёта,
полное соответствие действующим нормам
всех хар-к устойчивости и управляемости
ЛА в любых эксплуатац условиях его ис-
пользования (вт ч ив случаях вероят-
ных Отказов отд функциональных систем)
Предельно допустимые для летной экс-
плуатации ЛА значения параметров его дви
жения и погодные условия устанавлива
Ются по результатам летных испытаний
опытного образца с учётом выявленных осо-
бенностей ЛА и его функциональных сис
тем	ИМ Пашковский
312 ЛЕТНЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
A M Летов	О Лилиенталь
ЛЁТОВ Александр Михайлович (1911 —
74) — сов ученый в области автоматич
управления, чл корр АН СССР (1968)
После окончания механике матем ф-та МГУ
(1937) работал в авиац пром сти, зани-
маясь проблемами инерциальных систем и
теорией автопилотов В 1949—72 в Ин-те
проблем управления АН СССР, одновремен-
но проф МАИ (1961—67), зав кафедрой
Ун-та дружбы народов нм П Лумумбы
(1967—72), затем зам директора Междунар
ин та системных исследований Президент
Междунар федерации по автоматич управ
лению (1958—60) Труды по устойчивости
нелинейных регулируемых систем, динамике
полёта, системам управления ЛА Осново-
положник теории аналитич конструирова
ния оптим регуляторов Гос пр СССР
(1972) Награждён орденами Трудового
Красного Знамени, «Знак Почёта», медалями
Соч Математическая теория процессов уп
равления М 1981
ЛЕТЧИК — лицо, владеющее искусством
управления ЛА (самолетом, вертолетом, пла
нёром и т д) Л гражд авиации и Л , уп-
равляющих воздухоплават аппаратами, при-
нято называть пилотами См Экипаж
При исследовании движения ЛА Л высту-
пает как звено контура управления В сис
теме «ЛА —лётчик» Л рассматривают в
двух аспектах как реальною исполнителя
для осуществления управления в полете
(и при работе на пилотажных стендах} и
как источник информации при формирова-
нии матем моделей для описания ручного
управления ЛА Матем модели поведения Л
формируют обычно в терминах и парамет-
рах теории регулирования Эти модели ис
пользуются в расчетных исследованиях при
Входной
Отклонение
Рнс 1 Структурная схема одноконтурной одно
канальной замкнутой системы «ЛА —летчик»
Рис 2 Логарифмические амплитудная (б) и фазе
ван (<р) частотные характеристики разомкнутой
системы *ЛА — летчик»
анализе устойчивости замкнутой системы
«ЛА —лётчик» и для качеств оценки точ
ности пилотирования, что позволяет выде-
лить осн параметры ЛА и его системы управ-
ления, определяющие возможность решения
поставленной перед Л задачи и методи-
чески правильно построить эксперим иссле-
дования на пилотажных стендах и в полете
На практике! наибольшее распространение
получила матем модель поведения Л , раз-
работанная амер учёным Д Т Мак Руэром
(McRner) в кон 50 х гг В упрощённой фор-
ме она представляется в виде передаточ
ной функции
^л=Клехр (-ртХ?>+ ')/(Лр+ I )
где — коэф усиления Л , Тл— посто
янная времени вводимого Л опережения,
Tt — постоянная времени звена, описываю-
щего возможности Л фильтровать вход
ной сигнал, т — время реакции Л, опре
деляемое временем восприятия им информа
ции, её обработки и принятия решения и ха
рактерным временем нервно мускульной ре
акции Значение т зависит от мобилизован
ности Л , объёма перерабатываемой инфор-
мации (числа альтернатив) характера зада
чи и типа ответных действий Время прос
тейшей реакции на ожидаемый одиночный
т н релейный сигнал составляет 0,2—0,3 с
(нз них 0,1—0,2 с — передача и обработка
информации и пк 0,1 с - время мускульной
реакции)
В более сложных ситуациях, когда От Л
требуется квалифицировать явление, при-
нять ответств решение для выполнения не
Стандартных действий, что требует привле
чения логнч мышления, значение т резко
увеличивается и может составлять неск се
кунд, а в отд случаях — десятки секунд и ми
нуты
Параметры Кл, 7Л и 7( Л зависят от ин-
дивидуальности Л , типа ЛА и конкретной
задачи пилотирования Экспериментально
установлено, что параметры передаточной
ф ции могут быть выбраны из условий обес-
печения устойчивости замкнутой системы
«ЛА — летчик» и Высокого качества про-
цесса управления Для одноконтурной од
ноканальной системы «ЛА — летчик»
(рис 1) с единичной обратной связью ус
ловия устойчивости и качества управления
формируются в виде требований к частот-
ной характеристике разомкнутой системы
«ЛА — лётчик» (рис 2)	—частота сре
за логарнфмич амплитудной хар-ки (ЛАХ)
должна, по крайней мере, вдвое превышать
частоту входного сигнала, в р не частоты
среза наклон ЛАХ должен составлять не
менее 20 дБ/дек, запас по фазе должен быть
не менее А<р=40—60°, запас по амплиту
де—не менее Д£ = 10—12 дБ, кроме того,
должны выполняться и др требования
На стадии расчетного анализа конкрет
ной задачи динамики полета с использова
нием модели Л могут быть не только
определены настраиваемые параметры сис-
темы управления ЛА, но и качественно
предсказана оценка летчика Для этой цели
используются две группы экспериментально
определяемых зависимостей оценок ЛА
летчиком 1) от параметров передаточной
ф-ции Л (характеризуют напряженность и
степень трудности задачи пилотирования),
2) от параметров частотной хар-ки разомк
нутой системы «ЛА — летчик» (характеризу
Ют устойчивость системы и качество управ
тения)
Описанная простейшая модель Л приме-
нима к задачам пилотирования, выполняв
мым на уровне рефлекторных реакций и не
требующим принятия сложных логич реше-
ний	Г И Загайнов, А 3 Тарасов
Л ЕТЧ И К-И СП ЫТАТЁЛ Ь — лётчик, профес
сионально подготовленный и занимающий
ся испытаниями в полете (см Летные ис-
пытания} новых (опытных или серийных),
модифицированных, подвергшихся ремонту
или доработке образцов авиац техники,
а также летными исследованиями (опережа-
ющими, поисковыми) по созданию науч -техн
задела или изучению новых явлений, процес
сов Профессиональные качества, необходи-
мые Л и техн грамотность, знание испы-
тываемой техники и методов её испытаний,
хорошая техника пилотирования, умение
адаптироваться к изменению лётно-техн и
эргономич хар-к ЛА и ситуации в полете,
а также оценить возможности ЛА и допус-
тимый уровень риска, устойчивость к физ
и психологич нагрузкам, способность само-
стоятельно принимать решения
«ЛЁТЧИК-КОСМОНАВТ СССР» — почёт-
ное звание, учреждённое Указом Президи-
ума ВС СССР от 14 апр 1961, присваи-
валось гражданам СССР, совершившим
успешный полёт в космос На 1 янв 1991
полёты в космос совершили 69 советских
граждан Ю А Гагарин (1961), Г С Ти-
тов (1961), А Г Николаев (1962, 1970),
П Р Попович (1962, 1974), В Ф Быков
екяй (1963, 1976, 1978) В В Терешкова
(1963), В М Комаров (1964, 1967), К П Фе-
октистов (1964) Б Б Егоров (1964),
П И Беляев (1965), А А Леонов (1965,
1975), Г Т Береговой (1968), В А Шата
лов (1969—2 раза, 1971), А С Елисеев
(1969—2 раза, 1971), Е В Хрунов (1969),
Б В Волынов (1969, 1976), Г С Шоиин
(1969), В Н Кубасов (1969, 1975, 1980),
А В Филипченко (1969, 1974) В Н Вол-
ков (1969, 1971), В В Горбатко (1969, 1977,
1980), В И Севастьянов (1970, 1975),
Н Н Рукавишников (1971, 1974, 1979),
Г Т Добровольский (1971, звание «Л -к
СССР» не присваивалось), В И Пацаев
(1971, звание «Л -к СССР» не присваи-
валось), В Г Лазарев (1973, 1975),
О Г Макаров (1973, 1975, 1978, 1980),
П И Климук (1973, 1975, 1978),
В В Лебедев (1973, 1982), Ю П Артю-
хин (1974), Г В Сарафанов (1974),
Л С Демин (1974), А А Губарев (1975,
1978), Г М Гречко (1975, 1977—78, 1985),
В М Жолобов (1976), В В Аксёнов
(1976, 1980), В Д Зудов (1976), В И рож-
дественский (1976), Ю Н Глазков (1977),
В В Ковалёнок (1977, 1978, 1981), В В .Рю-
мин (1977, 1979, 1980), Ю В Романенко
(1977—78, 1980, 1987), В А Джанибеков
(1978, 1981, 1982, 1984, 1985), А С Иван
ченков (1978, 1982), В А Ляхов (1979,
1983, 1988), Л И Попов (1980, 1981, 1982),
Ю В Малышев (1980, 1984), Л Д Кизим
(1980 1984, 1986), Г М Стрекалов (1980
1983, 1984, 1990), В П Савиных (1981,
1985, 1988), А Н Березовой (1982), А А Се-
ребров (1982, 1983), С Е Савицкая (1982,
1984), В Г Титов (1983,	1987—88),
А П Александров (1983, 1987), В А Со-
ловьев (1984, 1986) О Ю Атьков (1984),
И П Волк (1984), В В Васютин (1985),
А А Волков (1985, 1988—89), А И Ла-
вейкин (1987), А С Викторенко (1987),
А С Левченко (1987), М X Манаров
(1987—88), А Я Соловьёв (1988), С К Кри-
калев (1988—89), В В Поляков (1988—89),
А Н Баландин (1990), Г М Манаков
(1990)
Ли-2 — обозначение строившегося (с 1938)
в СССР по лицензии пасс (трансп ) само
лета фирмы «Дуглас» DC-З Переработка
конструкции и чертежей применительно к
отечеств материалам, технологии, нормам
прочности и метрич системе мер была осу-
ществлена под рук В М Мясищева Стр во
самолета Ли 2 ускорило освоение в СССР
плазово шаблонного метода произ-ва Само-
лет был оснащен новейшими средствами
радионавигации и связи С введением в эк
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукаьвй!-2 313
сплуатацию повысилась регулярность по-
лётов, стала расширяться сеть возд. линий
Первоначально самолёт наз. ПС-84, а с сент.
1942—Ли-2 (по имени гл. инженера з-да
Б. П. Лисунова, руководившего внедрением
самолёта в произ-во). Самолёт представлял
собой моноплан цельнометаллич. конструк-
ции с двумя ПД Л1-62ИР мощностью 735
кВт и убирающимся в полёте шасси. Пас-
сажировместимость 14—24 чел., рейсовая
скорость 240 км/ч, выпущено более 2000
самолётов. Они применялись в нар. х-ве
более 30 лет, а в годы Вел. Отечеств,
войны использовались в качестве воен.-
трансп. самолётов и бомбардировщиков.
ЛИДЕРНЫЙ САМОЛЁТ — самолёт, опере-
жающий по наработке др. самолёты рас-
сматриваемого типа с целью заблаговре-
менного выявления возможных критических
мест в конструкции и механизмах по ус-
ловиям износа, усталости и других накап-
ливающихся в процессе эксплуатации из-
менений хар-к прочности. Для надёжного
выявления таких мест Л. с. должен опе-
режать по наработке осн. часть парка са-
молётов данного типа в 2—3 раза и более
Опережение, как правило, обеспечивается
путём существ, интенсификации эксплуа-
тации Л. с. по хар-кам эксплуатац. воздей-
ствий. На Л. с. должны проводиться тща-
тельный учёт условий эксплуатации и нагру-
жениости конструкции, а также оценка техн,
состояния с применением наиболее эффек-
тивных методов и средств. В ряде случаев
в качестве Л. с. используется группа го-
ловных рейсовых самолётов, имеющих макс,
налёт.
ЛИЛИЕНТАЛЬ (Lilienthal) Отто (1848—
1896)— нем. инженер, одни из пионеров
авиации. Окончил инж. академию в Берли-
не. С братом Густавом изучал полёт птиц,
несущие свойства крыла в зависимости от
кривизны и угла атаки, принципы устойчи-
вости, проводил эксперименты. Опубликовал
книгу «Полёт птнц как основа искусства
летать» (1889). С 1891 летал на балансир-
ных планёрах собств. конструкции — моно-
планах и бипланах (рис. в табл 11), изго-
товленных из ивовых прутьев, растяжек и
полотняной обшивки, стартуя с холмов. Со-
вершил св. 2000 полётов (общий налёт ок.
5 ч, дальность полёта до 300 м; развороты
почти на 180°), Погиб в очередном полё-
те. Л. сыграл значит, роль в развитии
авиац. исследований во мн. странах, в т ч.
в развитии работ братьев Райт. Деятель-
ность Л. высоко оценил Н. Е. Жуковский,
Именем Л. названа графич. зависимость
между коэф, подъёмной силы и силой лобо-
вого сопротивления — поляра Л. В его честь
в 1938 учреждена медаль ФАИ (см. На-
грады. ФАИ). Портрет см. на стр. 313.
«ЛМНГ-ТЁМКО-ВОУТ», ЛТВ (Ling-Temco-
Vought: LTV Aerospace and Defense Com-
pany),— авиаракетио-космич. фирма США.
Является отделением концерна «ЛТВ корпо-
рейшен», образованного в 1961 и включив-
шего фирму «Воут*. В период 1971—84 на-
зывалась «Воут корпорейшен» (Vought Cor-
poration). Специализируется на разработке
и произ-ве палубных самолётов. Продол-
жила выпуск истребителей Воут F-8 «Кру-
сейдер». В 1980-е гг выпускала палубные
ударные самолёты А-7 «Корсар» П (1965,
произ-во завершено в 1983 выпуском 1545-го
самолёта; см. рис. в табл. XXXIV), ракеты-но-
сители «Скаут», компоненты космич. систем,
тактич. ракеты; участвовала в програм-
мах создания воен, и гражд. самолётов
др. фирм (в т ч. Боинг 747, 757 и 767;
Рокуэлл В-1В). См. табл, к ст. «Воугп».
ЛЙНДБЕРГ (Lindbergh) Чарлз Огастес
(1902—74) — амер, лётчик. В 1927 совер-
шил первый беспосадочный перелёт в оди-
314 ЛИДЕРНЫЙ
В. Н Лисицын.
В Я Литвинов
Н А. Лобанов,
ночку через Атлантич, океан по маршру-
ту Нью-Йорк — Париж на одномоторном
самолёте фирмы «Райан» (рис. в табл. XIV).
Покинув США, переселился в Европу и
жил в Германии, став на нек-рое время
приверженцем фашистской идеологии. В
1939 вернулся в США, поступил на воен,
службу. Во время 2-й мировой войны ра-
ботал с Г. Фордом над бомбардиров-
щиком В-24. После войны консультант
фирмы «Пан Американ», с 1954 бригадный
генерал ВВС США. В его честь в 1983 уч-
реждён диплом ФАИ (см. Награды ФАИ).
ЛИНЕАРИЗОВАННАЯ ТЕОРИЯ течений
(от лат. linearis — линейный)—теория те-
чений жидкости или газа, к-рые слабо
возмущены относительно нек-рого осн, те-
чения и описываются упрощёнными лине-
аризов. ур-ниями аэро- и гидродинамики.
Линеаризация — один из наиболее распро-
странённых подходов к решению задач
механики жидкости и газа нз основе эф
фективных и хорошо изученных методов
решения линейных ур-ний.
Л. т. течений, близких к равномерному
постулат, потоку, является основой аэ-
родинамич. расчёта ЛА и выбора опти-
мальных форм его элементов при юзвук.
и умеренных сверхзвук, скоростях полёта.
Решение линеаризов. задачи для потенциа-
ла скорости возмущ. движения позволяет
найти распределение всех газодинамич.
переменных, а также достаточно простые
выражения для аэродинамических сил и
моментов при обтекании тонких профилей
и тел вращения при небольших углах
атаки (см. Тонкого профиля теория. Тон-
кого тела теория).
Увеличение толщины обтекаемого тела
или угла атаки приводит к нарушению пред-
положения о малости возмущений, лежа-
щего в основе Л. т Это предположение
ие выполняется и в нек-рой окрестности
тупой передней кромки или носка тела, где
течение должно исследоваться дополни-
тельно. Предметом спец исследования яв-
ляются и те области поля течения, где воз-
мущения газодинамич. переменных малы,
но их производные ие удовлетворяют ус-
ловиям малости, что влечёт за собой появ-
ление нелинейных членов в ур-ниях. Это,
напр., окрестность Маха конуса невозмущ.
потока при обтекании тонкого тела вра-
щения Допущения Л. т. не выполняются
также при трансзвук, или гиперзвук, обтека-
нии тонких тел, вследствие чего ур-иия
возмущений теории оказываются здесь нели-
нейными (см. Трансзвуковое течение, Ги-
перзвуковое течение).
Построение Л. т. возможно не только для
течений, близких к равномерному посту-
лат, потоку, но и для более сложных те-
чений. Напр., в т. н. методе линеаризов.
хар-к за основу берётся сверхзвук, осе-
симметричное коническое течение с при-
соединённым к вершине конуса скачком
уплотнения. В этом случае слабовозмущ.
течение описывается линейными ур-ниями
с перем, коэф., зависящими от параметров
осн. потока То же имеет место в задаче
обтекания конуса под малым углом ата-
ки а. когда возмущения первого порядка
по а определяются на основе Л. т. во всём
поле течения за исключением тонкой облас-
ти сильно завихрённого потока вбл.изи
пов-сти конуса (т. н вихревого слоя).
Дополнит, исследование показывает, что в
вихревом слое решение является сингуляр-
ным, т. к. нормальные производные энтро-
пии и нек-рых др. ф-ций стремятся к бес-
конечности при подходе к пов-сти конуса.
Лит,- Коч ин Н. Е., Кибель И, А., Ро-
зе Н. В., Теоретическая гидромеханика, 5 изд.,
ч 1—2, М, 1955, Ван-Дайк М, Методы воз
мушений в механике жидкости, пер. с аигл , М,,
1967.	В. В Голубкин.
ЛИНИЯ РАБОЧИХ РЕЖИМОВ газотур-
бинного двигателя — геом. место то-
чек, характеризующих совм. работу ком-
прессора (каскада компрессора в много-
вальном двигателе) и его турбины на хар-ке
компрессора (каскада компрессора) ГТД.
Ур-ние Л. р. р. на хар-ке компрессора
одновального ТРД может быть получено
с помощью ур-ния неразрывности, записан-
ного для сечения перед компрессором и
критич. сечения первого соплового аппа-
рата турбины, и условия равенства ра-
бот компрессора и турбины. При этом
ур-иие Л. р. р. имеет вид
---------------------------— со п st,
(nJ 1чг
где я*к, т]*к, л*т, т]*т— соответственно сте-
пень повышения давления и кпд компрессора,
степень понижения давления и кпд турбины;
Хв — приведённая скорость в сечеиии перед
Рнс. |. Характеристика компрессора одноконтурного
ТРД н линии рабочих режимов
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В Пр
Рис 2 Характеристика компрессора двух контур кого
ТРД и Линин рабочих режимов
компрессором, <?(ЛВ) газодинамич функ
ния, k и fer — показатели изоэнтропич
процесса для воздуха и газа При критнч
перепаде давлении в реактивном сопле
(Хс кр = 1) зависимость л* от <Цкв) од
нозначна При докритич перепаде Давле
ний в реактивном сопле расположение
Л р р зависит от Маха числа полёта
(рис 1, йпр—относительная приведённая
частота вращения) В ТРДД с однокаскад
ным компрессором внутр контура распо-
ложение Л р р аналогично её распо
ложенню прн одноконтурном ТРД (кри
вая 2 на рис 2, Ge пр— относительный при
ведённый расход воздуха через компрессор)
В ТРДД с двухкаскадным компрессором
Л р р на хар-ке компрессора ср дав-
ления более пологая по сравнению с кри
вой для одноконтурного ТРД (кривая 1 на
рис 2), что вызвано влиянием компрес
сора высокого давления Конкретный вид
Л р р ГТД определяется законом регу
лирования двигателя	В П Деменченок.
ЛИНИЯ ТОКА — линия в поле течения,
касательная к которой в каждой точке сов
падает с направлением вектора скорости в
этой точке в данный момент времени В
декартовой системе координат X, у, z ур ние
дли определения семейства Л т имеет
вид
dx	dy	dz
Щх у, z t) v(xt yt г, t) u»(x у z, t)'
где и, v, w — проекции вектора скорости
соответственно на осн х, у, z, а время 1
играет роль параметра Через каждую точ
ку пространства можно провести только од
ну Л т за исключением особых точек ур ння
Для нестационарного течения Л т имеют
разл форму в разные моменты времени и
не совпадают с траекториями частиц жид
кости, в стационарном течении движение
частиц жидкости происходит вдоль Л т
В аэро- и гидродинамике Л т исполь
зуются для наглядного представления кар
тины течения Жидкости нлн газа, при ана
лизе поля течения, поскольку вдоль Л г
могут выполняться нек рые инварианты (см ,
напр , Бернулли уравнение)
«Л ЙНЮЭФЛ юг»
(Lmyeflyg АВ) —
авиакомпания Шве
иии Осуществляет
перевозки на внутр
авиалиниях Основа
иа в 1957 В 1989
перевезла 4,7 млн
пасс , пассажирообо-
рот 3,01 млрд пасс км Авиац парк —
21 самолёт
ЛИСИЦЫН Виктор Николаевич (1905 —
78)— один нз организаторов авнац
пром-сти СССР, ген майор инж -авиац
службы (1944), Герой Соц Труда (1945)
Окончил Моск механич ин т им М В Ло
моносова (1929) В 1940—42 зам гл
инженера, затем управляющий трестом
«Оргавиапром» В 1942—43 зам нач 1-го
Гл управления наркомата авиац пром сти
С 1943 директор авиац з-да в Новоси
бирске С 1946 на разл гос должностях
В годы Вел Отечеств войны под рук Л
освоено серийное произ-во истребителей
Як 7 и Як-9, значительно увеличен вы-
пуск боевых самолетов Награждён 3 ор
денами Ленина, орденом Октябрьской Ре
волюции, 2 орденами Трудового Крас
ного Знамени, медалями
ЛИТВИНОВ Виктор Яковлевич (1910—
83)—сов авиаконструктор и организатор
авнац пром сти дважды Герой Соц Труда
(1945, 1960) Окончил МАИ (1937) В ЗЮ х
гг участвовал в орг-цни серийного произ-ва
разл типов самолетов (средн них МиГ 1 и
МиГ 3) в качестве зам гл инженера з да,
разработал ряд оригинальных методов и ор-
ганнзац мероприятий обеспечивающих ус
коренный запуск машин в серию После
начала Вел Отечеств войны эвакуирован-
ный из Москвы в Куйбышев з д № 1 во
зобновил серийный выпуск МиГ-3 на но
вом месте во многом благодаря усилиям
Л уже спустя неск недель после пере
базирования С 1944 директор з да Боль-
шую роль Л сыграл в налаживании на том
же з-де серийного выпуска штурмовиков
Ил-2 В 1965—73 Л зам министра общего
машиностроения Гос пр СССР (1946,
1950) Награжден 5 орденами Ленина, 2
орденами Трудового Красного Знамени, ме-
далями
ЛОБАНОВ Н иколай Александрович (1909—
78) — сов конструктор, изобретатель н ор
гаиизатор пронз ва парашютной техники,
д р техн наук (1968), мастер спорта СССР
(1940) Окончил МВТУ (1937) и Арт эка
демию им Ф Э Дзержинского (1941)
До 1942 работал в лёгкой пром сти в
1942—46 гл инженер комбината пара
шютно десантного имущества и гл конструк
тор ОКБ, в 1946 -77 зам нач , а затем
нач НИИ Рук мн разработок парашют
но десантных средств для авнац и космич
техники Создал парашют с куполом квад
ратной формы Преподавал в ВВИА курс
теории парашюта (1949 55) Диплом им
П Тнссаидье Ленинская пр (1965), Гос
пр СССР (1941, 1952) Награжден 2 ор
денами Ленина орденом Октябрьской Ре
волюцни, орденами Отечеств войны 1-й
степ , Трудового Красного Знамени, «Знак
Почета», медалями
ЛОБОВАЯ ТЯГА - отношение тяги дви
гателя к его лобовой площади под к-рой
понимается наибольшая площадь попереч
ного сечения двигателя (мндель) без игре
гатов В ТРД мидель, как правило, опре
делявтся по корпусу компрессора нли тур-
бины, в ТРДФ — по форсажной камере, в
ТРДД — по корпусу вентилятора, в
ТРДДФ — по корпусу вентилятора или фор-
сажной камеры Л т — важная хар ка
двигателя используемая для сопоставления
эффективности применения разл силовых
установок на самолёте Этот параметр ха-
рактеризует степень интенсивности рабо
чего процесса двигателя и уровень его
конструктивного и газодинамич совершен
Ства Значение Л т сильно колеблется в
зависимости от типа двигателя и режима
работы и находится в диапазоне 40—130
кН/м2 на взлётном режиме
ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ — то же,
что сопротивление аэродинамическое
ЛОГВННОВНЧ Георгий Владимирович (р
1913)—сов ученый в области гидродина
мнки, акад АН УССР (1967) Окончил
Г В Логвиионич
Е Ф Логинов
Г Е Лозиио Лозинский
Л Г Лойцинский
МГУ (1935) С 1945 работает в ЦАГИ, в
1966 — 71 одновременно директор Ин-та
гидромеханики АН УССР В 1957—61
преподавал в Моск энергетнч ин те (с
1957 проф ), с 1975 — в Моск фнзико-техн
ин те Осн исследования в области гид
родинамики тел, движущихся с большими
скоростями, развил теорию глиссирования и
погружения тел в жидкость, теорию под-
водных крыльев Пр нм Н Е Жуковско-
го (1965) Ленинская пр (1978) Наг
ражден орденами Октябрьской Революции,
Отечеств войны 2 й степ , 2 орденами
Трудового Красного Знамени, орденами
Красной Звезды, «Знак Почёта», меда-
лями
Соч Гидродинамика течений со свободными
границами Киев 1969
ЛОГИНОВ Евгений Фёдорович (1907—70) —
сов военачальник, маршал авиации (1967)
В Сов Армии с 1926 Окончил воен те
оретич школу ВВС (1926), воен авнац
школу летчиков (1928) Высш воен ака-
демию (1949, позже Воен академия Геи
штаба Вооруж Сил СССР) Участник Вел
Отечеств войны В ходе войны был ком
авиадивизии, ком авиакорпуса дальнего
действия После войны на ответств ра-
боте в вооруж силах, нач ф та н зам нач
Воен возд академии (1950—54) Зам глав-
кома ВВС и ген инспектор Гл инспекции
МО (1954—59) Нач Гл управления ГВФ
(1959—64), министр гражд авиации СССР
(1964—70) Деп ВС СССР с 1966 Наг-
раждён 4 орденами Ленина, 3 орденами
Красного Знамени, орденами Суворова 2-й
степ, Кутузова 1-й степ, Александра Нев-
ского, Красной Звезды, медалями
ЛОЗЙНО-ЛОЗЙ НСКНЙ Глеб Евгеньевич
(р 1909) — сов авиаконструктор, д-р техн
наук (1985) Герой Соц Труда (1975)
Окончив Харьковский механнко-машино-
строит ин-т (1932), работал там же (до
1940) над проектом паротурбинной уста
новки для самолёта А Н Туполева Раз-
работал проекты разл вариантов реак
тивиых ГТД С 1941 в КБ А И Микояна
Работал над освоением силовых установок
нового типа, в т ч комбинированных (ПД +
ВРД) с ТРД, оснащенными форсажными
камерами, систем их регулирования, мето-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимиДОЗИНО 315
А Д Локтионов
М В Ломоносов
дов их расчёта. Внёс большой вклад в
развитие теории и практики создании вы-
сокоскоростных манёвренных самолётов.
С 1976 ген. директор Научно-производствен-
ного объединения «Молния», гл. конструк-
тор. Рук. разработки планёра орбит, ко-
рабли еБуран». Ленинская пр (1962).
Гос. пр. СССР (1950, 1952). Награждён
2 орденами Ленина, орденами Трудового
Красного Знамени, Красной Звезды, меда-
лями-
ЛОЙЦЯНСКНЙ Лев Герасимович (р
1900)—сов. учёный в области аэро- и
гидродинамики, д-р физ.-матем. наук (1935),
засл, деятель науки и техники РСФСР
(1968). После окончания Крымского ун-та
(1921) работал там же, затем в Ленингр.
политехническом институте (с 1930 проф.,
в 1934—-75 зав кафедрой гидроаэроди-
иамики, затем проф.-консультант этой ка-
федры). Известен исследованиями в облас-
ти динамики вязких жидкостей и газов
(распространение закруч и веерных струй),
теории ламинарного пограничного слоя
(приближ. методы расчёта — метод Л. —
Дородницына, параметрич. «универсаль-
ный» метод), теории турбулентных дви-
жений (инвариант Л., характеризующий
затухание турбулентных возмущений на
последней стадии их вырождения), гидро-
и газодинамич. теории подшипников и под-
весов, применяющихся в навигац. прибо-
ростроении. Гос пр. СССР (1946). Наг-
раждён орденом Ленина, двумя орденами
Трудового Красного Зиамеии. орденом Крас-
ной Звезды, медалями. Портрет см. на
стр. 315.
Соч. Аэродинамика пограничного слоя, Л —
М, 1941, Ламинарный пограничный слой, М,
|962, Механика жидкости и газа. 6 изд. М
1987
ЛОКТИОНОВ Александр Дмитриевич
(1893 —1941) сов военачальник, ген.-пол-
ковник (1940). Участник 1-й мировой и
Гражд войн. В 1916 окончил Ораниен-
баумскую школу прапорщиков В Кр.
Армии с ]918. Окончил также Высш, ака-
демии курсы (1923) и Курсы усовер-
шенствования высш, нач состава (1928) В
1921—33 ком. стрелковой бригады, дивизии,
корпуса В 1933—37 пом команд, войска-
м-и Белорусского, позднее Харьковского
воен, округов по авиации. В 1937 команд,
войсками Среднеазиатского воен, округа. В
1937—39 нач. ВВС РККА, в 1939—40 зам
наркома обороны, в 1938 участвовал в
организации беспосадочного перелёта са-
молёта «Родина» (экипаж — В. С. Гризо-
дубова, П. Д Осипенко, М. М. Рас-
кова) С 1940 команд, войсками Прибал-
тийского особого воен округа. Деп ВС
СССР с 1937. Награждён 2 орденами Крас-
ного Знамени и орденом Красной Звезды.
Необоснованно репрессирован; реабилити-
рован посмертно
«ЛОКХНД» (Lockheed Corporation) —во-
енно-пром. концерн США с крупным авиа-
ракетно-космич сектором. Ведёт начало от
Т абл I —Гражданские самолеты кон
дерна «Л о к х и д*
Основные данные.	L-I049G	 L 188	L-1011-500
Первый по- лёт, год	1954	1957	1978
Число и тип двигателей	4 ПД	4 ТВД	3 ТРДД
Мощность двигателя, кВт	2540	2800		
Тяга двигате- ля. кН			222
Длина само лёта, м	34,65	31,9	50,05
Высота само лёта, м	7,6	10	16,86
Размах крыла, м Площадь крыла, м2	37.5	30,2	50.08
	154	12|	329
Взлётная масса, т нормальная		49.9	
махсималь на я	62,4	52 6	225
Масса пусто- гО самолёта, т	32.5	25.4	109,3
Максималь- ная коммерче- ская нагрузка.	9,85	12,1	41.8
Максималь- ная скорость полёта, км/ч	595	720	960
Максимах ь ная	даль- ность полёта, км	(на груз-	9400(8)	4400	8480(41,8);
ка. т) Экипаж, чел.	5	5	11760(21) 3—5
Максималь- ное число пас- сажиров	94	98	330
основанной в 1912 братьями М. и А. Ло-
угхид (Longhead) фирмы «Алко хайдро-
эроплейн компаии» (Alco Hydro-Aeroplane
Company), где они построили в 1913 пер-
вый ЛА — гидросамолёт G. В 1913 фир-
ма прекратила существование. В 1916 братья
создали фирму «Лоугхид эркрафт мэнью-
фекчурииг компани» (Loughead Aircraft
Manufacturing Company), деятельность
к-рой в 1921 была прекращена. В 1926
Табл 2 —Военные самолеты концерна <Локхш»
Основные данные	Истребители				Разведчики		
	Р 381.	F-80C	F- |04G	F-117	LI-2A	SR-7IA	TR 1
Первый полёт, год	1944	1947	I960	1981	1955	1964	1981
Число и тип двигателей	2 ПД	1 ТРД	1 ТРДФ	2 ТРДД	1 ТРД	2 ТРДФ	I ТРД
Мощность двигателя кВт	1100	—	—	—	—	—	—
Тяга двигателя, кН	—	20,5	70,3	53,5	49 8	|45	75 6
Длина самолёта, м	11,53	10,52	16.69	20,09	15.11	32,7	19,2
Высота самолета, м	2 98	3,45	4.Н	3,78	3.96	5,6	4,88
Размах крыла,м	15,85	12,17	6.68	13.2|	24,38	16,94	3|,39
Площадь крыла, м2 Взлётнаи масса, т:	30,47	22.05	18,22	—	52,5	167,2	92,9
нормальная	—	-		-	7.19	-	—
максимальная	9 8	7 65	13	23,8	7.83	77.1	18,14
Масса пустого самолёта, т Боевая (перевозимая) на	6.2	3 74	6.5	9.07	—	27,2	5,44
грузка, т Максимальная скорость	0.73	0.9|	1.8	2.27	-		—
полета, км/ч Максимальная дальность	665	956	2100	М=1	850	3220	690
полёта, км (нагрузка, т)	4185	1950	2625	—	6440	4800	4830
Радиус действия, км	—		—	643	—	—	—-
Потолок, м	13200	13040	14200		24385	24400	27730
Экипаж, чел.	1	1	1	1	1	2	1
Число десантников	—	-		—	—	—	—
Вооружение	1 пушка (20 мм). 4 пулемёта (12,7 мм), бомбы	6 пулемё- тов (12,7 мм), бом бы. НАР	1 пушка (20 мм), 2-4 УР, бомбы	Бомбы (втч уп- равляемые и 1 термо- ядерная), УР			
фирма восстановлена под иазв. «Локхид
эркрафт» (Lockheed Aircraft Company). В
1921—31 под назв. «Локхид эркрафт кор-
порейшен» (Lockheed Aircraft Corporation)
была отделением корпорации «Детройт эр-
крафт» (Detroit Aircraft Corporation),
с 1932 — самостоят. фирма. Совр. назв. с
1977. В 1916—21 строились самолёты-бип-
ланы с двумя ПД и колёсным или поп-
лавковым шасси. Во 2-й пол. 20-х и нач.
30-х гг. осн. продукция — лёгкие скорост-
ные монопланы «Вега» с одним ПД, иа
к-рых было установлено большое число
авиац рекордов, включая кругосветные пе-
релёты (рис. в табл- XIV), «Орион»,
«Альтанр» и «Сириус», в сер. и кон. 30-х
гг.—трансп самолёты «Электра» L.I0 и
L.12 с двумя ПД, «Супер Электра» L.14
(первый полёт в 1937), L.18 «Лоудстар»
(1939). К известным самолётам 2-й ми-
ровой войны относятся бомбардировщики
«Хадсон» (1938, создай иа основе L.14,
выпушено более 3200), PV-I «Вентура»
(1941) и его вариант PV-2 «Гарпун» (1943),
истребитель Р-38 «Лайтницг» (1939, вы-
пущено 9924, см. рис. в табл. XX), воен.-
травсп. самолёт С-69 <Констеллейшеи»
(1943).
После войны выпускались реактивный
истребитель P-80/F-80 «Шутинг стар»
(1944, построено 1732) и его тренировоч-
ный вариант Т-33 (1948, построено 5691
в США и 866 по лицензиям), реактив-
ный всепогодный перехватчик F-94 «Стар-
файр» (|949), мор. патрульный самолёт
Р-2 «Нептун» (1945, построен 1051),
пасс, самолёты «Коистеллейшен» (1945),
L-I049 «Супер констеллейшеи» (1950) и
«Старлайнер» (1956) с 4 ПД. В 1950-х гг
были созданы сверхзвук, истребитель F-104
«Старфайтер» (1954, выпущено ок. 2800 в
США и др. странах, см. рис в табл. XXXI),
пасс, самолёт L.188 «Электра» с четырьмя
ТВД (1957) и на его основе — самолёт ПЛО
Р-3 «Орион» (1958, построено ок. 650, см.
рнс. 1).
Концерн является разработчиком воен.-
трансп. самолётов: С-130 «Геркулес» (1954,
к нач. 90-х гг. выпущено около 2000 в 40
вариантах, см рис в табл ХХХВ. С-141
«Старлнфтер» (|963), С-5А «Галаксн»
(1968, построен 81, см. рис. в табл. XXXV)
и его варианта С-5В (1985); стратегии.
316 ЛОЙЦЯНСКНЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. I. Самолёт противолодочный обороны Р-3
«Орион»
Рис. 4. Опытный истреби-
>c.4b¥F-22 (в 1991 выиграл
сонкурс у истребителя
Нортроп* YF-23).
Рис. 2. Палубный самолёт противолодочный обороны
S-ЗА «Викинг».
Рис. 3. Ударный малозаметный самоле) T-I17A
высотных разведчиков: дозвук. U-2 (1933
см. рис. в табл. ХХХН; в 1981 на сю
основе создан тактич. вариант ТR-1) и сверх-
звук SR-71 (1964, построено 32, см рис.
в табл. XXXIV); палубных самолётов ПЛО
S-ЗА «Викинг* (1972, см. рис. 2). В нач.
ЬО-х гг. концерн начал работы по ско-
ростным вертолётам, в частности был
разработан опытный боевой винтокрыл
АН-56А «Шайенн» с двумя ТВД и дополнит,
толкающим возд. винтом (1967). В числе
эксперим ЛА — СВВП XFV-1 с ТВД и
вертик. положением фюзеляжа при взлёте
и посадке (1954) и реактивный XV-4A
«Хаммингбёрд» (1962), а также сверхзвук,
истребитель YF-12 (1963). Важной была
программа создания широкофюзеляжного
пасс, самолёта L-1011 «Тристар» (1970,
внеш, диаметр фюзеляжа 5,97 м, до прек-
ращения произ-ва в 1983 построено 250; см.
рис. в табл. XXXV), В кон. 70-х гг концерн
занялся разработкой малозаметных ЛА
(«стеле» техника, элементы к-рой использо-
вались на самолётах SR-71). Был создан
к поступил на вооружение дозвук. удар-
ный самолёт F-117 (1981, построено 59,
см рис. 3). «Л» возглавлял группу фирм,
создавших опытный истребитель YF-22
(1990, см. рис 4), участвовал в проектиро-
вании эксперим, возд.-космич. самолёта Х-30
(NASP) До 1990 построено более 35,1 тыс
самолётов разл. типов. Осн. данные нек-рых
самолётов концерна приведены в табл. 1 и 2.
В В. Беляев, О И Губарев
ЛОМОНОСОВ Михаил Васильевич (1711 —
65)—первый рус. учёный-естествоис-
пытатель мирового значения, человек эн-
циклопедических знаний, разносторонних
Продолжение табл 2
Основные данные	П роти иол одоч ные		Военно-Транспортные		
	Р ЗС	S-3A	СЧЗОН	С-141В	С-5В
Первый полёт, тод	|968	|972	1964	1977	1985
Число и тип двитателей	4 ТВД	2 ТРДД	4 ТВД	4 ТРДД	4 ТРДД
Мощность двигателя, кВт	3660	—	3360	—	
Тяга двитателя, кН .	—-	41,3	—	93,4	191
Длина самолёта, м	35.61	16,25	29,79	51.3	75,74
Высота самолёта, м	10,29	6.93	11.66	11.98	19.85
Размах крыла, м . .	30,37	20,9	40,42	48,74	67.88
Площадь крыла. мг . Взлетная масса, т"	120,77	55,5	162,12	300	576
нормальная . .	60,56	19,1		—	—
максимальная	64,41	22,7	79,38	146,56	379,66
Масса пустого самолета, т Боевая (перевозимая) нагруз	26.12	11,8	32,42	63.9	169,64
ка, т	-	- Максимальная скорость nojifb	6,22	—	19.76	41,2	120.06
та. км/ч Максимальная дальность по	760	740	550	825	920
лёта, км (нагрузка,т)	-	5500	3890 119.68)	4730	5480 (118,39)
Радиус действии, км	2495	-	-	-—	-
Потолпк, м	6625	10700	10700	13700	10900
Экипаж, чел	.	...	10	4	4	4	5
Чис-ю десантников	—	—	92	154	270
Вооружение .	....	4 торпеды. |0 глубинных бомб (из них 2 ядерные)	4 тсщпеды, глубинные бомбы			
интересов и способностей, одни из осно-
воположников физ. химии, поэт, художник,
историк В 1735 окончил Славяно-греко-ла-
тинскую академию в Москве. Учился в
Академии, ун-те в Петербурге, затем в Гер-
мании. Л —первый русский избранный
(1745) на должность проф. (акад.) химии.
Среди многочисл. науч, работ Л в разных
областях знания — «Размышления об уп-
ругой силе воздуха» (1745), содержащие
подробно развитое учение о строении воз-
духа на основе кинетич. теории газов.
Занимаясь исследованием атмосферы Зем-
ли и силы тяжести, пришёл к идее исполь-
зования ЛА тяжелее воздуха для достав-
ки регистрирующих фнз. приборов в верх,
слои атмосферы С этой целью в 1754 пост-
роил и испытал первую действующую
модель вертолёта — «аэродромическую ма-
шину» (рис. в табл 1). Два возд. винта
модели приводились в движение часовой
пружиной, помещённой в коробку. Предва-
рительно уравновец|. модель поднималась
вверх при заведённой пружине. В процес-
се работы над моделью, содержавшей про-
образы осн. элементов совр. вертолёта (не-
сущие винты, источник мощности для их
привода, силовую передачу и корпус), Л.
рассмотрел влияние относит, расположения
несущих винтов на подъёмную силу, отме-
тил необходимость повышения мощности
пружинного механизма и уменьшения мас-
сы конструкции.
Лиг Воздухоплавание и авиация в России
до 1907, под ред В А Попона, М , 1956.
ЛОНЖЕРОН (франц, longeron, от longer —
идти вдоль)—основной продольный элемент
силового набора ЛА, служит для переда-
чи изгибающих, растягивающих, сжимаю-
щих и др. нагрузок. Различают Л балоч-
ные, коробчатые, ферменные и ферменно-
балочные.
Балочный Л состоит из верхнего и
ниж поясов, связанных стенкой, подкреп-
лённой стойками. Число стоек, как пра-
вило, кратно шагу нервюр или шпангоутов,
крепящихся к ним, В лонжеронных кон-
струкциях крыла и оперения балочные Л.
устанавливаются с учётом использования
макс, строит высоты профиля крыла и опе-
рения. В кессонных конструкциях крыльев
балочные Л. выполняют роль замыкающей
или разделяющей балки, несущей часть об-
щей нагрузки, действующей на кессон. В
фюзеляжных конструкциях балочные Л
Служат для местного усиления вырезов в
обшивке и являются разновидностью бим-
са. Коробчатый Л,—один из вариан-
тов балочного и используется как осн.
элемент в конструкциях, нагруженных зна-
чит. крутящими моментами (напр., в ло-
пастях несущего винта вертолёта). Фер-
менный Л., как правило, включает
верхний и нижний пояса, соединённые
стойками с раскосами (в совр. конструк-
циях применяется редко}. Ферменно-
балочный Л. имеет в конструкции
элементы как балочного, так и фермен-
ного Л,
ЛОПАСТЬ ВН НТА — основная рабочая
часть возд. винта, с помощью к-рой при
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимЛ^ЭЯАСТЬ 317
Рис. I Схема зопасти аинта и ее основные
1еометрические характеристики R — радиус, b -
ширина, г — тол шина ф—угол установки г ра-
диус сечения
Рис. 2. Зависимости ос
новных геометрических
характеристик лопасти
анита от относительного
радиуса г сечения
вращении создается положительная или от
рипательная тяга Л в имеет профилир
часть, наз пером, комель (цилиндрич учас
ток комлевой части Л в ) и прикомле
вую часть — переход от пера к комлю Осн
геом хар ки Л в показаны на рис 1, их
зависимости от относит радиуса г - на
рис 2 Выбор геом хар-к определяется
назначением винта, условиями его работы,
требованиями аэродинамики, прочности,
крутильной и изгибной жесткости, а в отд
случаях и технологией изготовления По
форме в плане Л в может быть эллип
тической, прямоугольной, трапециевидной,
с прямой или изогнутой осью В последнем
случае Л в наз саблевидной, применяет
ся для уменьшения волновых потерь при
больших скоростях полета и снижения уров-
ня шума По конструкции Л в бывают
пустотелыми (лонжеронные и безлонже-
ронные) и сплошными, могут изготовлять
ся из дерева, дуралюмина, стали и ком
позиционных материалов Пов-сти Л в
защищаются от внеш воздействий разл
покрытиями (оксидные и полимерные плен
ки, лаки, краски) С целью предотвращения
льдообразования передняя кромка Л в на
30—40% по длине и 15 20% по ширине за-
щищается противообледеинт устройствами
(см Противообледенительная система)
См также ст Несущий винт
Ю Л Сухоросов
ЛОПАТОЧНЫЕ МАШИНЫ - аэроди
намич устройства, в к-рых происходит
либо преобразование механич энергии на
валу в механическую (гл обр потенци-
альную) энергию газа (компрессор), либо
потени энергии газа в механич энергию на
валу (турбина) В обоих типах Л м пре
образование энергии связано с возникно-
вением при обтекании лопаток аэродинамич
сил, к-рые в компрессоре направлены про
тнв вращения, а в турбине - по вра-
щению ротора По направлению движения
рабочего тела относительно оси вращения
Л м бывают осевые (компрессор, турбина),
центробежные (компрессор, насос) и цент
ростремительные (турбина) Л м могут
быть одно- и многоступенчатыми В авиац
двигателях используются одно , двух или
трехвальные Л м в зависимости от числа
механически не связанных роторов Теория
Л м , методы нх расчета и профилирования
лопаток осн на ур ниях механики сплош-
ной среды, записанных для фикси ров объ
ема, содержащего один или неск венцов
В авиац ГТД чаще всего применяют
осевой многоступенчатый или осецентро-
бежный компрессор и осевую газовую тур
би ну Компрессор вместе с вентилятором
и турбина составляют турбокомпрессор,
являющийся осн частью авиац двигателя
Для авиац Л м характерны большие сте
пени сжатия в компрессоре и высокие темб-
ры газа в турбине Поэтому авиац Л м
отличаются от стационарных высокими
аэродинамич и механич нагрузками и
высокой частотой вращения, необходи-
мостью охлаждения турбин (обычно ежа
тым воздухом, отбнраем'ым от компрес
сора)
Лит Нечаев Ю Н, Федоров Р М
Теории авиационных газотурбинных двигателей
ч I, М	1977	Хозшеаннков К В
L м и н О Н Митрохин В Т, Теория и
расчег авиационных лопаточных машин 2 изд
М 1986	В Т Мшрихин
«ЛОТ» (LOT, Pols-
kte Lime Lotmcze) —
авиакомпания Поль-
ши Осуществляет пе-
ревозки внутри стра-	/ 'vx
ны, а также в стра
ны Европы, Сев Аме-
рики. Сев Африки
Ближнего и Дальне
го Востока Осн в 1929 В 1989 перевез-
ла 2,3 млн пасс , пассажирооборот 4,88
млрд п км Авиац парк — 43 самолёта
ЛОТАРЕВ Владимир Алексеевич (р 1914) —
сов конструктор авиац двигателей, акад
АН УССР (1985), Герой Соц Труда (1974),
засл деятель науки УССР (1984) Окончил
Харьковский авиац ин-т (1939) Работал
на з дах конструктором, ведущим конструк
тором С 1963 гл конструктор в О КБ
А Г Ивченко, в 1981—89 ген конст-
руктор Под рук Л разработана кон-
цепция отечеств трехвальных ТРД большой
двухконтурности с высокими параметрами,
большим ресурсом, высокими надежностью
и технологичностью и создан ряд ГТД,
в т ч ТРДД Д-36, Д 18Т, турбовальный
двигатель Д-136 Деп ВС СССР в 1984 —
89 Ленинская пр (I960), Гос пр СССР
(1948, 1976) Награжден 3 орденами Ле
нина, орденами Октябрьской Революции,
Трудового Красного Знамени, Красной
Звезды медалями См ст АИ
«ЛТУ»’ (LTU, Lutt-
transport Unterneh-
men GmbH & KG) —
чартерная авиаком-
пания ФРГ Осу-
ществляет перевозки
на внутр звиалнни
ях, а также полеты
в страны Сев и Юж
Америки, Карибского бассейна, Африки
и Дальнего Востока Осн в 1955 под назв
«Люфттранспорт унион», указ назв с
1956 В 1989 перевезла 4 млн пасс , пас-
сажирооборот 11.25 млрд п, км Авиац
парк — 19 самолетов
ЛУГАНСКНЙ Сергей Данилович (1918-
77)— сов летчик, ген -майор авиации
(1957), дважды Герой Сов Союза (1943,
1944) В Сов Армии с 1936 Окончил
Оренбургскую воен авиац школу лётчи-
ков (1938), Воен возд академию (1949,
ныне им Ю А Гагарина) Участник сов
финл и Вел Отечеств войн В ходе войны
был ком эскадрильи, ком истребит авиа-
полка Совершил 390 боевых вылетов, сбил
лично 37 (в т ч 2 тараном) и в составе
группы 6 самолетов противника После вой
ны (до 1964) на командных должностях в
ВВС Награжден орденом Ленина, 2 ордена-
В А Лоуарев
С Д Луганский
ми Красного Знамени, орденом Александра
Невского, 2 орденами Красной Звезды,
медалями Бронзовый бюст в Адма-Ате
Соч Небо остается чистым, А тиа Ата, 1970
На гзубоких виражах 3 изд Азма Ата, 1974
Лиг КузьиинН П С Луганский Алча Ата,
1968
ЛУКИН Макар Михайлович (1905—61) —
один нз организаторов авиац промети
СССР, ген майор инж авиац службы
(1944), Герой Соц Труда (1945) Окон-
чил Новочеркасский индустриальный ин-т
(1935) В 1940 — 46 директор авиамоторных
з дов в Запорожье и Казани С 1946
на разл гос должностях В годы Вел
Отечеств войны под рук Л организовано
поточно серийное произ во двигателей для
самолетов По 2, Ил 2, Ла 5, Лз-7 и др,
внедрены прогрессивные технол процессы
Деп ВС СССР в 1946—50 Награжден
5 орденами Ленина, орденом Трудового
Красного Знамени, медалями
Лит Шифрин Е Влет Казань, 1982
Л УС С Эдуард Эдуардович (1912 — 80) —
сов конструктор авиац двигателей Окон-
чил Дальневосточный политехи нн-т (1937)
С 1940 работал над созданием первого
отечеств ТРД TP I и Др- двигателей ОКБ
А М Люльки, с 1946 — его первый зам
В 1957—76 гл конструктор В 1957—69
руководил ОКБ ца серийном з-де № 45
в Москве (впоследствии Машиностроитель-
ное конструкторское бюро «Гранит») Гос
пр СССР (1951) Награждён орденами
Ленина, Октябрьской Революции, 2 орде
нами Трудового Красного Знамени, орденом
Красной Звезды, медалями
ЛЮДВНГА ТРУБА — ударная труба им-
пульсного типа Используется для прове-
дения испытаний моделей ЛА при высоких
Рейнольдса числах (до Ю9) в широком диа-
пазоне скоростей (Маха чисел М=0,2—10)
Л т состоит из форкамеры — длинного ка-
нала высокого давления (не обязательно
прямого и пост поперечного сечения),
сопла (обычно Лаваля сопла), рабочей
части с поддерживающими модель механнз-
t-хема трубы Людвита (внизу) и распространение
в ней волн разрежении (вверху) 1 —форкамера,
2 - диафрагма, 3 — сопло 4 — рабочая часть 5 —
вакуумная емкость, 6 — модель
318 ЛОПАТОЧНЫЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
М И Лукин
Э Э Лусс.
А. М Люлька
А В Ляпидевский
нами, диффузора и вакуумной ёмкости
(см. рис.). Необходимым элементом трубы
является быстродействующий клапан (или
диафрагма), к-рый устанавливается перед
соплом или за рабочей частью. Если кла-
пан установлен перед соплом, то в момент
запуска рабочая часть и модель испыты-
вают большие динамич. нагрузки из-за про-
хождения волны сжатия; если же клапан —
за рабочей частью, то она должна быть рас-
считана на высокое давление.
Л. т приводится в действие открыти-
ем быстродействующего клапана (разры-
вом диафрагмы) Картина течения в рабо-
чей части сохраняется практически неиз-
менной в течение промежутка времени, за
к-рый волны разрежения, распространяясь
по форкамере, достигают торцевой стенки
и, отразившись от неё, возвращаются к вхо-
ду в сопло Продолжительность т стационар-
ного (рабочего) течения в осн. определяемся
длиной I канала и скоростью звука а в газе,
к-рым заполнен канал: т=*21/а. В сущест-
вующих установках время стационарной ра-
боты исчисляется несколькими десятыми до-
лями секунды Увеличение времени работы
трубы путём увеличения длины канала ог-
раничивается влиянием пограничного слоя.
Чтобы обеспечить гиперзвук, скорость по-
тока в рабочей части, газ в канале Л. т- дол-
жен быть нагрет до темп-ры, гарантиру-
ющей отсутствие его конденсации в рабо-
чей части.
Схему такой аэродинамич. трубы предло-
жил нем. учёный Г Людвиг в 1955 Установ-
ку отличают простота конструкции, относи-
тельно невысокая стоимость и экономичность
в эксплуатации	А Л Искра
ЛЮК (от голл. luik) летательного
аппарата—вырез в обшивке (оболочке)
или в стенке конструкции ЛА, служащий
для входа или покидания ЛА, а также
обеспечивающий доступ для монтажа,
Рнс. 1. Открывающийся вверх Носовой люк само-
лёта Ан-] 24
обслуживания и загрузки, В условиях нор
мальной эксплуатации Л. закрыт створ-
ками, крышкой или дверью Л. делятся на
силовые и неснловые, герметичные и не
герметичные. В силовых Л- двери (крышки,
створки) связаны замками, упорами и
болтами с окантовкой и способны передать
нагрузку через каркас двери на края
окантовки Л. В несиловых Л двери наг-
рузки не передают- Однако в случае дейст
вия аиутр. избыточного давления каркас
двери может передать распределённую
нагрузку с обшивки Л. на края окан-
товки-
В зависимости от назначения различают
Л. эксплуатационные, технологические и
аварийные, К эксплуатац. Л. относятся
входные, служебные, багажные, грузовые,
бомболюки, Л гидро-, радио- и фотоотсе
ков. Л., предназначенные для обслужи-
вания и эксплуатации ЛА н др. Технол.
Л. выполняются, как правило, силовыми
и необходимы на заключит, этапе сборки
отсеков ЛА Через них осуществляются
установка болтов, клёпка и герметизация
замыкающих швов кессонов крыла, опе-
рения н отсеков фюзеляжа. При необходи-
мости эти Л. используются для ремонтных
работ в эксплуатации. Введение технол. Л.,
как правило, увеличивает массу конструк-
ции ЛА, и поэтому их применяют только
в исключит- случаях.
В зависимости от кинематич. схемы от-
крывания дверей (створок, крышек) раз
дичают Л., к-рые открываются наружу, и
Л., к-рые открываются внутрь ЛА. Л. может
открываться вверх (рис. 1), вниз (рис. 2).
в сторону (рис. 3). Л. открываются вруч-
ную либо с помощью электрич., гидравлич.
илн др- привода.
Створки (крышки, двери) Л. герметизи-
руются резиновым уплотнителем от про-
никновения воды снаружи и утечек воз-
Рис. 2. Кормовой люк с открывающимися вниз
створками самолёта Ил-76Т.
духа изнутри кабины ЛА В кабинах вы-
сотных ЛА герметизация должна обеспе-
чивать мнним. потерн внутр избыточного
давления. В этом случае наиболее надёж-
ны и безопасны двери пробкового типа,
обеспечивающие герметизацию Л. путём
прижима дверей избыточным давлением из-
нутри ЛА. Выполнение противоречивых
требований по обеспечению безопасности
конструкции дверей гермокабин и требова-
ний о быстрой эвакуации пассажиров в
аварийной ситуации вынуждает применять
сложные варианты кинематики открывания
аварийных дверей Наиболее распростра
йены двери пробкового типа с верх, и ниж.
створками (рис 4), к-рые кинематически
связаны с замками и при повороте руко-
ятки двери поворачиваются приблизительно
Рнс. 3. Люк, открывающийся наружу
Рис-4. Дверь пробконого типа: ] — иижияя створка;
2 — верхняя створка, 3, 5 — замки; 4—рукоятка.
на 90°, уменьшая габариты двери н воз-
можность её заклинивания в проёме. После
этого дверь свободно открывается нару-
жу В Сторону.	В К. Рахилин
ЛЮЛЬКА Архип Михайлович (1908—84) —
сов. конструктор авиац. двигателей, один нз
основоположников теории возд -реактивных
двигателей, акад. АН СССР (1968; чл.-корр.
1960), Герой Соц. Труда (1957). Окончил
Киевский политехи ин-т (1931). В 1933—39
преподавал в Харьковском авиац. ин-те и
работал иад проектом ТРД с центробеж-
ным компрессором. В 1939—41 разработал
конструктивную схему ТРДД, явившуюся
прототипом ныне существующих схем, про-
ект опытного образца ТРД с осевым ком-
прессором В 1941—42 работал на танковом
заводе в Челябинске, а с 1943 продолжил
работы по созданию первого отечеств. ТРД
С 1946 гл. конструктор опытного з-да.
Под рук. Л. создан первый отечеств. ТРД,
прошедцшй в февр 1947 гос испытания.
В последующие годы под рук. Л. был
создан ряд ТРД. применявшихся на са-
молётах П О. Сухого, С В. Ильюшина,
Г. М. Бепнева, А. Н. Туполева В 1950—60
www.vokb-la.spb.ru
- Самолёт своим
.ДЮЛЬКА 31»
преподавал в МАИ (с 1954 проф ). С 1957—
ген. конструктор. В 1967—84 пред. Комиссии
АН СССР по газовым турбинам. Ленинская
пр. (1976), Гос. пр. СССР (1948, 1951).
Награждён 3 орденами Ленина, орденом
Октябрьской Революции, 2 орденами Тру-
дового Красного Знамени, медалями. Име-
нем Л. названо Научно-производственное
объединение «Сатурн» в Москве. См. ст.
АЛ.
Лит- Кузьмина Л М, Огненное серд-
це, 2 изд , М , 1988
«ЛЮФТГАНЗА» (Deutsche Lufthansa AG)
— авиакомпания ФРГ, одна из крупней-
ших в мире. Осу-
ществляет перевозки
внутри страны н в
страны Европы, Аме-
рикн, Африки, Азин,
а также в Австрв-
лию. Осн. 1926,
совр.	1954.
В 1989 перевезла 20,4
млн. пасс., пассажирооборот 36,17 млрд,
п.-км, Авиац. парк— 161 самолёт.
ЛЯПИДЕВСКИЙ Анатолий Васильевич
(1908—83)—сов лётчик, ген.-майор авиа-
ции (1946), Герой Сов. Союза (1934, удос-
товерение № 1). Окончил Севастопольскую
школу мор. лётчиков (1928), Воен.-возд.
академию РККА им. проф. Н. Е. Жуков-
ского (1939, ныне ВВИА). В 1926—33 в
Красной Армин, был лётчиком и лётчи-
ком-инструктором. С 1933 работал пилотом
Дальневост, управления ГВФ. В 1934 уча-
ствовал в спасении экспедиции парохода
«Челюскин». В 1935 снова призван в армию.
В 1939—42 зам. нач. Гл. инспекции и
директор авиац. з-да, в 1942— 43 звм.
команд. ВВС врмин, нач полевого ремонта
возд. армии, с 1943 директор з-да. Пос-
ле Вел. Отечеств, войны работал гл. кон-
тролёром Госконтроля СССР, зам. минист-
ра авиац пром-сти, директором з-да.
С 1961 в запасе Чл. ЦИК СССР Деп.
ВС СССР в 1937—46 Награждён 3 орде-
нами Ленина, орденами Октябрьской Ре-
волюции, Красного Знамени, Отечеств, вой-
ны 1-й н 2-й степ.. Трудового Красного
Знамени, 2 орденами Красной Звезды,
орденом «Знак Почёта», медалями. Портрет
см. на стр. 319.
Лит Водопьянов М В., Повесть о пер-
вых героях, 2 изд , М., 1980-
М—1) марка (или первая буква в мар-
ке) самолётов «морского» назначения (гид-
росамолёты и самолёты-амфибии). Напр ,
М-5, М-9, М-24 Д. П. Григоровича-, М-10,
М-12, МБР-2 (мор. ближний разведчик)
Г. М. Бериева-, МТБ-2 (АНТ-44)— мор. тя-
жёлый бомбардировщик А. Н. Туполева;
МДР-6 (Че-2)—мор. дальний разведчик
И. В. Четверикова и др.
2) Распространённое в СССР обозна-
чение авиац ПД. Начиная с 1918 при-
сваивалось ПД, строившимся по иностр об-
разцам (в т ч. М-1, М-2, М-4, М-5, М-6,
М-17, М-22), модерннзир вариантам зару-
бежных моделей н оригинальным отечеств,
конструкциям. Развитие ПД серии «М»
связано с именами А. Д. Швецова (М-11,
М-25, М-62, М-63, М-71, М-81, М-82 и
др.), А. А. Бессонова (М-15, М-26), А. А. Ми-
кулина (М-34), В. Я. Климова (М-100, М-103,
М-105, М-120ТК), А. С. Назарова (М-85,
М-86, М-87), С. К- Туманского (М-88),
Е. В. Урмина (М-88Б. М-89, М-90) и др.
сов. конструкторов. Переход к системе обо-
значения авнац. двигателей нач. буквами
имени и фамилии конструктора относится к
1936, когда после успешного перелёта эки-
пажа В П. Чкалова на самолёте АНТ-25 по
маршруту Москва — о Удд приказом нар-
кома тяжёлой пром-сти Г. К Орджоникидзе
установленный на этом самолёте дви-
гатель М-34 был переименован в АМ-34.
Позднее подобные обозначения получили н
ПД др. конструкторов (см. АШ, ВД, ВК.
АИ}. Обозначение «М» имеют ПД, разраба-
тываемые Опытно-конструкторским бюро
моторостроения.
М — марка самолётов, созданных под рук.
В. М. Мясищева, возглавлявшего в те-
чение своей творческой деятельности ряд
конструкторских коллективов.
В 1934— 38 он руководил бригадой экс-
пернм. самолётов (КБ-6) в конструктор-
ском отделе сектора опытного стр-ва ЦАГИ,
созданной по инициативе А Н Туполева.
Первым самолётом, разработанным кол-
лективом КБ-6, был торпедоносец-бомбар-
дировщик АНТ-41 (Т-1) с двумя ПД АМ-34
(см. ст. Ту). В сер. 30-х гг. в целях внед-
рения передового опыта зарубежного са-
320 «ЛЮФТГАНЗА»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
молётостроения в отечеств произ-во был
приобретён ряд самолётов для лицензионной
постройки. Среди них самолёт для гражд.
авиации Дуглас DC-З (США). Коллектив
КБ-6 произвёл переработку конструкции
этого самолёта применительно к отечеств,
нормам прочности, технологии и материа-
лам, а также осуществил перевод разме-
ров на метрич. систему. Впервые в СССР
при его изготовлении применён плазово-
шаблонный метод произ-ва для крупной се-
рии (было построено более 2000). Перво
начально самолёт наз. ПС-84, затем Ли-2.
В кон 1939 Мясищев, к-рый находился
в заключении и работал в ЦКБ-29 НКВД,
предложил проект дальнего бомбардиров-
щика «102» с герметичными кабинами.
Для его разработки в ЦКБ было создано
КБ. к-рое Мясищев возглавлял в 1939—
43. Самолёт (рис. 1), получивший иазв.
ДВБ-102 (дальний высотный бомбардиров-
щик). был построен с двумя ПД М-120 ТК-
В акте о гос. испытаниях в 1942 отмечалось,
что ДВБ-102 явился первым отечеств,
бомбардировщиком с герметичными каби-
нами. обеспечивающими норм, физиол. усло-
вия для работы экипажа. Впервые в сов.
авиастроении в конструкции бомбардиров-
щика были применены шасси с носовым коле-
сом. Стрелково-пушечное вооружение с днс-
танц. управлением, тонкое крыло с относит,
толщиной от 10 до 16% и встроенными ба-
ками-кессонами. Створки бомбового люка
дл. 5,7 м открывались внутрь. Макс, бом-
бовая нагрузка составляла 3 т. В 1943 на
ДВБ-102 были установлены двигатели
АШ-71. Лётные испытания самолёта прово-
дились до 1946.
В 1943 Мясищев был назначен гл. кон-
структором и рук. опытно-конструкторско
го отдела з-да № 22 в Казани, выпускав-
шего пикирующий бомбардировщик Пе-2,
и одновременно гл. конструктором моек,
з-да № 482, где должна была проводиться
доводка ДВБ-102. К этому времени ско-
рость Пе-2, одного из осн. бомбардиров-
щиков периода Вел. Отечеств, войны, при
переходе на массовое произ-во резко сни-
зилась Работы по улучшению местной аэ-
родинамики Пе-2 были проведены иод рук.
М. (совм. с ЦАГИ). На самолёте были
также установлены более мошные двига-
тели, модифицирована турельная пулемёт-
ная установка, для снижения пожароопас-
ности применена система нейтрального газа,
упрощена технология изготовления. Ско-
рость полёта увеличилась с 480 до 540 км/ч.
Самолёту присвоено обозначение Пе-2Б.
Рис. 8. Транспортировка самолётом ВМ-Т контейнера с элементами конструкции ракеты носителя
«Энергия».
В нач. 1944 разработан дневной пи-
кирующий бомбардировщик Пе-2И со ско-
ростью полёта, превышающей скорость
нем. истребителей, способный нести в фю-
зеляже бомбу массой 1 т для разрушения
мощных оборонит, укреплений. Применение
двигателей ВА-107А. уменьшение экипа-
жа по сравнению с Пе-2 с 3 до 2 чел (бла-
годаря электродистанц, управлению стрел-
ковой установкой), улучшение аэродина-
мики — всё это позволило достичь ско-
рости 656 км/ч на выс 5650 м. Пе-2И стал
базовым для создания ряда опытных са-
молётов — бомбардировщиков Пе-2М.
ДБ-108, дальнего истребителя сопровож-
дения ДИС- В нач. 1946 ОКБ Мясищева
на з-де № 482 было расформировано, бы-
21 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?М 321
Рис. 9. Самолёт М-17 «Стратосфера*
ла прекращена и его конструкторская дея-
тельность в Казани.
В 1951 Мясищев возглавил Опытно-
конструкторское бюро № 23, образованное
для разработки стратегия, реактивного бом-
бардировщика. Опыт проектирования и по-
стройки таких самолётов практически от-
сутствовал. Необходимо было создать са-
молёт со скоростью, высотой и дальностью
полёта значительно большими, чем у су-
ществовавших тяжёлых самолётов того
времени. Впервые в отечеств, самолёто-
строении при создании самолётов подоб-
ного класса были предложены и внед-
рены аэродинамически чистое тонкое стре-
ловидное крыло без надстроек, размещение
двигателей в наплывах корневой части кры-
ла, шасси велосипедной схемы. Для сокра-
щения разбега применялось «вздыбливание»
передней пары колёс тележки передней стой-
ки шасси, что увеличивало угол атакн пе-
ред отрывом. В системах управления эле-
ронами н рулями применены бустеры (из-за
роста шарнирных моментов на органах
управления). В целях снижения массы кон-
струкции широко использованы больше-
габаритные поковки, магниевое лнтьё. Са-
молёт(рнс. 2 и рис. в табл. XXV), осна-
щённый четырьмя ТРД АМ-3 и получивший
обозначение М-4, был спроектирован н по-
строен всего через один год н 10 мес. пос-
ле орг-ции ОКБ. На М-4 отработана система
дозаправки самолётов в воздухе «штанга-
конус». разработанная совм. с ОКБ С. М
Алексеева. Позже на базе М-4 создан са-
молёт-заправщнк.
Дальнейшим развитием М-4 стал самолёт
ЗМ (рис. 3) —реактивный стратегия, бом-
бардировщик с четырьмя ТРД ВД-7Б. Са-
молёт имел ту же схему, что и М-4, но была
улучшена аэродинамика, изменена компо-
новка, кабина экипажа стала меньше
(численность экипажа уменьшилась на од-
ного чел.). На самолётах М-4 и ЗМ уста-
новлено 19 мировых рекордов.
В 1959 совершил первый полёт самолёт
М-50 (рнс. 5 и рис. в табл. XXVII)—сверх-
звук. стратегии, ракетоносец с четырьмя
ТРД Трудности проектирования, вызван-
ные отсутствием опыта разработки подоб-
ных самолётов: компоновка бомбового от-
сека и велосипедного шасси в длинном
тонком фюзеляже и топлнвных баков в тон-
ком (с относит, толщиной 3%) треуголь-
ном крыле малого удлинения. Наряду с раз-
работкой новых методов проектирования
было реализовано много оригин. конструк-
тивных решений. Сконструирован автомат
центровки, перекачивающий топливо нз пе-
редних баков фюзеляжа в задние прн пе-
реходе на сверхзвук, скорость полёта. При
этом обеспечены устойчивость н управляе-
мость самолёта в аварийных ситуациях (прн
нарушении работы системы перекачки или
резком снижении скорости). Разработана
очень «плотная» компоновка — в самолёте
удалось разместить большое кол-во топли-
ва. На самолёте предусмотрена полностью
автоматизир. электродистанц. система уп-
равления. В конструкции планёра впервые
широко применены большегабаритные мо-
нолитные прессов, панели, что обеспечи-
ло необходимое качество аэродинамич.
поверхностей и снижение массы благода-
ря уменьшению протяжённости стыков.
Из-за сложности конструктивной схемы
впервые применены металлич. конструктив-
но -подобные модели для испытаний в аэро-
динамич. трубах и лётных испытаний.
В 1960 ОКБ-23 было переведено на ра-
кетно-космич. тематику, н работы Мяси-
щева в самолётостроении вновь были пре-
рваны. В 1967 он возвращается к конст-
рукторской деятельности в качестве ген.
конструктора Экспериментального машино-
строительного завода (ЭМЗ), к-рому в
1981 присвоено его имя. Под рук. Мясишева
Табл.— Самолёты В М Мясищева и Экспериментального машиностроительного завода нм. В М. Мясищева.
Основные данные	ДВБ-102 с донга телем М-120ТК	ДВБ-102 ' с двига телем АШ 7]	Пе-2Б	ДБ-108	— Пе 2И	Пе-2М	ДИС	М 4	ЗМ	М 50	ВМ-Т «Атлант*	М 17 «Страто- сфера»
Первый полёт, год Начало серийного	1942	1943	1943	1944	1944	1945	1945	1953	1956	1959	1981	1982
производства, го/ Число, тип и мар-		—	1944	—	1944	—	—	1954	1956	—	—	—
ка двигателей . Мощность двига	2 ПД М-120ТК	2 ПД АШ71 ТКЗ	2 ПД ВК-105ПФ	2 ПД ВК-Ю8	2 ПД ВК-107 А	2 ПД ВК 107А	2 ПД ВК 107А	4 ТРД РД-ЗМ- 500А	4 ТРД ВД-7Б или РД-ЗМ 500А	4 ТРД ВД-7Б	4 ТРД ВД-7М	1 ТРД
теля, кВт . Тяга двигателя, кН , , .	1840	1470	890	1360	1210	1210	1210	94,6	93,2 или 94,6	93,2	103	70
Длина самолёта, м Высота самолёта,	18,9	18.9	12,24	13,47	13,4	13,57	13.795	47.66	48,76	57,48	51,2	21,08
м	4,73	4.73	4,175	—	3,75	—	3.96	11,45	11.5	8,25	11,5	4,87
Размах крыла, м Площадь крыла.	25,16	25.16	17,15	17,8	17,175	17.99	18,11	50,53	53.14	25,1	53,14	40,3
м .	78	78	40,5	43	41.8	43.5	43,8	330	351,78	290,6	351,78	151
Колея шасси, м Взлётная масса, т:	6,2	6.2	4,72	4.72	4,73	4,72	4,72	—	—	—	—	6,6
нормальная	15	16.038	8,58	9.26	8.983	10,17	10.46	—	—	210	—	18,4
максимальная Масса пустого са	17	19,037	8,98	9.94	9,928	12.044	12,28	184	190	—	190	—
молёта. г . Максимальная дальность поле-	10,966	12,173	6,21	6.78	7,014	7.458		—	—	—	—	14,32
та, км Максимальная скорость полёта.	3340*	3600*	1200	2250*	2275	2050	3800	—	—	7400*	1700	
км/ч	530	529	534	700*	656	630	625	950	950	1950*	550	750
Поволок, м	8300	10500		11000*	9350	8500	9300	11000	11000	16500*	8000	21880
Экипаж, чел	4	4	3	2	2	3	2	8	7	2	6	1
* Проектные данные
322 М
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
на ЭМЗ проводились эксперим работы по
увеличению дальности полета самолётов
за счёт ламинаризании обтекания, по ис-
пользованию композиц материалов и др,
а также выполнялись разработки самолетов
В 1981 совершил первый полет специа-
лизир самолёт-носитель, созданный на ба
зе бомбардировщика ЗМ Этот самолет, по
лучивший впоследствии обозначение ВМ-Т
«Атлант» (рис 4), предназначался для
транспортировки с заводов-изготовителей
иа космодром Байконур элементов конструк
ции ракеты-носителя «Энергия» массой до
40 т и диам 8 м (рис 8) и космич корабля
многоразового использования «Буран» Пе
ревозка грузов осуществляется на «спине»
самолёта «Атлант», причём размеры гру-
зов в два с лишним раза превосходят диам
фюзеляжа самолёта-носителя «Атлант» по
существу представляет собой новый са-
молет полностью изменены конструкция
фюзеляжа, система управления, усилено
крыло, установлены более мощные двига
тели, без доработки остался только кар-
кас кабины экипажа Для повышения устой
чнвости и предотвращения бафтинга вмес
то однокилевого вертик оперения приме-
нено разнесённое двухкилевое с большими
килями-шайбами В процессе проектиро-
вания самолёта ВМ-Т «Атлант» впервые
в мировом и отечеств авиастроении решены
проблемы создания компоновки, обеспечи
вающей эксплуатацию в пяти разных кон-
фигурациях (с четырьмя разл видами
грузов и без груза)
В 1982 совершил первый полёт созданный
на ЭМЗ дозвук высотный самолёт М 17
«Стратосфера» (рис 6 и 9), разработка
к-рого была начата под рук Мясищева В
1990 на этом самолёте установлено более
20 мировых рекордов высоты и скорости
полёта и скороподъёмности Самолёты ЭМЗ
стали обозначать эмблемой
Эмблема самолётов Экспериментального маши
построитель но го завода им В М Мясищева
Развитием М-17 стал самолёт «Геофизи
ка» (рис 7) —один из немногих в мире, по-
зволяющий проводить науч исследования
в атмосфере и стратосфере на выс до 20 км
Большая высота и продолжительность по-
лёта создают исключит возможности для
выполнения задач, требующих наблюдения
за обширными участками земной поверх
ности Самолет может быть использован
для картографирования, исследования при
родных ресурсов, оценки урожая и исполь-
зования земель, обнаружения очагов лес-
ных пожаров, наблюдений за р нами сти
хийных бедствий, поиска пропавших и тер-
пящих бедствие самолётов и судов, аст-
рономия и астрофиз исследований и др
работ
Лит ЦАГИ — основные этапы научной дея
тельности ]918—1968 гг М , 1976, Яковлев А С,
Советские самолёты, 4 изд, М , 1982
В И Гончаров
МАГИСТРАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ —пас-
сажирский, грузопассажирский, грузовой
самолёт основных (магистральных) авиа-
линий Различают ближние, средние и даль-
ние М с с дальностью полёта соответственно
1000—2500 км, 2500—6000 км, св 6000 км
(до 11 000 км и более) М с отличаются
от самолетов местных воздушных линий
увелич дальностью полёта, значительно
большим числом пасс мест (большей гру
зоподъемностью)
МАГНИЕВЫЕ СПЛАВЫ Первые М с на
базе систем магний — алюминий — цинк и
магний — марганец, содержащие до 10%
алюминия, до 3% цинка и до 2.5% мар-
ганца, появились в нач 20 в (под назв
«электрон», теперь мало употребляемым)
Значение конструкц пром материалов М с
приобрели в кон 20-х — нач 30-х гг В пром
М с содержатся добавки алюминия, цин-
ка, марганца, циркония, тория, лития,
нек-рых редкоземельных металлов, сереб-
ра, кадмия, бериллия и др Общее кол-во
добавок в наиболее легированных М с
достигает 10—14% М с подразделяют
на литейные (для произ ва фасонных от-
ливок) и деформируемые (для произ ва по
луфабрикатов прессованием, прокаткой,
ковкой и штамповкой)
М с — наиболее лёгкие из конструкц
сплавов Плотность их колеблется от 1400
до 2000 кг/м3 (т е примерно в 4 раза
меньше плотности стали и в 1,5 меньше
плотности алюм сплавов) М с обла-
дают высокими жесткостью (наибольшая у
сплавов магний—литий), теплоёмкостью,
демпфирующей способностью
Макс уровень механич свойств достиг-
нут у М с , легированных иттрием (проч
ность до 450 МПа) Сплавы этой системы,
как и сплавы, легированные неодимом н
литием, работают длительно до 300°С и
кратковременно до 400°С Модуль упругос-
ти М с колеблется в пределах 41—45 ГПа,
модуль сдвига равен 16—16,5 ГПа При
криогенных темп-pax модуль упругости, пре-
делы прочности и текучести М с увели-
чиваются, а удлинение и ударная вяз-
кость падают, но не в такой степени, как
это наблюдается у сталей
При получении М с из-за высокого
сродства магния с кислородом пов-сть рас
плава защищают флюсами или спец газо-
выми средами Чтобы избежать горе
ния металла, при непрерывном литье М с
применяются газовые среды, а при фасонном
литье в состав формовочных смесей вво
дят защитные присадки, кокили красят
красками, содержащими борную кислоту
Отливки получают всеми известными спо-
собами М с деформируются только пос-
ле нагрева (исключение составляют сплавы
магний —литий с содержанием лития боль
ше 11%) Детали, узлы разл конструк
ций из деформируемых М с изготовляют
механич обработкой, сваркой, клёпкой,
объёмной и листовой штамповкой При
конструировании деталей из М с избегают
острых надрезов и резких переходов се-
чений Сварке не подвергаются только
сплавы с высоким содержанием цинка
Из за высокого электроотрицат потен-
циала и недостаточных защитных свойств
оксидной пленки М с требуют спец мер
для защиты от коррозии М с повыш
чистоты пригодны для эксплуатации в мор
воздухе Нек-рые М с склонны к коррозии
под напряжением Консервация деталей и
полуфабрикатов осуществляется с помощью
хроматных пленок, жидких нейтральных
обезвоженных масел, спец смазок М с
пригодны для работы при криогенных, нор-
мальных и повыш темп-рах
В авиац технике М с служат материалом
для деталей колёс, систем управления и
крыла, корпуса ЛА и двигателей В 1934
в СССР был построен экспериментальный
самолёт из М с , к-рый в течение четырёх
лет выполнил более 600 испытательных по-
летов
Лит Магниевые сплавы Справочник, под ред
М Б Альтмана [и др ] т I—2, М, 1978
Б И Бондарев М Б Альтман. М Е Дриц
МАГНУСА ЭФФЕКТ (по имени нем учё-
ного Г Г Магнуса, Н G Magnus)—воз-
никновение поперечной силы при обтека-
нии вращающегося тела однородным пото
ком жидкости или газа Эта сила направлена
к той стороне вращающегося тела, на к рой
направления вращения и скорости набе-
гающего потока совпадают Впервые яв-
ление было объяснено в 1852 Магнусом, ис-
следовавшим причины отклонения шаровых
арт снарядов от расчётной траектории и по-
казавшим, что оно обусловлено вращением
такого снаряда, к рое он получает вследствие
случайных причин
Качественно М э можно объяснить на
примере вращающегося кругового цилинд-
ра, обтекаемого потоком несжимаемой жид
кости, имеющим скорость на беско-
нечности (см рис ) Эта задача эквивалент-
на обтеканию цилиндра потоком при на
личин циркуляции скорости Г, значение к-рой
пропорционально угловой скорости враще-
ния цилиндра <о, а её возникновение обус-
ловлено силами вязкости В этом случае, сог-
ласно Жуковского теореме, на цилиндр дей-
ствует сила F. перпендикулярная направ-
лению набегающего потока и равная
на единицу длины цилиндра (р — плотность
жидкости) В реальных условиях картина
течения вокруг вращающегося тела сложнее
и сопровождается отрывом потока, к-рый
вызван вязкими силами и зависит от Рей-
нольдса числа Все это затрудняет уста-
новление связи между Г и w и получение
достоверных количеств результатов Струк-
тура течения ещё более усложняется при
движении пространственного вращающего-
ся тела
Нем инж А Флетнер в 1922—26 пытал
ся использовать М э для приведения в
движение корабля энергией ветра — ва ко-
рабле вместо парусов были установлены
Магнуса эффект
быстро вращающиеся цилиндры-роторы Ис-
пытания показали техн пригодность кораб-
ля, но он оказался менее экономичным,
чем обычные винтовые суда
М э широко используется в спортив-
ных играх — «кручёные» мячи в теннисе,
«сухой лист» в футболе и т д
В А Башкин
МАЗУРЁНКО Алексей Ефимович (р 1917) —
сов летчик, ген -майор авиации (1962),
дважды Герой Сов Союза (1942, 1944)
В Сов Армии с 1938 Окончил Ейское
воен -мор авиац уч-ще (1940), курсы усо-
21*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сво

323
A. E. Мазуреико.	И. П. Мазурук.
А. И Макаревскин.
Дж. С. Макдоннелл.
вершенствования комсостава ВВС ВМФ
(1943), Воен.-мор. академию (1952). Участ-
ник Вел. Отечеств, войны. В ходе войны
был лётчиком-истребителем, ком. авиазве-
на на Балтийском флоте, лётчиком-инструк-
тором штурмовой авиации на Северном
и Черноморском флотах, ком. штурмо-
вого авиаполка иа Балтийском флоте.
Совершил ок. 300 боевых вылетов, лично
потопил 8 и в составе группы 22 корабля
противника. После войны ком. авиаполка,
ком. дивизии, работал в центр, аппарате
и вузах ВМФ. Награждён орденом Ле-
нина, 3 орденами Красного Знамени, орде-
ном Ушакова 2-й степ., 2 орденами Оте-
честв. войны 1-й степ., орденом Красной
Звезды, медалями. Бронзовый бюст в пос.
Установка Кировоградской обл.
Лит.: Буров А. В., Твои герои. Ленинград.
[2 изд.]. Л.. 1970.
МАЗУРУК Илья Павлович (р. 1906)—сов.
полярный лётчик, ген.-майор авиации (1946).
Герой Сов. Союза (1937). В Сов. Армин
с 1927. Окончил Воен.-теоретич. школу ВВС
в Ленинграде (1928), Борисоглебскую воеи.
школу лётчиков (1929), курсы усовер-
шенствования начальствующего состава
ВВС при Воен.-возд. академии РККА им.
проф. Н. Е. Жуковского (1939; ныне ВВИА).
Работал ком. авиаотряда на Сахалине.
С 1936 в полярной авиации (с 1938 иач.
управления полярной авиации Главсевмор-
пути). Участвовал в высадке иауч. экс-
педиции И. Д- Папанниа на Сев. полюс
(1937). Участник сов.-фннл. и Вел. Оте-
честв. войн. В ходе войны был ком. авиа-
группы ВВС Северного флота, иач. Крас-
ноярской авиатрассы ВВС и ком. 1-й пе-
регоночной авиадивизии (руководил пере-
гонкой самолётов по лендлизу из США в
СССР). В 1945—47 нач. управления и
зам. нач. Главсевморпути. В 1947—53 зам.
нач. НИИ ГВФ. Участник мн. экспедиций
на Сев. полюс н полётов в Антарктиде. Деп.
ВС СССР в 1937—50. Награждён 2 орде-
нами Ленина,3 орденами Красного Знамени,
3 орденами Отечеств, войны 1-й Степ.,
2 орденами Трудового Красного Знамени,
3 орденами Красной Звезды, медалями.
Соч.: Над Арктикой и Антарктикой. Полярная
авиация СССР. №.. [991 (совм. с А. А. Лебедевым).
МАКАРЁВСКИЙ Александр Иванович
(1904—79)—сов. учёиый в области проч-
ности и аэроупругости ЛА, акад. АН СССР
(1968; чл.-корр. 1953), засл, деятель нау-
ки и техники РСФСР (1964), Герой Соц.
Труда (1957). Окончил МВТУ (1929).
В 1927—79 работал в ЦДГИ (в 1950—
60 — нач. ин-та), с 1952 одновременно проф.
Моск. физ.-техн, ин-та. Труды М. по внеш,
нагрузкам на самолёт послужили основой
для создания отечеств, норм прочности
самолётов и др- ЛА. Внёс большой прак-
тич. вклад в создание ми. образцов
авиац. техники. Пр. им. Н. Е. Жуковс-
кого (1971). Ленинская пр. (1957), Гос.
пр. СССР (1943). Награждён 3 орденами
Ленина, орденом Октябрьской Революции,
3 орденами Трудового Красного Знамени,
медалями.
Соч.: О нагрузках крыла и оперения истре-
бителя в полете, <Тр. ЦАГИ*, 1940, Me 41;
Прочность самолета при больших скоростях, М..
1944; Теоретические и экспериментальные основы
норм прочности самолетов, М.. 1969.
МАКДОННЕЛЛ (McDonnell) Джеймс
Смит (1899—1980)—амер, авиаконструк-
тор. Окончил Принстонский ун-т (1921),
Массачусетсский технол. ии-т (1923), шко-
лу лётчиков трансп. авиации (1924)- Ра-
ботал на мн. фирмах, в т. ч. с 1927 на фир-
ме «Стаут метал эрплейн» (Stoul Metal
Airplane), где принимал участие в созда-
нии пасс, самолёта «Эр Пулмаи», переде-
ланного впоследствии в популярный в США
пасс, самолёт Форд «Тримотор». В 1928 осн.
фирму «Макдоииелл энд ассошиейтс»
(McDonnell and Associates), где раз-
работал и построил лёгкий двухместный
самолёт «Дуддлбаг», в 1931—32 работал
на фирме «Грейт лейке эркрафт* (Great
Lakes Aircraft) лётчиком-испытателем
гидросамолётов, с 1933 — иа фирме «Гленн
Мартин» (Glenn Martin), где участво-
вал в разработке сухопутных самолётов. В
1939 осн. фирму «Макдоннелл», специализи-
ровавшуюся в области истребителей, н стал
её президеитом. В 50-х гг. начал заниматься
ракетной н космич. техникой, руководил раз-
работкой пилотируемых космич. кораблей
«Меркурий» и «Джеммин». С 1962 М.—
пред, и гл. исполнит, директор оси. им фир-
мы, с 1967 — пред, фирмы «Макдоннелл-
Дуглас».
«МАКДОННЕЛЛ» (McDonnell Aircraft Cor-
poration)— самолётоСтроит. фирма США с
ракетио-космич. сектором. Осн. в 1939
Дж. С. Макдоннеллом, вместе с фирмой
«Дуглас» вошла в состав образованной в
1967 фирмы «Макдоннелл-Дуглас». Во время
2-й мировой войны участвовала в осн. в
Табл. 1 —Пассажирские самолёты фирмы « Ма к до и Нел л - Д у гл а с »
Основные данные	DC-10-10	DC-10-30	MD-83	MD-U
Первый полёт, год	 Число и тип двигателей .	1970	1972	1984	1990
	3 ТРДД	3 ТРДД	2 ТРДД	3 ТРДД
Тяга двигателя. кН .	178	234	96,5	267
Длина самолёта, м		55.55	55,2	45,08	61.2
Высота самолёта, м	17.7	17,7	9,05	17,6
Размах крыла, м .	....	47.34	50.42	32.9	51,6
Площадь крыла, м!	329,8	338	112.3	339
Максимальная ширина фюзеляжа, м .	6,1	6,1	3,34	6.1
Максимальная взлётная масса, т .	200	263.6	72,58	273,3
Масса снаряжённого- самолёта, т .	1 Ю.22	121,34	36,62	125.78
Максимальное число пассажиров Максимальная коммерческая нагруз-	380	380	172	405
ка, т ..... .		 Дальность полёта с максимальной ком-	41.73	45.91	18.72	55.57
мерческой нагрузкой, км . Коммерческая нагрузка прн макси-	5463	9950	4387	11100
мальном запасе -топлива, т .	18,69	32	14,89	30,34
Дальность полёта при максимальном				
запасе топлива, км . . .	8427	11850	5828	15250
Крейсерская скорость, км/ч	870-950	875—950	813—924	870—925
Экипаж, чел. .	3	3	2	2
авиац. программах др. фирм. После войны
разработала и выпускала серийно палубные
реактивные истребители FH-I «Фантом»
(первый полёт в 1945). F2H «Банши» (1947).
F3H «Демон» (1951). В 1948 был создан
эксперим. реактивный перехватчик XF-85
«Гоблин», сбрасываемый с самолёта-носите-
ля и возвращаемый на его борт в полёте, в
1954 —эксперим. вертолёт XV-1 с ПД, несу-
щим винтом с реактивным компрессорным
приводом и толкающим возд. винтом. В
1948 фирма построила для ВВС США свой
первый сверхзвук, эксперим. истребитель
Хг-88 «Вуду», в серийиом варианте полу-
чивший обозначение F-101 «Вуду». В 1958
совершил первый полёт сверхзвук, истреби-
тель F-4 «Фантом» II. ставший в 60-е и 70-е
гг. осн. истребителем ВВС и ВМС США
(его выпуск продолжила фирма «Макдон-
нелл-Дуглас») .
Осн. данные нек-рых самолётов фирмы
приведены в табл.
Табл.—Ястреб ител н фирмы «Макдоннелл»
Основные данные	F2H-3	F-101A
Первый полёт, год . . .	1952	1954
Число и тин двигателей	2 ТРД	2 ТРДФ
Тяга двигателя, кН .	J4	66.7
Длина самолёта, м .	14,5	20.55
Высота самолёта, м .	4,41	5,5
Размах крыла, м .	13,7	12,1
Площадь крыла, и' .	27,3	42
Взлётная масса, т:		
нормальная	8.6	18.1
максимальная	10.12	22,2
Масса пустого самолёта, г	4,54	12,7
Максимальная скорость		
полёта, км/ч . .	950	1610
Максимальная дальность		
полёта» км	...	3200	4800
Потолок, м	15000	15350
Экипаж, чел. .	.	.	1	1
Вооружение;		
пушки		4X20 мм	4X20 мм
управляемые ракеты	2	3
* МАК ДО Н Н ЕЛ Л-ДУГЛАС» (McDonnell
Douglas Corporation) — авиакосмич. фирма
США. Образована в 1967 в результате
объединения фирм «Макдоннелл» и «Дуг-
лас». В 1984 в её состав вошла фирма «Хьюз
геликоптере», получившая в 1985 иазв.
«Макдоннелл-Дуглас геликоптер». «М.-Д.»
продолжила произ-во ЛА образовавших её
фирм: палубного штурмовика А-4 «Скай-
хоук» (первый полёт в 1954. до 1979 вы-
пущено 2960, см. рис. I), истребителя F-4
«Фантом» 11 (1958, до окончания произ-ва
324 МАЗУРУК
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рмс. I. Палубный штурмовик А-4 «Скайхбук».
Рнс. 6. Стратегический воен но-транспортный само-
лёт С-17
Рнс. 7. Широкофюзеляжный пассажирский самолёт
MD-H.
Рнс. 2. Пассажирский самолёт DC-8
Рнс, 8. Пассажирский самолёт MD-83
Рнс. 3. Экспериментальный истребитель короткого
взлёта и посадки F 15S/MTD
в 1979 построено 5057, по лицензии в Япо-
нии —140, см. рис. в табл. XXXII), реактив-
ных пасс, самолётов DC-8 (1958, до 1972
построено 556, см рис. 2) н DC-9
(1965, выпускался в неск. вариантах, см-рис.
в табл. XXXIV). На фирме созданы: ист-
ребитель завоевания превосходства в воз-
духе F-15A «Игл» (1972, см_ рис. в табл.
XXXVI), его усовершенствованный вариант
F-15C (1979); двухместный истребитель-
бомбардировщик F-15E (1986); эксперим.
истребитель короткого взлёта и посадки
F-15S/MTD (1988. см. рис 3) с плоскими
отклоняемыми соплами; палубный истреби-
тель-бомбардировщик F/A-18 «Хорнет»
(1978. совместно с фирмой «Нортроп», см,
рис. в табл. XXXVII). боевой СВВП
AV-8B «Харриер» II (1978. см. рис 4) и уч.-
тренировочный самолёт Т-45А «Госхоук»
(1988) — оба совм. с фирмой «Бритиш аэро-
спейс»-. опытный воен.-трансп СКВП YC-15
с Четырьмя ТРДД (1975, реактивные струи
двигателей отклоняются вниз закрылками в
выпущенном положении); семейство широ-
кофюзеляжных самолётов DC-10 на 270—380
мест (1970, до окончания производства
в 1989 построено 386; см рис. в табл. XXXV)
и на его основе самолёт-заправщик для
Ряс. 6. Самолёт-заправщик КС-10А «Экстеидер».
Рнс, 4. Истребитель-бомбардировщик AV-8B *Хар
риер* II
Табл. 2 — Во е и н ы е самолёты фирмы «Макдоннелл-Дуглас»
Основные данные	Истре битель F 4Е	Палубный штурмовик А-4М	Палубный истреби- тель- бомбардн ровщик F/A-18	Истребитель- бомбарди- ровщик AV-8B	Истреби- тель F-15C	Истреби- тель- бомбврди ровщик F 15Е
Первый полёт, год	1967	1970	1978	1978	1979	1986
Число и тип двигателей	2 ТРДФ	1 ТРД	2 ТРДДФ	1 ТРДД (подъёмно- маршевый)	2 ТРДДФ	2 ТРДДФ
Тяга двигателя, кН	79,6	50	71,2	98,9	111	105
Длина самолёта, м	19,2	12,27	17,07	14,12	(9 43	(9,43
Высота самолёта, м	5.02	4.57	4.66	3.55	5.63	5,63
Размах крыла, м .	11.77	8,38	11,43	9.24	(3.05	(3,05
Площадь крыла, м: Взлётная масса, т:	49,2	24,16	37,16	21,37	56,5	56.5
нормальная ...	21,5	—	—	8,6 (рри верти кальном взлёте)	20.18	—
максимальная	26.3	11,11	16,65 (F 18). 22,33 (А-18)	13.49 (при излёте с разбегом)	30,84	36.74
Масса пустого самолёта, т	13,8	4.75	10.46	5.94	(2,7	(4,38
Боевая нагрузка, т Максимальная скорость по	7.28	4,15	7,71	3,17	7,26	(0,65
лёта, км/ч	2300	1100	>1915	(065	2650	—
Радиус Действия, км . .	.	795 — 1260	630	740—1065	240 (при вертикаль- ном взлёте). 1480 (при взлёте с разбегом)	750	
Потолок, м	21000	14600	15240		19800	18300
Экипаж, чел. . .	2	1	1	1	1	2
Вооружение . .	Пушка	2 пушки	Пушка	Пушка	Пушка	Пушка
	(20 мм).	(20 мм), НАР, УР	(20 мм).	(25 мм)	(20 мм).	(20 мм),
	8-10 УР		НАР. 4 УР	или 2 пушки (30 мм), НАР. 4 УР	НАР. 8 УР	УР, бомбы
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сШШДРНкКЛЛ 315
ВВС США КС-10 «Экстендер» (1980. выпу
щено 60, см рис 5), семейство пасс само
лётов MD 80 (на основе DC-9, первая мо-
дель в 1979, на кон 1991 выпущено св
1900 самолётов DC-9 и MD 80) В 1985
начата разработка воен -трансп самолета
С-17 (первый полёт в 1991, см рис 6), а
в 1986 пасс самолёта MD 11 (1990. на
основе DC 10. см рис 7) Осн программы
кон 80-х — нач 90 х гг произ во истреби
телей F 15 и F/A-18, истребителя бомбар-
дировщика AV 8В, пасс самолётов MD 80
(в т ч MD 83, см рис 8) и MD-11. воен
и гражд вертолётов серии MD-500 и бое-
вого АН 64А, концептуальные исследова
ния перспективного воздушно космич са-
молёта NASP Осн данные нек-рых само-
лётов фирмы приведены в табл 1 и 2
Ю Я Шилов
«МАКДОННЕЛЛ-ДУГЛАС ГЕЛИКОПТЕР»
(McDonnell Douglas Helicopter Company) —
название (с 1985) вертолетостроит отделе
ния фирмы «Макдоннелл Дуглас» (США),
образованного после присоединения к ней
в 1984 фирмы «Хьюз геликоптере»
МАКЕТ (франц maquette, от итал macchiet-
ta — набросок) летательного аппара-
та—модель, воспроизводящая в натураль-
ную величину проектируемый ЛА М служит
для объёмной отработки компоновки ЛА ь
целом и отд его элементов а также учета эр
гономич . конструктивных, эксплуатац и др
требований Строится из дерева металла,
пластмасс с включением натурных элементов
оборудования, систем и приборов При этом
точно копируются внеш очертания ЛА. ин-
терьер и оснащение всех кабин и приборных
отсеков, эксплуатац и аварийных выходов,
люков и т п Особенно точно воспроизво
дятся рычаги, переключатели, кнопки управ
ления и приборные панели на рабочих
местах экипажа М дает истинное представ
ление о пространств положении и взаимо-
связи всех частей и элементов ЛА При
невозможности или затруднительности
(из-за размера, насыщенности) воспроизве-
дения всех деталей на одном М создает-
ся дополнительно система отд М сложных
узлов
«МАККИ» (Macchr)— распространенное
назв итал авиастроит фирмы «Аэрмакки»
МАКСИМ (Maxim) Хайрем Стивенс (1840—
1916)—амер изобретатель и предпринима
тель В 1881 переехал в Великобританию,
разработал ряд образцов автоматич оружия,
в т ч станковый пулемёт В кон 1880-х гг
заинтересовался авиацией, начал проводить
эксперименты с крыльями, возд винтами,
др конструктивными элементами самолётов,
а затем построил биплан больших размеров
с двумя паровыми машинами мощн по
134 кВт (высота самолёта 10 м. площадь
крыльев 371 6 м2. размах 31.7 м, диаметр
возд винтов 5 43 м, масса самолета св
3600 кг, см рис в табл 11) Самолёт
испытывался (с 1893) на рельсовой дорож
ке, причём для первонач опытов были ус
тановлены предохранит брусья, ограничи
вающне подъём самолета Были предусмот
рены устройства для измерения подъёмной
силы В 1894 во время одной из пробежек
самолет иа скорости ок 67 км/ч оторвался
от колеи, разрушил ограждение и после
остановки двигателей упал на землю подло
мив крыло и один винт После этого М прек
ратил работы по созданию самолета пот-
ребовавшие больших затрат, хотя и верил в
большое будущее авиации
«МАКСИМ ГОРЬКИЙ» - сов ВОСЬМИ мотор
ный агнтац самолет конструкции А Н Ту
полева (см в ст Ту)
МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ—1) И с в
газе — скорость идеального газа соот
ветствующая полному преобразованию его
энтальпии в кинетич энергию Ее значение
вычисляется по ф-ле, получаемой из Бер-
нулли уравнения при отсутствии массовых
сил
Ут=(2Я)1/2.
где И — энтальпия торможения (см Тор
можения параметры] В аэро и гидроди
намике М с часто используется в качест-
ве характерного масштаба скорости
2) М с летательного аппарата —
максимальное значение достижимой или до-
пустимой по условиям эксплуатации скорое
ти ЛА Достижимая Мея осн определяет
ся аэродинамич совершенством и тяго-
вооруженностью (энерговооруженностью)
ЛА Допустимая М с определяется необ-
ходимостью обеспечить безопасность полёта
и Ограничена обычно максимально допусти
мыми значениями скоростного напора у,
Маха числа полета Мж или темп ры аэро-
динамического нагревания Ограничение по
у обусловлено прочностью или жесткостью
авиац конструкций Выход за это ограни-
чение может привести к разрушению ЛА
или его элементов, флаттеру или реверсу
органов управления Превышение нек-рого
значения Мж может привести к потере
устойчивости нли управляемости ЛА помпа
жу двигателя или его самовыключению
Эксплуатац значение М с устанавливается
ниже миним из допустимых значений М с
с таким расчётом, чтобы надежно исключить
превышение этого значения по случайным
Ж чинам М с зависит от конфигурации
, режима работы двигателя, угла наклона
траектории и высоты полёта На малых вы
сотах М с , как правило, ограничена по у,
с ростом высоты может быть ограничена
по Мж
Для самолётов М с часто наз уста но
вившуюся скорость прямолинейного полё
та на макс или форсажной тяге двига-
теля Для гражд самолетов также устанав
ливается М с экстренного снижения на
случай необходимости наискорейшего сни
жения с большой высоты в чрезвычайных
обстоятельствах
«МАЛАЙЗИЯ ЭР-
ЛАЙНС» (Malaysia
Airlmes)—нац авиа
компания Малайзии
Осуществляет пере
возкн внутри Страны
и в страны Зап Ев
ропы, Азии, Африка
а также в Австра-
лию и США Осн в 1971
7,6 млн пасс , пассажирооборот 10,i млрд
п -км Авиац парк — 49 самолетов
«МАЛЕВ» (MALEV.
Magyar Legikozleke
desi Vallalat) — авиа
компания Венгрии
Осуществляет пере-
возки в страны Евро
пы. Ближнего Восто
ка и Сев Африки
Осн в 1946, до 1954 наз
1989 перевезла 1,4 млн
оборот 1,52 млрд п
самолета
МАЛОЗАМЕТНЫЙ
«Стеле» техника
МАНЕВРЕННОСТЬ
приводить в движение управлять, маневри
ровать От лат itianu орегог — работаю
руками) летательного аппарата —
способность ЛА изменять по i >жеиие в прост
ранстве, скорость, высоту и направление
полёта за определ промежуток времени
Важнейшее качество для нек рых классов
ЛА Высокая М дает возможность истре
бителю занять тактически выгодное положе
ние по отношению к самолету противника,
уклониться от атаки Для спортивных пи-
В 1989 перевезла
«Машовлет» В
пасс , пассажиро-
-км Авиац парк —22
САМОЛ ЕТ
см
(франц manoevrer —
Рнс 1 Область допустимых перегрузок
Рис 2 Область допустимых угловых скоростей
разворота
лотажных самолётов М позволяет повысить
качество выполнения фигур пилотажа М
характеризуют угловыми скоростями пово
рота ЛА относительно центра масс, уско
рением при разгоне и торможении в гори
зонт полёте, скороподъемностью, угловой
скоростью и миним радиусом разворота
(виража) в горизонт плоскости
Хар ки движения ЛА относительно центра
масс зависят от эффективности органов
управления и управляемости ЛА М в траек
торном движении определяется модулем и
направлением вектора перегрузки п. ком по
нентамн к рого являются продольная и
нормальная перегрузки пх и пу Через эти
хар-кн выражаются ускорение в го
ризонт полёте (ох = £омх, где Во—ускоре
ние свободного падения) энергетич скоро
подъемность Vy* (V9* = Vnx, V — скорость
полёта), угловая скорость ш и радиус раз
ворота Д [<D=g0(rt/_ l)!/!/V,
/Во(п^—1) г/21 При фиксир значениях ско
рости и высоты полёта в плоскости (пх. п^)
существует область значений вектора пере-
грузки (рис I). соответствующих разл
сочетаниям угла атаки, режима работы дви
гателей. положений аэродинамич органов
управления, створок реактивных сопел и т д
У этой области имеется ряд характерных
точек, к-рые являются частными показа-
телями М Точки а н а' определяют пре
дельные значения продольной перегрузки го
ризонт полёта при разгоне и торможении
Точка б соответствует макс перегрузке
установившегося разворота В точке в дости
гается макс значение нормальной перегрузки
и. следовательно, макс значение мгновенной
угловой скорости разворота Макс торможе
ние обеспечивается в точке г
Осн хар-ками М являются макс нормаль-
ная перегрузка и перегрузка установившего
ся разворота Именно они определяют угло
вые скорости разворота и его радиус Од-
нако область возможных угловых скоростей
разворота на заданной высоте ограничена
(рис 2) Левая граница области (кривая 1)
определяется допустимым углом атаки или
макс значением подъёмной силы Правая
граница (кривая 2) обусловлена ограниче-
ниями по прочности конструкции или по
эксплуатационной перегрузке Макс угловая
Скорость разворота достигается в точке пе-
326 МАКДОННЕЛЛ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ресечения границ (для истребителей 70—
80-х гг эта точка находится в диапазоне
значений Маха чисел полёта М[И=0,7—0,9)
Область допустимых угловых скоростей де
лнтся на две части кривой 3—линией
установившихся разворотов Выше этой ли
нин (в области 1) маневры могут совер
шаться только с потерей удельной энергии
ЛА, ниже (область II) — с её сохранением
или увеличением (напр , боевой разворот с
сохранением значения горизонт скорости
может быть выполнен только в области II
возможных угловых скоростей) Расширение
границ области допустимых угловых скорое
тей разворота является важнейшей задачей
проектирования маневренного самолёта Оно
может быть обеспечено использованием но-
вых техн и конструктивных решений и соот
ветствующнм выбором осн параметров ЛА
(площади крыла и тяги двигатели)
К мероприятиям, направленным на уве
личение М ЛА, относятся повышение сте
пени механизации крыла, что улучшает его
эффективность в широком диапазоне режн
мов полёта, совершенствование аэродина
мич схемы JIA в частности в сторону умень-
шения запаса продольной статич устойчи
вости (см Степень устойчивости) и переход
к статически неустойчивым компоновкам на
основе внедрения систем улучшения устой-
чивости и управляемости (повышения Степе
ни автоматизации управления), что позволя-
ет расширить область безопасных углов
атаки и скольжения н, следовательно, уг
левых скоростей разворота, сочетание аэро-
динамич н газодинамич (отклоняемые соп
ла на истребителях) принципов управления
(см Управление вектором тяги), уменьшение
аэродинамич сопротивления ЛА путем со
вершенствования его формы н улучшения
качества лов-Стн Для улучшения хар-к тор-
можения самолета применяются воздушные
тормоза, в перспективе большой эффект
может дать использование в полёте ревер
сивных устройств
Следует отметить, что в ряде случаев М ог-
раничивается физиол возможностями лётчи-
ка, поэтому большое внимание при проек
тировании истребителей уделяется улучше-
нию условий работы лётчика и созданию
спей техн средств, повышающих фнзнол
предел перегрузки (противоперегрузочный
костюм, отклоняемое кресло, управление ре
жимом дыхания)	Б X Давидсон
МАНЕВРЕННЫЕ НАГРУЗКИ — нагрузки
на ЛА и его отд части при манёврах
в полёте, связанных с отклонениями орга-
нов управления М н являются, как пра
вило, осн видом нагрузок, на случай дейст-
вия к рых должна быть обеспечена необ
ходимая статическая прочность частей конст
рукции ЛА (крыла, фюзеляжа, вертик и
горизонт оперения, элеронов, рулей высоты
и направления) Для тяжёлых самолетов
близкие к М н значения нагрузок на
конструкцию ЛА могут иметь место в слу-
чаях нагружения его при полёте в неспо
койном воздухе Расчетные случаи, в к рых
производится определение М н на ЛА. за
даются Нормами прочности При Этом раз
личают случаи симметричных манёвров, свя-
занных с отклонением руля высоты, и не
симметричных манёвров, связанных с откло
нением элеронов и руля направления Рас-
сматривается достаточно большое количест
во расчётных случаев, чтобы охватить все
возможные в условиях эксплуатации ма
невры ЛА
МАНОМЕТР (от греч mands — редкий,
неплотный и metreO — измеряю)—прибор
иля установка для измерений давления или
разности давлений М является частью
измерит средств, применяемых на ЛА (см
Приемники давлений), нспытат стендах в
аэродинамическом эксперименте и т Д В за
X С Максим	А А Ман>чаров	А П Маресьев	Л М Мациевич
висимости от назначения М разделяются
на дифференциальные (для измерений раз
ности давлений). М абс давления. М из
быточного давления (для измерений разности
между абс значением измеряемого давления
и абс давлением окружающей среды), ва
куумметры
М состоит нз устройств воспринимающего
давление, преобразующего его в другую физ
величину (перемещение, силу, электрич енг
нал и др) и отсчетного, или регистрирую
щего Различают М жидкостные, осн
на уравновешивании измеряемого давления
илн разности давлений давлением столба
жидкости, грузопоршневые, осн на
уравновешивании измеряемого давления
давлением, создаваемым массой поршня,
грузоподъемного устройства и грузов (с уче
том сил жидкостного трення). электриче
ские. осн на зависимости электрич пара
метров преобразователя от измеряемого дав
лення, деформационные, осн на зави
симостн деформации чувствит элемента или
развиваемой нм силы от измеряемого дав
ления (делятся на 3 осн вида мембран
ные, сильфонные, трубчато пружинные) При
измерениях аэродинамических наиболее
употребительны электрич деформац М , в
к-рых деформация чувствит элемента преоб-
разуется в электрич сигнал (в этом случае
чувствит элемент соединён с параметрич
преобразователем — тензорезисторным. ин-
дуктивным, потенциометрии емкостным и
т д )
В аэродинамич эксперименте применяют
ся как одноточечные так н многоточечные
М (измеряют давление в ряде точек од
повременно) Многоточечные М подраз-
деляются на батарейные, или групповые,
представляющие набор одиночных М , н М
с коммутаторами пневмотрасс Один ком
мутатор позволяет последовательно подсое
динять к преобразователю давления от
неск десятков до неск сотен пневмотрасс
(чаще всего 48 пневмотрасс), см рнс 2
к ст Измерения аэродинамические
Лит Петунии А Н Измерение параметров
газового потока, М 1974	В В Богданов
МАИУЧАРОВ Андрей Арсенович (р 1917) —
сов летчик испытатель, ген -майор авиации
(1967), засл летчик испытатель СССР
(1967) Окончил школу летчиков при аэро
клубе МАИ (1937) МАИ (1940) Участ
ник Вел Отечеств войны В 1944—75
лётчик испытатель НИИ ВВС Проводил гос
испытания опытных самолётов конструкции
А И Микояна. П О Сухого, А Н Тупо-
лева, А С Яковлева (в т ч на критич ре
жнмах полёта) Летал на самолетах св
100 типов С 1975 зам нач ЛИИ Ленин
ская пр (1967) Гос пр (1975) Награжден
орденами Ленина. Красного Знамени, 2 орде-
нами Отечеств войны 1 й степ , орденом
Трудового Красного Знамени. 4 орденами
Красной Звезды, медалями
МАРЕСЬЕВ Алексей Петрович (р 1916) —
сов летчик, майор, канд ист наук (1956),
Герой Сов Союза (1943) В Сов Армин с
1937 Окончил Батайскую воен авиац шко-
лу (1940) Участник Вел Отечеств войны
В ходе войны был ком звена штурманом
истребит авиаполка Сбил в нач войны
4 самолёта противника В марте 1942 в не-
равном возд бою самолет М был подбит
Тяжело раненный М посадил повреждённый
самолет в тылу противника 18 суток про-
бирался к своим войскам После ампутации
голеней обеих ног освоил протезы и снова,
стал летать, сбил еще 7 самолетов противни
ка Совершил 86 боевых вылетов Подвиг
М описан в книге Б Полевого «Повесть
о настоящем человеке» В 1944—46— в Уп
равлении высш уч заведений ВВС С 1956
ответств секретарь, с 1983 1-й зам пред
седателя Сов комитета ветеранов войны
Нар деп СССР с 1989 Награждён 2 ор
денамн Ленина, орденами Октябрьской Рево-
люции, Красного Знамени, Отечеств войны
1-й степ , 2 орденами Трудового Красного
Знамени, орденами Дружбы народов. Крас-
ной Звезды медалями Его именем названа
одна из малых планет
Соч На Курской дуге М i960
Лит Дородное Е А П Маресьев в кн
Подвиги их бессмертны, Хабаровск 1975
«МАРТИН» (Glenn L Martin Со)—авиац
фирма США Осн в 1917 конструктором
и пилотом Г Мартином В 1961 вошла в
качестве отделения в состав образовавшейся
фирмы «Мартин Мариетта» (Martin Manet
ta) В годы 1-й мировой войны разработала
первый амер двухмоторный бомбардиров
щик МВ-i (первый полёт в 1918) В дальней
шем создала бомбардировщики В 10 (1933)
и В 26 «Мародер» (1940. построено 5150),
летающие лодки, в т ч патрульную РВМ
«Маринер» (1939), воен -трансп JRM
«Марс» (1942). противолодочную Р5М
«Марлин* (1948) В 50 х гг строила по
лицензии бомбардировщик Инглиш электрик
«Канберра» (под обозначением В 57). раз
работала его разведываг вариант RB 57
с увелич размахом крыла Из гражд
самолетов фирмы наиболее известны летаю-
щая лодка 130 «Чайна клнппер» для транс
океанских перелетов (1935), пасс самолёты
2 0-2 (1946) н 4 0-4 (1949)
В сер 50 х гг переключилась на разра
ботку ракетно космич систем Создала кры
латые ракеты наземного базирования «Ма-
тадор» (1950. дальность полета 800 км) и
«Мейс* (1956, 1045 км), ракету-носитель
«Авангард» (1957). МБР «Титан» (1959)
и MX «П иски пер» (1983), баллистическую
ракету ср дальности «Першинг» (1960)
Осн данные нек-рых самолетов фирмы при-
ведены в табл на стр 328 В В Беляев
МАРШЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — двигатель
составной силовой установки, обеспечи
вающий длительный полет J1A На са-
молете вертик (короткого) взлета и посадки
с составной силовой установкой взлёт и раз
гон до нек рой скорости обеспечивается сов-
местной работой подъемных двигателей и
М д После кратковрем работы подъём-
ные двигатели выключаются, и полёт самоле-
WWW. vokb-la.spb.ru - Самолёт сво

327
Табл —Самолеты фирмы «Мартин*
Основные данные	Бомбарди ровщик В 26В	Летающие лодки			Пасса- жирский 4 0 4
		JRM	РВМ 3	Р5М 2	
Первый полет год	1941	1942	1942	1953	1949
Число и тип двигателей	2 ПД	4 ПД	2 ПД	2 ПД	2 ПД
Мощность двигателя, кВт	1490	2240	1270	2530	1790
Длина самолета, м	17,75	35 67	23,5	30,66	22,7
Высота самолета, м	6,55	—	5,33	10 1	8,61
Размах крыла, м	21,64	61 26	36	36 03	28 4
Площадь крыла, м1 Взлетная масса т	61,22	342,4	123 5	131	80,3
нормальная	16,87	63,5	—	—	—
максимальная	17.33	74,82	27,35	34,76	20,4
Масса пустого самолёта, т Боевая (коммерческая) нагрузка т	11,47	—		22 45	13,2
нормальная	1,82	—	—	—	
максимальная	2,36	—	1 8	5 45	5 25
Максимальная скорость полёта, км/ч	460	380	315	405	500
Максимальная дальность полёта, км	1930	—	3700	3300	1500
Потолок, м	6100	—	5180	6800	—
Экипаж, чел	5	14	7—9	7 — Н	3—4
Число десачтннкоа (пассажиров)	—	132	—		44
Вооруженье	12 пулеметов (12,7 мм) бомбы		6—8 пулемётов (12,7 мм) глубинные бои бы торпеды	2 пушки (20 мм) глубинные бом бы, то р л еды, мины	
та обеспечивается М д Напр , силовая ус-
тановка эксперим СВВП Дассо «Мираж»
111-V (Франция, 1965) состояла из М д
TF-106 и 8 подъёмных двигателей RB 162
МАСКА КИСЛОРОДНАЯ — см в ст Высот-
ное снаряжение
МАСЛА АВИАЦИОННЫЕ —жидкости,
применяемые для смазки двигателей н ре-
дукторов силовых установок ЛА М а слу
жат для уменьшения трения и износа де-
талей, отвода от них теплоты, предохра-
нения от коррозии, удаления твердых час
тиц износа из зоны трения М а работают
при разных режимах трения, высоких темп-
рах, нагрузках, скоростях в контакте с разл
конструкц материалами, в условиях высокой
аэрации, вследствие чего к ним предъяв
ляются жесткие требования М а должны
обладать высокой термич н термоокислит
стабильностью, хорошими смазывающей спо
собностью н вязкостно температурными
свойствами, низкими испаряемостью и темп-
рой застывания, высокими теплоёмкостью,
темп рой вспышки и самовоспламенения,
низкой агрессивностью к авнац конструкц
материалам и малой вспеииваемостью
М а делятся иа минеральные (неф-
тяные) и синтетические, для поршневых и
газотурбинных двигателей В качестве мине
ральных М а используются дистиллятные
фракции высококачеств нефтей (дистиллят-
ные масла) и продукты, получаемые очист
кой остатков, образующихся прн перегонке
мазута (остаточные масла) Для обеспечения
требуемых свойств масла подвергаются
очистке В отечеств нефтехим пром сти
применяют в оси два способа очистки —
химический и физический К хим способам
относится очистка серной кислотой (масла
серии МК), к физ способам — очистка се
лектнвными растворителями и отбеливаю
щими землями (масла серии МС)
В качестве основы синтетич масел широко
применяются сложные эфиры моиоспиртов
и двухосновных кислот, эфиры многоатомных
спиртов и синтетич жирных кислот, сии-
тетич углеводороды, силиконовые жидкости
и др Используются также смешанные осно-
вы масел Синтетич М а , несмотря на их
значительно большую стоимость по сравне-
нию с минеральными маслами, все более
широко используются в силовых установках
ДА, что объясняется гл обр прогресси-
рующим ростом теплонапряжённости авиа-
двигателей и, как следствие, необходимостью
применения в них более термостабнльных
масел, чем минеральные Синтетич масла
могут бессменно работать в течение всего
межремонтного срока службы двигателя и
упростить эксплуатацию ЛА Для улучшения
свойств масел в них вводятся разл при-
садки. улучшающие их физ хим и эксплуа-
тац свойства антиокислительиые, загущаю-
щие, противозадирные, противоизносные,
антикоррозионные, аитнпениые. моющие
и т п
Для смазки поршневых авиац двигате-
лей используются остаточные или ком-
паундированные нефтяные масла МС 14,
МС-20 МК-22 и МС-20С с вязкостью 15—
25 мьг/с при 100°С В ТРД применяют
ся маловязки^ нефтяные масла Мк 8
МК-8П, МС-8П, МС 8РК и сиитетнч масла
ИПМ-10, ВНИИНП 50 1-4ф, ВНИИНП 50-
1-4у, 36/1Ку-А, ПТС-225, ВТ-301 Масла
Мк 8 и МК 8П дистиллятные, из малосер-
нистых нефтей, стабильны до 120—140°С
Применяются в ТРД для дозвук и сверх-
звук авиации Масла МС 8П и МС 8РК Дис-
тиллятные, из сернистых нефтей, содержат
антиокислит, противоизносную и антикор-
розийную присадки, стабильны до 150°С
Масло МС 8РК обладает лучшими защитны-
ми свойствами по сравнению с маслом
МС-8П Применяется в ТрД дозвук и сверх-
звук самолетов невысокой тепловой напря
жённости Масло ИПМ-10 углеводородное,
содержит антиокислит , противоизносную и
антикоррозионную присадки, обладает хоро
шимм вязкостно-температурными свойства
ми, стабильно до 200°С Широко приме
ияется в теплонапряжеииых ТРД до- и сверх-
звук самолетов Масло ВНИИНП 50 1-4ф на
основе сложных эфиров (диоктилсебацина-
та) содержит антиокислит и противоизнос
ную присадки, имеет хорошие низкотемпера-
турные свойства, стабильно до 175°С Масло
ВНИИНП 50 1 4у содержит повышенное
(по сравнению с ВНИИНП 50- 1-4ф) кол-во
антиокислит присадок и антикорроз присад-
ку, стабильно до 200°С Применяется ана
логично маслу ИПМ 10 Масло 36/1 Ку А
на основе смешанных сложных эфиров ди
этиленгликоля и пентаэритрита содержит ан-
тиокислит и противозадирную присадки,
обладает высокой смазывающей способное
тью, стабильно до 200°С Масло ПТС-225 на
основе сложных эфиров пентаэритрита со-
держит большой комплекс разл присадок,
стабильно до 225°С Предназначено для
ТРД высокой тепловой напряжённости, мо
жет применяться в совр теплонапряженных
ТВД, ТВВД, ГТД и редукторах верто-
летов Применяется в ТРД сверхзвук са-
молётов Масло ВТ-301 фторсиликоиовое,
обладает высокой термоокислит стабиль-
ностью (до 250°С) Предназначено для ТРД
высокой теплонапряженности
В ТВД с аысоконагруж редуктором долж
иы применяться масла с высокой несущей
способностью Это требование предопредели-
ло использование в ТВД более вязких
масел, чем в ТРД Для смазки ТВД упот-
ребляются масла трёх типов смесн дистил-
лятных (МС-8П, МС-8РК) и остаточных
(МС 20, МК-22) масел в разл сочета-
ниях, загущённые нефтяные н синтетич мас-
ла Так, в двигателях АИ-20 применяется
смесь СМ-4,5 с вязкостью 4,5 ммг/с при
Ю0°С, состоящая из 75% масла МС-8П
(или МС-8РК) и 25% МС-20 (или МК 22), в
более мощных двигателях НК-12— CM-II 5
(25% МС-8П или МС 8РК и 75% МС-20)
Для использования в качестве единого в
обоих типах двигателей разработано миие
ральное загущ масло МН-7,5у Смеси СМ-
4,5 и СМ-11,5 с включением в них масла
МС-8П стабильны до 150°С Масло МН-
7,5у дистиллятное, из сернистых нефтей,
содержит загущающие, антиокислит , проти-
возадирную, противоизносную и антикор
роз присадки, стабильно до 150°С
Силовая установка вертолётов имеет, как
правило, две раздельные маслосистемы
турбокомпрессорной части и редуктора Для
смазки турбокомпрессорной части силовой
установки могут применяться те же сорта
масел, что и для смазки ТРД Двигатели
вертолетов Ми-6 и Ми-10, напр, смазы
ааются дистиллятными маслами МС-8П и
МС 8РК В редукторах же этих вертолё
тов в летнее время применяется смесь
СМ 11,5, а в зимнее время смесь равных
количеств дистиллятных и остаточных масел
В вертолётах Ми 2 и Ми-8 для смазки
двигателя и редуктора используются сни-
тетич масла ЛЗ-240 и Б ЗВ Они вырабаты-
ваются на основе пентаэритритовых эфиров
синтетич жирных кислот Сз— Се Масло ЛЗ
240 содержит также противоизносную и ан-
тикорроз присадки Масло Б ЗВ содержит
антиокислит и противозадирную присадки,
обладает высокой смазывающей способное
тью Масла ЛЗ-240 и Б-ЗВ стабильны до
200° С	В В Горячев
МАСЛЕИИИКОВ Михаил Михайлович
(1901—81)— сов учёный в области теории
авиац двигателей, проф (1935), д р техн
наук (1947), засл деятель науки и техни-
ки РСФСР (1965) Окончил МВТУ (1926),
работал в ЦЙАМ В 40—50-х гг под рук М
разработаны теоретич основы авиац турбо
порши двигателей лёгкого топлива и соз
дан такой двигатель с рекордными уд
показателями Автор ряда курсов теории
авнац двигателей Гос пр СССР (1951)
Награжден орденом Ленина, 2 орденами Тру
дового Красного Знамени, орденами Красной
Звезды, «Знак Почета», медалями
МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА авиационного
д в и г а т е л я — система, главными фуик
циямн к-рой являются смазка и охлажде
ние узлов трения двигателя В ПД смазка
способствует также герметизации рабочего
пространства над поршнем В иек-рых слу-
чаях масло М с используется также для
смазки подшипников агрегатов двигателя
6 (см рис ) и в качестве рабочей среды
для сервомеханизмов органов управления
двигателем, шагом возд винта и флюги
рованием винта Кроме того, с помощью
М с контролируется техн состояние дви-
гателя по содержанию металла в пробах
масла или на магнитных детекторах и фильт
рах и по изменению параметров М с в
эксплуатации М с содержит масляный бак
3, нагнетающий 2 и откачивающие 7 на
328 МАСКА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Схемы масляных систем основных типои а — с «хо
ладным» баком б — с «горячим* баком, в — с ко
роткозамкнутым циркуляционным контуром
сосы. теплообменники 8, фильтры, приводные
центробежные воздухоотделители 9, суфле-
ры сепараторы, перепускные 1 и запорные
клапаны, магн детекторы, датчики указате-
лей темп-ры и давления масла, сигнализа-
торы наличия стружки металла в масле, ми-
нимально допустимого перепада давления
на фильтре и минимально допустимого дав-
ления масла в системе
В авнац двигателях применяются М с
трёх типов с «холодным» баком (тепло
обменник установлен в магистрали откач-
ки масла), с «горячим» баком (теплообмен-
ник установлен в магистрали нагнетания
масла) и с короткозамкнутым цнркуляц
контуром (бак служит только для подпит
ки) В М с второго типа условия для
отделения воздуха из откачиваемой масло-
возд смеси более благоприятные, но в свя
зи с высокими темп-рами масла на выходе
в совр двигателях это преимущество стало
несущественным М с третьего типа более
живуча, в ней быстрее прогревается масло
при запуске, но она сложнее из-за необхо-
димости применять дополнит подкачиваю-
щий насос 10 и центробежный воздухоот
делитель
Все М с автономны Начиная с опре
делённой высоты полёта, в М с поддержи-
вается избыточное давление на уровне,
превышающем потери давления на входе в
насосы Это обеспечивается с помощью ба-
ростатич и пружинного клапанов в систе-
ме суфлирования, сообщающей масляные по
лости двигателя с атмосферой для выпуска
воздуха
М с подразделяются на системы с ре
гулируемым и нерегулируемым давлением
масла В системе с регулируемым давлением
оно поддерживается постоянным, начиная с
малых частот вращения двигателя В системе
с нерегулируемым давлением оно зависит
от частоты вращения двигателя В М с
авиац двигателей применяются в осн шесте-
ренные насосы В малоразмерных ГТД рас
пространены героторные насосы (с шестер-
нями внутр зацепления, оси к-рых смещены
одна относительно другой) Благодаря ма-
лым потерям на входе героторные насосы мо
гут работать при частоте вращения, в 2—3
раза большей по сравнению с обычными ше
стеренными насосами Следовательно, прн
одинаковой подаче их габаритные размеры
меньше Т к суммарная подача откачиваю
щнх насосов в неск раз превышает прокачку
масла через двигатель, они откачивают од-
новременно воздух, проникающий в полости
опор через их уплотнения Для обеспече-
ния стабильной работы нагнетающего насо-
са этот воздух отделяется от откачиваемой
масловозд смеси на выходе из откачиваю
щих насосов посредством приводного центро-
бежного воздухоотделителя или с помощью
размещаемого в баке неподвижного возду
хоотделителя центробежного типа
Высокая тонкость очистки масла достига-
ется как его центрифугированием, так и фи
льтрованием Однако фильтрование оказа
лось более простым и надёжным ло сравне-
нию с центрифугированием В качестве фи
льтрующего материала для масляных фильт-
ров тонкой очистки применяются сетки по
лотняного плетения нз металлич или стек-
лянных волокон Гофрированные фильтро-
элементы обладают в 3 раза большей про
пускной способностью по сравнению с фильт
роэлементом в виде набора сетчатых дисков
при равных габаритных размерах Введение
более тонкого фильтрования потребовало
размещения фильтра тонкой очистки масла
на его выходе из двигателя, где вязкость
масла ниже, и применения сменных фильт-
роэлементов в связи с трудностями, возни
кающими при их очистке
Проникающий через уплотнения в полости
опор 5 гл подшипников воздух наддува
образует масловоздушную смесь, к-рая отво-
дится через систему суфлирования, охва-
тывающую также бак и коробку привода
агрегатов, к установленному на ней при
водному центробежному суфлёру-сепарато
ру В этом агрегате масловоздушная смесь
разделяется, причем масло направляется об-
ратно в М с , а отделённый воздух вы
пускается в атмосферу через выходное уст
ройство двигателя Существуют также сис-
темы суфлирования полостей опор гл под-
шипников через полый вал компрессора низ
кого давления или с помощью откачиваю-
щих насосов
Для определения точного уровня масла в
баке без открывания его горловины и прн
неработающем днстанц уровнемере в стен-
ке бака монтируется мерное стекло В за
висимости от назначения ЛА бак обору-
дуется отсеками, сообщенными с системой
флюгирования лопастей возд винта трубо
проводом, и устройством для забора масла
и суфлирования бака при разных положе-
ниях ЛА в полете или под воздействием
отрицат инерционных перегрузок Для обес
печения пожарной безопасности на наруж
ную поверхность бака наносится теплоизо-
ляц слой
Размещение насосов, фильтров, теплооб
менников, клапанов, сигнализаторов и дат-
чиков давления и темп ры иа одной стенке
коробки приводов позволяет сообщить их
внутр каналами При этом отпадает потреб-
ность в масляных трубах, их креплениях
н уплотнениях, что ведет к значит сниже-
нию массы и повышению надежности Для
уверенности в том, что через форсунки
4 гл подшипников проходит нужный объем
масла, необходимо чтобы указатель давле-
ния масла показывал превышение его над
давлением в полостях опор этих подшип-
ников
Лит Бич М М, Вейнберг Е В Сур
нов Д Н, Смазка авиационных газотурбинных
двигателем М 1979	Л И Франкштейн
МАССОВЫЕ СИЛЫ в аэро и гид
родинамике — силы, пропорциональные
массе жидкости, заключённой в элементе
объёма, и не зависящие от существования
соседних объемов жидкости Если обозначить
через F вектор М с . отнесённый к ед мас-
сы, то к элементу объёма <3т. в к-ром заклю
чей а жидкость с плотностью q, будет при
ложена М с Fpdr
В гидродинамике наиболее важным приме-
ром М с является сила тяжести, для
гравитац поля Земли вектор F=g, при-
чём вектор ускорения свободного падения
g считается не зависящим от времени и
направлен вертикально вниз Сила тяжести
существенна в задачах гидростатики, свя-
занных с равновесием покоящейся жидкости,
при анализе образования и распространения
поверхностных волн, прн движении воды
в каналах, руслах рек и т д В аэродина-
мич задачах, связанных с обтеканием ЛА
или движением рабочего тела в ВРД, си
лой тяжести воздуха (газа), как правило,
пренебрегают
Второй тип М с — силы инерции (такие,
как центробежная и сила Кориолиса), к рые
действуют на все элементы массы, если нх
движение рассматривать в системе коорди-
нат. движущейся с ускорением Этот тип
М с широко используется при исследо
вании обтекания лопастей винтов, лопаток
компрессоров и турбин, в астрофиз задачах
(напр . движение атмосфер планет) и т д
Третий тип М с — электромагн силы в
жидкости несущей электрич заряд, или в
жидкости, через к рую пропущен электрич
ток Задачи с учётом М с этого рода рас-
сматриваются в магн гидродинамике (см
Электромагнитные явления в г и Др од и н а
м и к е)	В А Башкин
MAX (Mach) Эрнст (1838—1916) — австр
физик и философ Окончил Венский ун-т
Экспериментально изучал особенности обте-
кания тел при их движении со сверх-
звук скоростями и впервые осуществил ви-
зуализацию течения с помощью интерферо-
метра Маха — Пендера, что позволило ему
открыть образование в потоке ударных волн
В сверхзвук аэродинамике с именем М свя-
зан ряд величин и понятий Маха чис-
лог конус Маха, угол Маха, линия Маха и др
МАХА КОНУС (по имени Э Маха), ха
р а кт ер н с т и ч ес к и й конус,— область
поля сверхзвукового течения, в к рой рас-
пространяются бесконечно малые возмуще-
ния давления от точечного источника воз-
мущений Если в однородной сжимаемой
среде со сверхзвук скоростью V движет-
ся точечный источник возмущений Р, то при
своём движении он порождает бесконечно
малые возмущения давления, к-рые рас-
пространяются в среде со скоростью звука а
Расположение зон возмущ течения для
четырёх последоват моментов времени по-
казано на рис Поскольку V>a, то воз-
мущения, вызванные источником Р в поло
женнях 3, 2, I н 0. не могут догнать и обог
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими pyfMflWiА
329
нать источник Р в положении 4 Т о , все
возмущения будут распространяться в потоке
внутри конуса с вершиной в точке Р и углом
пол у раствора р, наз углом Маха н оп
ределяемым по ф ле sinp=a/K= i/М, где
М — Маха число Линия РА наз линией,
или волной Маха, она является огнбаю
щей пов-стью передних фронтов звук волн,
и на ней возмущения расположены наибо-
лее плотно, т к все звук волны находят
ся в одной и той же фазе колебания —- в
фазе сжатия Пов сть М к служит естеств
границей, разделяющей всё пространство иа
две области — невозмущенную и возмущен-
ную Эта концентрация возмущений внутри
М к определяет мн особенности аэродн
намики больших скоростей
Источником малых возмущений практиче-
ски может служить любое малое препятст
вие, иапр риска или бугорок на обтекае-
мой пов-сти В сверхзвук потоке от каж
дого малого препятствия отходит волна Ма
ха, ограничивающая область распростране-
ния вызванных этим препятствием возмуще-
ний Это свойство используется в оптических
методах исследования течений около тела,
путём нанесения рисок на его пов-сть
В А Башкин
МАХА ЧИСЛО — безразмерная величина М,
равная отношению скорости движущейся сре
ды V к местной скорости звука а М=И/а
Характеризует влияние сжимаемости среды,
названо по имени Э Маха, к-рый экспе-
риментально изучал особенности сверхзвук
течений н использовал указанную величину
в качестве одного из подобия критериев
При исследовании обтекания ЛА как один
нз критериев подобия" используется число
Маха полета Мж, вычисляемое по па
раметрам невозмущ телом (на бесконечнос-
ти) набегающего потока н характеризующее
режим обтекания в целом дозвуковой
(М„<1), трансзвуковой (| Мм— 11	,
сверхзвуковой (М„>1) и гиперзвуковой
(Мж»1) Каждый нз этих режимов имеет
свои спецнфнч особенности Напр , при без
отрывном обтекании профиля однородным по-
током идеальной жидкости сопротивление
его на дозвук режиме равно нулю (Д’Алам
бера — Эйлера парадокс), однако на всех др
режимах в поле течения образуются ударные
волны, в к-рых кинетич энергия необратн
мым образом переходит в тепловую, и вслед-
ствие этого профиль обладает конечным со-
противлением аэродинамическим Прн обте
кании тела дозвук потоком в нек-рых точках
(в к л месте) вблизи его пов стн скорость
потока может достигать скорости звука
Миним значение М ч иевозмущ потока,
прн к-ром местное М ч становится равным
единице, иаз критическим числом
Маха М» Кроме того, обтекание тела
сверх- и гиперзвук потоком не исключает
возможность образования локальных до-
звук областей течения, напр область тече-
ния между отошедшей ударной волной и пов
стью затупленного тела в окрестности его
вершины Поэтому при эксперим исследова-
ниях необходимо выдерживать моделирова-
ние по М ч
М ч как безразмерная газодинамич пе-
ременная определяется по местной скорое
тн потока и местной скорости звука, и
знание поля М ч позволяет понять осо-
бенности исследуемого течения Режим обте
кания тела зависит от его скорости от
ноентельно среды и скорости звука в рас-
сматриваемой среде, иапр для воздуха при
темп ре Т'=15°С и нормальном давлении
аж= 340,6 м/с, а для воды 0^=1470 м/с
При установившемся движении тела в атмос-
фере со скоростями Г	м/с (360 км/ч)
МпоСО.З и влияние сжимаемости воздуха
очень мало макс различие в значениях
газодинамич переменных, вычисленных без
и с учётом сжимаемости, не превышает
4% Поэтому при Мм<0,3 воздух можно
рассматривать как несжимаемую жидкость
При движении тела в воде в том же диапа
зоне скоростей М ч М^сО.07, и для всех
обычных видов течения воды влияние сжи-
маемости пренебрежимо мало В А Башкин
МАХОВОЕ ДВИЖЕНИЕ ЛОПАСТЕЙ — ко
лебательиое движение лопастей несущего
винта (НВ) около его горизонт шарнира
(ГШ), возникающее вследствие переменнос-
ти аэродинамических сил и моментов, дейст-
вующих на лопасть в полёте с горизонт
скоростью или по наклонной траектории
Переменность аэродинамич сил обусловлена
тем, что скорость обтекающего сечение ло
пасти потока за один её оборот изменяет-
ся от максимальной, равной сумме окруж-
ной скорости ыР и скорости полёта V, до
минимальной, равной нх разности (см рис )
Угол взмаха лопасти отсчитывают от
плоскости вращения до оси лопасти При
жестком (без шарниров) креплении лопастей
возникают большие переменные изгибаюЩне
моменты на лопасти и большой момент
крена на втулке НВ Для устранения от-
рнцат влияний этих моментов лопасть кре
лится к втулке с помощью ГШ, момент на
к-ром равен нулю Маховое движение ло-
пасть совершает под действием подъемной
силы, переменной в плоскости, проходящей
через ось вращения НВ (плоскость тяги вин-
та перпендикулярна плоскости вращения)
При наличии ГШ на режиме висения угол
взмаха лопасти постоянен и совпадает с уг
лом конусности ао Нарастание скорости по-
тока, обтекающего лопасть при её вращении
от заднего по полету положения к перед
нему, вызывает подъем лопасти вверх, а при
дальнейшем ее повороте и уменьшении ско
ростн обтекания — опускание лопасти вниз
В результате ометаемая поверхность оказы-
вается отклоненной от плоскости вращения
назад (ло отношению к направлению поле-
та) на угол П| Наличие М д л вызывает
увеличение углов атаки сечений лопасти в
передней по полету части диска винта и
уменьшение —• в задней Такое изменение уг-
лов атаки приводит к наклону ометаемой
пов-сти вбок, в сторону лопасти, идущей
вперед, на угол bi В случае жёсткого
крепления лопастей к втулке (т и жесткий
несущий винт) маховое движение всей ло
пасти отсутствует, а её конец совершает ко
лебаиия относительно плоскости вращения
за счёт изгибных деформаций В случае
крепления лопастей посредством упругих
q
Направление полёта
Направление
полёта
Маховое движение топастен скорости обтекания
лопасти в режиме висения (1) и при горизонталь
ном полете (2) Длины стрелок пропорциональны
скоростям обтекания лопасти
элементов (т и бесшарннрный винт с уп-
ругим креплением) М д л ограничива-
ется жёсткостью упругого элемента и со-
вершается за счет еГо изгибных деформа-
ций Такие Н в получили широкое распро-
странение, особенно для вертолётов с неболь-
шой массой (до 5000—6000 кг) вследствие
значит конструктивной простоты втулки
н удобства техн обслуживания в эксплуа-
тации
Лит Гессоу А, Мейерс Г, Аэродинамика
вертолета, лер с англ , М , 1954, Вертолеты
Расчет и проектирование г I— Аэродинамика М,
1966 Теория несущего винта, М, 1973, Аки
мо в А И Аэродинамика и летные характерно
тики вертолетов М, 1988	Е С Вождаев
МАХОВСКОЕ ОТРАЖЕНИЕ ударной
волны—один нз оей типов отражения
ударных волн прн их взаимодействии друг с
другом илн с твёрдой пов стью Характер
отражения ударной волны I (см рис ) от
стеики зависит от угла падения а и интеи
сивности волны При достаточно .малых а
возникает регулярное отражение 2, к-рое с
увеличением а переходит в маховское (поэто-
му М о иногда наз также нерегуляр
ным, или неправильным отражением)
М о характеризуется более сложной, чем
прн регулярном отражении, волновой струк-
турой, включающей кроме падающей и от
3
Регулярное (а) н махов-
ское (6 в) отражения
ударных волн о б —
нестационарная карта
на, в—сгационариая
картина
ражённой ударных волн ещё ударную волну
Маха 4 и тангенциальный разрыв 3, причём
все они пересекаются в оДной точке (т и
тройной точке)
МАХОЛЕТ, о р н и т о п т е р,—ЛА, крылья
к рого выполнены машущими с имитацией
движения крыльев птицы нлн крыльев насе-
комого Буквально орнитоптер означает «птн
цекрыл» (от греч ornis, род падеж огт-
thos — птица и pteron — крыло) Это назв
относится к М , действие крыльев к рых напо
минает движение крыла птицы Ортоптер,
или «прямокрыл» (от греч orthos — прямой
и pterdn — крыло) — назв тех аппаратов,
к рые используют для получения подъёмной
силы прямой «удар» плоскостью крыла при
взмахе вниз Взмах вверх у них является
пассивным, поэтому крылья ортоптера вы-
полнены поворотными, складывающимися
(в виде створок) или снабжаются клапана-
ми Кпд машущего крыла, по мнению В П
Ветчинкина, соответствует 0,8—0,9 и при-
ближается к кпд возд винта Поэтому мн
конструкторы исследовали возможность
мускульного полёта на М Первым из-
вестным проектом М является предложен-
ный Леонардо да Винчи проект орнитопте-
ра (см рнс в табл I), приводимого в дейст-
вие силой человека В 1913 в России
М Д Смурнов построил М с моторным
приводом В 1934 в Осоавиахиме был орга
ннзоваи Комитет по изучению гребного (ма-
шущего) полета, координировавший работы
по М Моторные М строили Д В Ильин
(1958), А В Шнуков (1963) Однако в
оси были построены мускульные М , авто-
330 МАХА
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис. I. Махолёт БИЧ-18 (СССР, 1937)
Рис 2 Цахотет «Икар 1» (СССР 1959)
ры — А В Шиуков (1908), Б И Черанов
ский (БИЧ 16, 1934, БИЧ-18, 1937, см рис
1), В Е Татлин (1931), М Г Ляхов
(1956, 1978), С А Топтыгин («Икар»,
1958, 1959, 1962, 1972, см рис 2), В М То
поров («Истина», 1987) Большой теоретич
вклад в изучение М внесли сов ученые
И Н Виноградов и М К Тихонравов
За рубежом также созданы М указанных
типов Наиболее известны мускульный
М Харри ла Вери Туайнинг (1909, США),
планеры с машущим крылом А Липпиша
(1930, Германия), дистанционно лилотируе
мые М конструкции Пола Мак Криди (1986,
США) В 1986 — 88 осуществлены устой
чивые полёты М с двигателями различных
типов
Лит Тихонравов М К Потет птиц и ма
шины с машущими крыльями 2 изд , М , 1949,
Виноградов И Н, Аэродинамика птиц парите
тей 'Л 19а1 А А Бодягин Ю В Макария
МАЦКЕВИЧ Лев Макарович (1877 -
1910)--- рус летчик, капитан Окончил Харь
ковский технол ин т (1901), Мор академию
в Петербурге (1906) После окончания ин-
га был зачислен в корпус корабельных ин
женеров по Мор мин-ву, с J908 служил в
Мор техн комитете, затем назначен в Отдел
возд флота Занимался проектированием са
молета, выступал с предложениями о приме
нении аэропланов в мор деле и разработ-
ке гидросамолета В 1910 направлен во Фран
цню для приемки заказанных самолетов и
двигателей, орг ции обучения рус офицеров
в летных школах, там же окончил лет
ную школу А Фармана Возвратившись в
Россию, много летал, продолжил работу над
проектом самолета В сент 1910 совершил
первые ночные полеты (одновременно с
М Н Ефимовым) После ряда успешных
полетов во время J-го Всероссийского празд
ника воздухоплавания в Петербурге, выпол
няя очередной полет 24 сент (7 окт )
1910, погиб выпав и! разрушавшегося са
молета (первая авиац катастрофа в России)
Портрет см на стр 327
МАЧТА причаль н а я — совокупность со
оружений и устройств для причаливания
стоянки и подготовки к эксплуатации дири
жабля при нахождении его в порту или
на площадке В нач период применения
дирижаблей их причаливание и маиевриро
вание на земле для ввода в эллинг и
вывода из него осуществлялись весьма мно
гочислеиной наземной стартовой командой с
помощью сбрасываемых тросов (см Гай
дроп)
При наличии М опускание дирижабля
может проводиться имеющейся на ней ле
бедкой, что позволяет, постепенно подтя
гивая дирижабль за гайдроп или стропу,
закреплять его носовой узел на причаль-
ном шарнирном узле М . допускающем флю
гирование Во время стоянки дирижабля
иа М его кормовая часть опирается на спец
тележку или подгондольное опорное колесо
При этом осуществляются смена экипажа,
снабжение дирижабля топливом, балластом,
подъемным газом, высадка и прием пасса
жиров, погрузка и разгрузка профилактич
осмотр и текущий ремонт
М могут быть стационарными и пере
движными Высота мачты определяется ти
пом и размерами дирижабля Причальный
узел размещается в носовой части дири-
жабля, перед гондолой или снизу гондолы
Передвижные М , самоходные или букси
руемые при помощи тягачей с лебедками
обеспечивают как стоянку дирижабля, так и
возможность его перемещения по площадке
а также ввод в эллинг и вывод из нею
Различают М с постоянной высотой и те
Самоходная телескопическая причальная мачта
ферменной конструкции для жёстких дирижаблей
Буксируемая причальная мачта для нежёстких
дирижаблей
лес конические с изменяемой высотой для
облегчения процесса причаливания и зак-
репления на Земле	Е М Милославским
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОЕ КОНСТРУК-
ТОРСКОЕ БЮРО «ГРАНИТ»- берет на-
чало от ОКБ 45, образов в 1945 при авиа
моторном з де № 45 (позднее Московское
машиностроительное производственное объе-
динение «Салют») В 1947 — 56 в ОКБ под
рук В Я Климова были внедрены в се-
рийное произ-во одни из первых в стране
ТРД (РД-45. В К 1, ВК-1Ф) В последую
щий период пр тие специализировалось
на доводке, развитии и внедрении в се-
рийное произ во ТРД, разработанных в
ОКБ А М Люльки (АЛЛ и др ) и С К Ту-
манского (Р]5Б 300), а также на создании
малогабаритных ТРД С КБ связана деятель
ность Н Г Мецхваришвили, Э Э Лусса,
Ф В Шухова, С Р Саркисова С 1963 иаз
ОКБ-45-165, с 1966 — указ назв В 1982
вошло в состав Научно-производственного
объединения «Сатурн»
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНЫЙ ЗАВОД им
П О Сухого—берет начало от Гос
союзного з да .№ 51 опытного самолето-
строения, оси в 1940 в Москве (с окт 1941
по авг 1943 находился в эвакуации в Ново
сибирске) В 1940—44 разработки возглав-
лял Н Н Поликарпов (истребители И 185,
ТИС, ИТП бомбардировщик НБ, десантные
планёры БДП, МП — см Поликарпова са-
молеты) а в 1944 — 53— В Н Челомей
(самолеты снаряды) В ]953з д передан вое
созданному ОКБ П О Сухого, имя к-рого
пр тие носит с 1976 (ОКБ Сухого в 1940 —
49 базировалось на др з-дах) Здесь под
рук Сухого и его преемников Е А Ивано-
ва и М П Симонова спроектированы и
построены самолеты Су 7 Су-7Б, Су-9,
Су 11	Су-15, Су 17, Су 24, Су 25,
Су-26, Су 27— см ст Су Пр-тие награж-
дено орденами Ленина (1966), Октябрьской
Революции (1976)
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНЫЙ ЗАВОД им
М В Хруничева — ведет отсчет от 1916,
когда в связи с 1-й мировой войной в Моск
ву из Риги была перебазирована часть Рус-
ско-Балтийского вагвн/юго завода В 1918
на этой базе был образован I й Гос
бронетанковый з д к-рый выполнял ремонт
танков и бронемашин, а в 1922 изготовил
первые сов легковые автомобили В 1923
территорию з да передали в концессию
авиастроит фирме Г Юнкерса, а в 1927
здесь был осн Гос авиац з д № 7, вскоре
преобразов в з-д № 22 им 10-летия Октяб-
ря Одним из первых в стране он освоил
серийное произ во цельнометаллич само
тетов Строились разведчики Р 3 Р 6, ист
ребитель И 4, бомбардировщики ТБ 1, ТБ-3,
ДБ-А (Н 209), СБ Пе-2, цасс самолеты
АНТ 9, АНТ 35 В 1933 з ду присвоено
имя С П Горбунова В 1928—31 на тер-
ритории з-да базировался Отдел мор опыт
ного самолетостроения (ОМОС). а в 1936
при з де было создано КБ А А Архангель-
ского В окт —нояб 1941 з д № 22 был
перебазирован в Казань (ныне это Казан
ское авиационное производственное объеди-
нение им С П Горбунова) В Москве в
дек 1941 на территории з да .№ 22 образо
ван авиац з-д Aft 23, к-рый до конца
войны производил бомбардировщики //л-4.
Ту 2 В дальнейшем выпускал бомбардиров-
щики Ту-4 М-4 ЗМ а также вертолеты
Ми 6, Ми 8 С 1961 з-д носит имя М В Хру-
ничева В 60 х гг началось произ-во ра-
кетно космич техники з д строил орбит
станции «Салют», «Мир», модуль «Квант»,
ракету носитель «Протон» Пр тие награж
дено 2 орденами Ленина (1945, 1976), орде-
нами Октябрьской Революции (1970), Тру-
дового Красного Знамени (19571
www.vokb-la.spb.ru - CaNo.MAWMHQ£fTiRQMT 331
МАШИНОСТРОИТЕЛЬНЫЙ ЗАВОД «СА-
ТУРН» образован в 1946 на базе Моск
з да опытного авнамоторостроения № 165
Указанное назв носит с 1967 Проводит
разработки в области авиац реактивных
двигателей (см ст АЛ) и энергвтич уста
новок для ракетно космич систем С 1982 —
головное пр тие Научно-производственного
объединения «Сатурн» С з дом связана
деятельность А М Люльки (нмя к рого
НПО носит с 1984), Э Э Лусса, В М Чеп-
кина Пр тие награждено орденом Трудово-
го КРасного Знамени (1976)
МАШКОВСКИЙ Степан Филиппович
(1914—58)— сов летчик-испытатель. Герой
Сов Союза (1941), Полковник В Сов
Армии с 1936 Окончил Харьковскую воен
авиац школу пилотов (1937) Участвовал
в боях на р Халхин-Гол в 1939 Сбил 4 са-
молёта противника В Вел Отечеств войну
сбил 11 самолетов противника, один из них —
тараном С 1943 на испытат работе в ЛИИ
Освоил более 60 типов и модификаций
истребителей, бомбардировщиков, пасс и др
самолетов, в т ч 9 иностр Проводил
испытания с целью доводки и определения
лётно техн хар-к мн самолётов, отработки
их систем вооружения и оборудования, в
т ч системы заправки топливом в полете
Награжден 2 орденами Ленина, 2 орденами
Красного Знамени, 2 орденами Отечеств
войны 1-й степ, орденом Трудового Крас-
ного Знамени, 3 орденами Красной Звезды,
медалями Погиб при исполнении служебных
обязанностей
Лит Трокаев А А Герои пламенных зет
Донецк 1985
МАЯК СВЕТОВОЙ летательного ап
парата — бортовое светосигнальное уст-
ройство Для обозначения ЛА в воздухе и на
земле, предназначается для предотвращения
столкновения с др ЛА во время полета
по маршруту при посадке, а также при
рулении по аэродрому М с излучает пре
рывистые белые и красные импульсы Разли-
чают два вида М с В первом использует-
ся лампа накаливания с вращающейся от
ражат системой, во Втором - импульсная
лампа, частоту вспышек к рой определяет
Табл — Основные характеристики отечественных световых маяков
Маяк	Угол рассеяния светового пучка ° в плоскости		Число вспышек		Сила света кл
	вертикальной	горизонтальной	в 1	МИН	
С лампой накаливания	30	360	40	90	До 200
С импульсной лампой	75	360	40	90	До 1500
мультивибратор Осн хар ки отечеств М с
приведены в табл См также Огни аэро-
навигационные
«МВБ» — см	«Мессершмитт-Бельков
Блом»
МГ (мотор гражданский)— принятое
в СССР в 30-х гг обозначение авиац
ПД, предназнач для установки на гражд
самолеты Под рук М А Коссова на моек
З-де № 82 были созданы МГ-11 (номин
мощн ПО кВт) МГ-Иф (125 кВт) МГ-
21 (147 кВт), МГ 31 (221 кВт), МГ-31Ф
(257 кВт), МГ31Ф2 (294 кВТ), МГ 40
(107 кВт) К двигателям серии МГ предъяв
лядись повыш требования по надежности и
ресурсу
МЕДИЦИНА АВИАЦИОННАЯ — раздел
медицины, посвященный изучению вопросов
медицинского обеспечения авиац полетов
М а — комплексная наука, к рая включает
такие направления, как авиац физиология
и парафизиология, гигиена и токсикология,
психология, авиац авариология, врачебно-
лётная экспертиза со спец функцион диаг
ностикой Предметом исследований М а яв
ляются разл состояния организма нор
мальные (утомление, стресс), пограничные
(переутомление, хронич утомление), пато-
логия (высотная, возд и декомпрессион-
ная болезни, баротравма среднего уха и др )
К специфич особенностям летной деятель
ности относятся необычная пространств
ориентировка, «навязанный» темп работы
большое нервно эмоциональное напряжение
и Др Летный труд осуществляется в ус
ловиях, когда на организм оказывают влия
ние шум, вибрация, перегрузки, понижен
ное барометрич давление в кабине ЛА и
пониженное парциальное давление кисло-
рода во вдыхаемом воздухе и др факторы
Задачами М а являются изучение уело
вий деятельности и состояния здоровья лет-
ного состава при выполнении полетов, а
также влияния на организм разл факто
ров полета, осуществление мед обслужи
вания членов экипажа и пассажиров, изу-
чение мед и психология вопросов безо
пасности полетов, исследования условий тру
да инж техн состава и персонала управ-
ления возд движением и осуществление
их мед обслуживания
Оптимальное решение задач М а поз
воляет обеспечить сохранность здоровья и
хорошую работоспособность летного и ннж
техн состава, улучшить условия труда пер
сонала, содействовать долголетию летных
кадров, свести до минимума летные проис-
шествия из за отклонений в состоянии здо
ровья и снижения работоспособности лет
ного состава, повысить безопасность по
летов, способствовать созданию комфортных
условий для пассажиров
Практич задачи решаемые М а выявле-
ние противопоказаний для службы в авиации
и мед отбор в авиац учитища, пред
полетный мед контроль Для выявления лиц,
по состоянию здоровья временно не соот
ветствующих требованиям, необходимым
для выполнения полета, разработка реко
мендаций рациональною построения прог
рамм конкретных полетов с целью преду
преждения летных происшествий, завися
щих от особенностей личности летчика, изу-
чение причин летных происшествий и пред
посылок к ним, связанных с особым сос
тоянием летчика в полетах, и разработ
ка рекомендаций по профилактике таких сос
тояний, разработка мед методов установ
ления причин летных происшествий, обасно
ванне эргономич требований к рабочим
местам членов летного экипажа, к средст-
вам и системам жизнеобеспечения, к техн
спасательным средствам (см Катапультиро
вание. Носимый аварийный запас), физиол
гнгиенич обоснование режима труда и от-
дыха летного состава, его рационального
питания, средств и методов повышения на
дежности в деятельности летною состава
с помощью тренировок, исследование воз
действия на органи1м разл факторов по
лета и разработка средств профилактики
проф заболеваний (в т ч и для инж
техн наземного состава нри выполнении ра
бот, связанных с агрессивными в вами),
участие в испытаниях новой авиац тех
ники для установления ее соответствия ме
дико техн требованиям и выявления особен-
ностей ее эксплуатации, 1ребуюших профн
лактич мероприятий, направленных на обес
печение продолжит срока службы летно
го состава («летного долголетия»), науч
обоснование мероприятий по сохранению
жизни членов экипажа и пассажиров при
вынужденном приземлении (медицина вы
живания), в т ч в безлюдной местности
и неблагоприятных климато геогр условиях,
разработка организац принципов мед обес-
печения экипажей в полетах, мед обслу
живания пассажиров и летно техн состава
на аэродромах, разработка показаний и
противопоказаний к транспортировке по воз
духу больных и раненых, исследование пси
хологич вопросов летного обучения, пси-
хологической совместимости членов экипажа
и др вопросов авиац психологии обосно
вание физиол гнгиенич требований к техн
средствам защиты организма от воздейст-
вия неблагоприятных факторов внеш среды,
в т ч к кислородно-дыхат аппаратуре,
высотно компенсирующим и противопере-
грузочным костюмам, разработка обоснова
ний для создания рациональной одежды при
полетах в разл условиях обоснование мед
рекомендаций для обеспечения комфортных
условий полета пассажиров
В М а используются методы соот
ветствующих дисциплин общей медицины
Кроме того, применяются спец методы
биотелеметрии моделирование с помощью
разл стендов и устройств (барокамер,
центрифуг, тренажеров и др), на к-рых
изучаются условия летной деятельности,
проводятся полеты на самолетах лаборато
риях, оснащенных малогабаритной исследо-
ват аппаратурой, ведется разработка спо-
собов повышения устойчивости к гипоксии
и др неблагоприятным влияниям, к рым
подвергается летный и инж -техн состав
М а начала интеисивно развиваться и
выделилась в самостоят раздел в нач 20 в
с появтением ЛА тяжелее воздуха В ос
hobv М а легли наблюдения и исследо-
вания, выполненные в горах и при возду-
хоплавании на возд шарах, а также ра
боты по отд проблемам медицины В 1863
во Франции Д Журдане установил причи-
ну высотной болезни — обеднение организма
кислородом В 1878 франц ученый П Бер,
проводя опыты в герметичной камере, под-
робно исследовал влияние на организм по-
ниженного атм давления Существенных ус
пехов в этой области достиг рус физнолок
И М Сеченов, к рый в 1879 установил,
что предельное парциальное давление кис
лирола в альвеолярном воздухе организма
человека составляет 4 кПа и его снижение
может быть смертельно опасным для чело
века На этом выводе основывались все по
следующие исследования, связанные с соз
данием оптим условий для пребывания
человека на больших высотах Становление
М а опиралось и на науч работы по фи
энологии и патологии организма живот
ных и человека рус ученых В В Па-
шутина, Н Н Цибульскою, В М Бехте-
рева, И С Цитовича В развитие отечеств
М а заметный вклад внесли сов учёные
С Э Минц, А П Аполлонов. Н А Виш-
невский В И Воячек, Н М Добротвор
ский, Г Г Куликовский, Ф Г Кроткое,
А В Лебединский, В Г Миролюбов,
Л А Орбели, И Р Пеюов, М П Бресткин,
К К Платонов А П Понов, Я Ф Самтер,
А А Сергеев В В Стрельцов Г Л Комен-
дантов, Н П Симановский, Н Н Сироти-
нин, П К Собенников, В А Спасский,
В А Скрыпин К 21 Хилов, А В Покровский,
Д Е Розенблюм, А А Шишов и др За
рубежом значит исследования в обл М а
осуществлены в США (X Армстронг, Л Бау
эр, П Кэмпбел 1, В Р Лавлейс, Дж Мар-
бар! ер Дж П Степп), Великобритании
(Дж Холден, Дж Баркрофт, Л Хнлл,
А Дж Бенсон), Франции (К Бернар,
332 МАШИНОСТРОИТ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
П Бер. 9 Марей, А Мерсье, Ф Виолет,
Р Гранпьер), Нидерландах (Дж Йоигб-
лед), Австрии (Г Шуберт), Германии
(X Динсгофеи, X Стругхольд, 3 Герате
воль, С Руф, О Гауэр), Бельгии (А Ал
дарт), Италии (Р Маргария, А Mocco,
А. Скаио), Чехословакии (И Дворжак),
Польше (С Бараиьский) и др странах
Одним из стимулов возникновения М а
послужила необходимость внедрения мед
критериев для получения авиаторами права
управления самолетом Совет Всероссий
ского аэроклуба 14 июля 1909 признал
необходимым всем желающим членам аэро
клуба совершать полеты только после их
мед освидетельствования Первый официа-
льный документ «Расписание болезней, пре
пятствующих службе в авиации», к рый
служил для определения нежелательных и
опасных отклонений в состоянии здоровья,
был издан в 19)0 Исследования авиац
врачей вначале были направлены гл обр
на выявление критериев для отбора кан-
дидатов в авиац школы и на мед обес-
печение безопасности полетов С этой целью
в иач 20-х гг в авиац школах были соз
дайн психофизиол лаборатории, в 1924 ор
ганнзована Центр психофизиол лаборато
рия ВВС РККА В 1935 создан Авиац и -и
санитарный ии-т РККА, переименованный в
J936 в Ин т авиац медицины им И П Пав-
лова В 1939 открыта кафедра авиац ме-
дицины при Центр ин те усовершенствова
ния врачей (Москва), при 2-м Моск мед
ин-те был основан ф-т для подготовки
авиац врачей Авиац тематикой занимались
также науч учреждения Мин-ва здравоохра
нения СССР, Академия мед наук. Военно-
мед академия им С М Кирова (Ленин-
град) и др К нач 2-й мировой войны
был накоплен большой опыт мед обеспе
чения высотных, скоростных, ночных, длит
полётов, полетов в сложных метеоусловиях
Особенно быстрое развитие М а получи-
ла в 40—50-е гг в связи с бурным разви-
тием авиац техники, в т ч реактивной
Проектирование и создание ЛА новых ти
пов сблизило между собой многие проб-
лемы авиац и космич медицины, что соз
дало предпосылки для возникновения авиа-
космич медицины, к-рая, исследуя возмож-
ности организма человека в разл экстрем
условиях и определяя пределы функцио
нирования его систем, разрабатывает меры
его защиты
В каждой стране, имеющей развитую авиа
цию, созданы ин-ты авиац медицины, про-
водятся съезды авиац врачей Междунар
академия авиац и космич медицины, объе
диняющая нац ассоциации авиац врачей,
проводит ежегодные междунар конгрессы
Лит Платонов К К Психология летното
труда М I960, Сергеев 4 А, Очерки по ис
тории авиационной медицины М - Л , 1962, Теория
и практика авиационной медицины, 2 изд, VI
1975, Авиационная медицина (счЁ6иик) под ред
Н М Р\Диого и В И Копанева Л , 1964 Ру-
ководство по авиационной медицине для врачей
гражданской авиации, М 1985, Авиационная ме
днцииа (руководство) М 1986, Fundamentals гл
aerospasc medicine, ed by R L Dehart Phil
1985 Aviation medicine, 2 ed ed J Ernsling, P King,
L 1988	П К Исаков А А Гюрджиан
МЕДНЫЕ СПЛАВЫ, В авиастроении, в
частности в авнац двигателестроении, М с
широко применяются как жаропрочные спла-
вы, характеризующиеся сочетанием высоких
значений тепло- и электропроводности, кор
розненной стойкости и механич свойств
Жаропрочные М с используют при рабо-
чих темп рах до 400 — 600°С При указан-
ных темп-pax сплавы с более высокой
темп рой плавления, но меньшей теплопро
водностью в ряде случаев эксплуатировать
ся не могут, т к не обеспечивают дос-
таточного теплоотвода.
Жаропрочные М с широко применяются
в авиац технике для паяно-сварных конст-
рукций (напр , камер сгорания ГТД). разл
рода теплообменников Из жаропрочных М с
изготовляют нагревостойкие проводники
электрич тока, разъемы в электрич цепях,
токоведущие пружины и упругие мембра-
ны мн авиац приборов Требование соче
танин повышенных механич свойств и
электрич проводимости является противоре-
чивым Легирование, к-рым обеспечивают-
ся повышенные прочность и жаропрочность,
неизбежно приводит к понижению проводи-
мости Поэтому жаропрочные М с , как
правило, являются низколегированными
(суммарная концентрация легирующих эле-
ментов в них не превышает 5%)
Наибольшее применение нашли дисперси
онно-твердеютие жаропрочные М с (см
Дисперсноупрочненные материалы), упроч-
няющиеся в результате распада в процессе
отпуска (старения) пересыщенного твердого
раствора получаемого закалкой от темп-р,
при к-рых компоненты сплава в значит
мере растворены в основе Старение спла-
вов, связанное с выделением в медной мат-
рице мелкодисперсных частиц фаз упрочни
елей, сопровождается улучшением нроч
ностиых свойств Уменьшение кол ва раство-
римых атомов в матрице приводит однов
ременНо к повышению тепло и электроцро
водности Типичный пример жаропрочных
М с — хромовые бронзы, содержащие 0,4 —
1% хрома Для повышения жаропрочности
хромовые бронзы легируют цирконием, маг-
нием, ниобием и др элементами Имеются
сплавы, упрочнение н жаропрочность к рых
обеспечиваются силицидами кобальта или
никеля, соединениями с бериллием
Применяются также жаропрочные мате-
риалы, упрочнение к-рых обусловлено рав
номерно распределенными в медной матри
це дисперсными частицами оксидов, напр
оксида алюминия Такие днсперсноупроч-
нённые материалы по жаропрочности не
уступают сталям, при этом их теплопро
водность остается близкой к теплопровод
ности меди
В ряде случаев в качестве жаропроч
ных М с ислотьзуют твердые растворы
на основе меди Упрочнение в этом случае
достигается холодной пластической дефор
мацией Чтобы такие сплавы были жаро
прочными, растворенные элементы должны
повышать темп ру рекристаллизации При
мерами жаропрочных М с , упрочняемых
наклёпом, являются сплавы с серебром,
кадмием, цинком, магнием Сплавы такого
типа, хотя и широко используются, но не
перспективны для применения в большом
интервале темп-p или при значит ресурсе
работы
В авиации находят применение и др
М с — гл обр латуни и бронзы (подшип
ники радиаторы и т Д ) ИМ Розенберг
МЕЖДУНАРОДНАЯ АВИАЦИОННАЯ ФЕ-
ДЕРАЦИЯ, ФАИ (Federation Aeronautique
Internationale, FAI),— междунар союз нац
авиац орг ций, групп или клубов Гл за-
дача — развитие спортивной авиации и кос-
монавтики во всем мире Осн на 1 й Меж
дунар конференции, проходившей 12 —
14 окт 1905 в Париже (франция) На кон-
ференции были приняты Устав и Положение
о ФАИ ФАИ разрабатывает и утверждает
правила междунар соревнований, организу-
ет и осуществляет контроль за их проведени-
ем и регистрирует авиац и космич рекорды
(см Классификация летательных аппаратов
ФАИ) В состав ФАИ входят комиссии
авиац -спортивная, авиации общего назначе-
ния, по планеризму, воздухоплавательная,
авиамодельная, парашютная, по авиац -
космич образованию, вертолетная, по астро
навтике, по высшему пилотажу, медико-
С Ф Машковский
С А Меженинов
физиологическая, по конструированию ЛА
конструкторами любителями, свободного по
лета (дельтапланеризма), микроавиации, а
также комитеты уставной, финансовый,
по расширению членства, по связям с об
ществеиностью, по развитию бизнеса
В 1990 ФАИ объединяла авиац орг ции
78 стран мира СССР в ФАИ с [935, был
представлен в ней Федерацией авиационного
спорта СССР Осн органы ФАИ Ген
конференция. Совет, постоянные или вре-
менные комиссии Ген конференция (высш
орган ФАИ) решает финансовые, законодат
и исполнит вопросы в соответствии с дейст-
вующими Уставом и Положением На Ген
конференциях (проводятся ежегодно) изби
раются президент, первый вице-президент,
вице-президенты, ген казначей, утверж-
даются составы междунар комиссий Совет
наделен правами Геи конференции в пе-
риод между её созывами Пост иди врем
комиссии создаются для изучения спец
вопросов, выдвигаемых Ген конференцией
или Советом ФАИ имеет свой флаг (раду-
га на белом фоне с буквами FAI ярко-
юлубого цвета, размер полотнища 2,5Х
Х1.5 м) и эмблему Награды ФАИ — ме-
Памятный знак участника конференции ФАИ
(Москва, 1959)
дали и дипломы, к рые присуждаются отд
лицам, группам или орг циям за актив-
ную работу, спортивные достижения и ре-
корды в области авиации и космонавти-
ки Кроме медалей и дипломов ФАИ вру-
чает много др призов и кубков ло видам
авиац спорта, напр Ареста кубок, Несте-
рова кубок ФАИ финансируется за счет
ежегодных взносов гос-в - чл федерации,
Официальные языки английский, француз-
ский, русский, испанский Штаб квартира и
Секретариат — в Париже Ю А Постников.
МЕЖДУНАРОДНАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ, ИКАО (]п
ternational Civil Aviation Organization,
ICAO),—слециализир учреждение ООН,
Создана в 1944 Учредит актом является
Чикагская конвенция {944 о междунар.
гражд авиации Местопребывание — Мон-
реаль (Канада) Члены ИКАО (1990) —
162 гос-ва (СССР с 1970) Согласно ус
таву цели ИКАО развитие принципов и
техники междунар возд навигации, раз-
работка и внедрение в практику унифицир
летно-техн правил с целью повышения уров
ня безопасности и регулярности междунар
полетов Деятельность ИКАО развивается в
www.vokb-la.spb.ru -
трёх осн. областях; в технической — раз-
работка, совершенствование и внедрение
стандартов и рекомендаций, применяемых
междунар. гражд. авиацией; в экономи-
ческой — исследование междунар. пасс, и
грузовых перевозок, на основе к-рых выра-
батываются рекомендации по вопросам ста-
вок и. сборов за пользование аэропорта-
ми и аэронавнгац. средствами, а также по-
рядка установления тарифов, применяемых
на междунар. линиях; изучение вопросов
упрощения формальностей при междунар.
возд. перевозках и т. д.; оказание пос-
тоянной техн, помощи развивающимся стра-
нам Азин, Африки и Латинской Америки в
создании собств. систем внутр, и между-
нар. перевозок; в правовой — разработка
проектов новых конвенций по междунар.
возд. праву (под эгидой ИцАО проведен ряд
конференций, на к-рых были приняты кон-
венции о повышении безопасности гражд.
авиации и др.).
Высш, орган И«АО — Ассамблея (созы-
вается один раз в 3 года), к-рая опреде-
ляет общие направления деятельности
ИКАО, утверждает отчёты Совета и прог-
рамму его дальнейшей работы. Ассамблея
избирает Совет ИКАО, членами к-рого яв-
ляются 33 государства. Совет в праве под-
готавливать технические приложения к
Чикагской конвенции; рассматривает разно-
гласия между гос-вамн по вопросам толко-
вания этой конвенции, а также др. соглаше-
ний в области возд. сообщений; издаёт ста-
тистнч- сборники; распоряжается финансами
ИКАО; выделяет средства на техн, помощь
гос-вам — чл. ИКАО и др.
Осн. рабочие органы ИКАО: Аэронавигац.
комиссия, Авнатрансп. комитет, Юридич. ко-
митет, Комитет по совм. поддержке аэро-
навигац. обеспечения, финансовый коми-
тет, Комитет по незаконному вмешательст-
ву в деятельность гражд. авиации. Секре-
тариат является пост- органом ИКАО, в его
состав входят 5 специализир. управлений;
аэронавигац., авиатрансп., юридич., техн,
помощи и адм., а также ряд секторов.
ИКАО имеет 6 региональных предста-
вительств: в Европе (местопребывание —
Париж), на Бл. Востоке и в Сев. Африке
(Каир), на Дальнем Востоке и в Тихом океа-
не (Бангкок), в Юж. Америке (Лима), в
Сев. Америке и Карнбском регионе (Ме-
хико) и в Африке (Дакар). ИКАО сотрудни-
чает с др. междунар. орг-циями в области
гражд. авиации; почти все межправительств,
и неправнтельств. орг-пии в области гражд.
авиации пользуются в Ассамблее ИКАО
статусом наблюдателя.
Лит.: Международное воздушное право, кн. 1—2.
М., 1980--81.	Г. М. Тавлинцев.
МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТ-
МОСФЕРА (MCA)- гипотетич. вертик. рас-
пределение темп-ры, давления и плотности
воздуха в атмосфере Земли, к-рое по меж-
дунар. соглашению представляет среднего-
довое и среднешнротное состояние. Состав-
ление первых MCA относится к 20-м гг. 20 в.
В последующие годы в связи с ростом
диапазонов скоростей и высот полётов на-
ряду с осн. термодинамич. параметрами в
MCA стали указывать значения скорости
звука, ускорения свободного падения, моляр-
ной массы воздуха, вязкости, длины про-
бега молекул и др. параметров. Цель соз-
дания MCA — унификация исходных значе-
ний параметров атмосферы, используемых
прн расчётах и проектировании авиац. тех-
ники, обработке результатов геофиз. и ме-
теорол. наблюдений и для приведения ре-
зультатов испытаний ЛА и нх элементов к
одинаковым условиям. Основой для расчё-
та параметров MCA служат ур-ния стати-
ки атмосферы и состояния идеального газа
(см. Аэростатика, Барометрическая форму-
334 МЕЖДУНАРОДНАЯ
ла). В 196]—72 Комитет по исследованиям
космич. пространства (КОСПАР) издал три
справочные атмосферы (С РА 196], 1965,
1972), в к-рых её параметры указаны в за-
висимости от широты, времени суток, сол-
нечного цикла и др. В 1975 Междунар.
орг-цией по стандартизации (ИСО) при
участии КОСПАР и др. орг-ций была изда-
на MCA, построенная на осн. результатов
измерений с помощью метеорол. ракет (про-
ект MCA был разработан совместно специа-
листами СССР и США). В 1982 ИСО опубли-
ковала справочную атмосферу для исполь-
зования в авиации, в к-рой представлены
термодинамич. параметры трёх широтных
зон (полярный р-н, средние н тропич. широ-
ты) до выс. 80 км.
В ряде стран на базе MCA создаются
национальные стандартные атмосфе-
ры. Так, ГОСТ «Атмосфера стандартная»,
соответствующий междунар. стандарту, ус-
танавливает средние числовые значения
осн. параметров атмосферы для высот до
1200 км, для широты 45°32'33", соответст-
вующие среднему уровню солнечной актив-
ности.
МЕЖДУНАРОДНЫЕ АВИАЦИОННЫЕ
ОРГАНИЗАЦИИ транспортные — де-
лятся на межправительственные (ММАО)
и неправительственные (МН АО). ММАО
создаются гос-вами на основе междунар.
договоров, к-рые определяют цели и зада-
чи орг-ций, членство в них, права и обя-
занности нх участников, структуру н ком-
петенцию рабочих органов и т. д. ММАО
признаются субъектами междунар. права.
Они вправе заключать междунар. договоры
с гос-вами и между собой и несут ответст-
венность за соблюдение договоров, прини-
мать рекомендации и др. юридич. акты.
В зависимости от круга участников ММАО
являются универсальными, напр. Междуна-
родная организация гражданской авиации
(ИКАО), или региональными (ЕКАК, Евро-
контроль, АФКАК, АСЕкНА, КОКЕСНА,
ЛАКАК, КАКАС). Они имеют похожую
структуру: высш. Рук. орган — Ассамблея,
Пленарная сессия и т. п.; текущая дея-
тельность ММАО обеспечивается нсполннт-
органами. Прн исполнит- органах в нек-
рых ММАО создаются подчинённые нм спец,
комитеты или комиссии, к-рые разрабаты-
вают организац., техн., адм., правовые воп-
росы деятельности гражд. авиации. Высшие
руководящие органы ММАО во время сес-
сий утверждают отчёты исполнит, органов,
заслушивают доклады комитетов и экспер-
тов, принимают резолюции, рекомендации.
Европейская конференция граж-
данской авиации (ЕКАК) создана в
1954, штаб-квартира в Страсбурге, члены
ЕКАК —22 европ. гос-ва. Приём новых чле-
нов из числа европ. гос-в — только с об-
щего согласия всех членов ЕКАК- Цели
ЕКАК: содействие сотрудничеству европ.
гос-в в области возд. транспорта для бо-
лее эффективного и упорядоченного его
развития, обеспечение систематизации и
стандартизации общих техн, требований к
новому авиац. оборудованию, включая аэро-
навигац. оборудование и систему связи,
исследование вопросов безопасности полё-
тов, сбор статистич. данных о лётных пронс-
вгествиях. Высш рук. орган — Пленарная
конференция, высш, исполнит- органы — Ко-
ордннац. комитет н пост, комитеты. Реше-
ния ЕКАК носят рекомендат. характер.
ЕКАК сотрудничает более чем с 20 ММАО
и МНАО, связанными с возд. транспор-
том -— ИКАО, ИАТА, ЕАРБ, Евроконтроль,
ИКАА и др.— и обязана представлять го-
довые отчёты консультативной ассамблее Ев-
роп. Союза.
Африканская комиссия граж-
данской авиации (АФКАК) создана в
1969, штаб-квартира в Дакаре, члены
АФКАК —41 гос-во; ими могут быть лю-
бые афр. гос-ва — участники Орг-ции афр.
единства (ОАЕ) и заинтересованные в
деятельности Экономич. комиссии ООН для
Африки (ЭКА). Цели АФКАК: выработка
общей политнкн гос-в — чл. АФКАК в ис-
пользовании гражд. авиации, обсуждение и
планирование необходимых мероприятий по
сотрудничеству и координации их деятель-
ности в области гражд. авиации, содейст-
вие более эффективному использованию и
совершенствованию афр. возд. транспорта.
АФКАК занимается также изучением вопро-
сов стандартизации бортового оборудования
и наземных средств, рассмотрением тарифов
в Африке и др. вопросами- Высш, орган
АФКАК — Пленарная сессия, высш, испол-
нит. орган — Бюро. Решения АФКАК носят
консультативный характер. При выполнении
поставленных задач АФКАК тесно сотруд-
ничает с ОАЕ н ИКАО, а также может
осуществлять сотрудничество с любой др.
междунар. орг-цией в области гражд. авиа-
ции.
Латиноамериканская комиссия
гражданской авиации (ЛАКАК) уч-
реждена в 1973, штаб-квартира в Лиме,
члены ЛАКАК —19 гос-в_ Чл. ЛАКАК могут
быть только гос-ва Юж. и Центр. Аме-
рики, включая Панаму. Мексику и гос-ва,
располож. в бассейне Карибского моря. Це-
ли ЛАКАК'- сбор и публикование статистич.
данных об авиаперевозках по пунктам от-
правления н назначения, изучение тарифной
политики в области возд. транспорта, выра-
ботка рекомендаций по соблюдению тари-
фов при осуществлении междунар. авиапере-
возок в регионе, по созданию собств. пра-
вового механизма, обеспечивающего соблю-
дение тарифов и наложение санкций. Высш,
рук. орган — Ассамблея, высш, исполнит,
орган — Исполнит- комитет. ЛАК^К сотруд-
ничает с ИКАО и др. междунар. орг-
циями в области гражд. авиации. ЛАКАК —
консультативный орган, поэтому её решения
и рекомендации требуют одобрения каждого
её члена.
Совет гражданской авиации
арабских государств (кАкАС) соз-
дан в 1967, штаб-квартира в Рабате, чле-
ны — 20 гос-в. Чл. КАКАС может быть лю-
бое гос-во — чл. Лиги араб. гос-в_ Цели
КАкАС: изучение междунар. стандартов и
рекомендаций ИКАО, представляющих ин-
терес для араб, стран, н междунар. соглаше-
ний в области гражд. авиации, руководство
науч, исследованиями по разл. аспектам возд.
транспорта н аэронавигации, содействие
распространению информации, урегулирова-
ние споров, разногласий между гос-вами —
чл. КАКАС, планирование обучения и подго-
товки специалистов из араб, стран по обслу-
живанию гражд. авиации. Деятельность
КАкАС способствует повышению эффектив-
ности регулярных междунар. возд. перево-
зок, выполняемых авиакомпаниями араб,
гос-в, расширению внутр- и междунар. марш-
рутов, модернизации существующих аэро-
навигац. средств н применению совр. обору-
дования для обслуживания возд. движения
в регионе. Высш. рук. орган — Совет, ис-
полнит. органы — Исполнит, комитет и пост,
подкомитеты. КАКАС сотрудничает с ИКАО,
АФКАК, ЕКАК и Др- междунар. орг-циями
в области гражд,- авиации.
Европейская организация по
обеспечению безопасности аэро-
навигации (Евроконтроль) создана в
I960, штаб-квартира в Брюсселе, члены —
10 европ. гос-в. Членство открыто для
всех европ. 'стран при условии согласия
всех чл. Евроконтроля. Цели Евроконтроля:
обеспечение аэронавигации и безопасности
полётов, осуществление контроля и коорди-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нации движения ЛА гражд авиации и воен
возд сил в верхнем возд пространстве над
территорией гос в — чл Евроконтроля, раз-
работка унифицир правил полетов и деятель
ности аэронавигац служб Высш рук ор
гаи — Пост комиссия, состоящая из пред
ставителей гос-в в ранге министров гражд
авиации и обороны, высш исполнит орга-
ны — Агентство по обслуживанию возд дви
женин. Комитет управляющих, Секретариат
Евроконтроль сотрудничает с ИКАО, ИАТА
и др междунар орг-циями в области
гражд авиации
Агентство по обеспечению безо-
пасности аэронавигации в Африке
и иа Мадагаскаре (АСЕ КНА) создано в
I960, штаб квартира в Дакаре, члены
АСЕКНА —13 афр гос в Членство открыто
для афр гос-в при условии согласия всех
чл АСЕКНА Цели АСЕКНА обеспечение
регулярности и безопасности полетов возд
судов над территорией гос в — чл АСЕКНА,
управление, эксплуатация и содержание
аэродромов, посредничество в оказании фи
иансовой и техн помощи Высш рук ор-
ган — Адм совет, высш исполнит органы —
Ген дирекция, представительства Решения
совета обязательны для гос-в членов
АСЕКНА сотрудничает с ИКАО в области
подготовки и выполнения рекомендаций
Ассамблеи ИКАО
Центральноамериканская орга-
низация по обслуживанию аэро-
навигации (КОкЕСНА) создана в I960,
штаб-квартира в Тегусигальпе, члены
КОКЕСНА —6 центральноамер гос-в Це-
ли КОКЕСНА обеспечение предусмотрен
ного в региональном плане ИКАО аэрона-
вигац обслуживания полетов над террито-
рией гос в — чл КОКЕСНА и др р нами,
указанными в междунар соглашениях, мо-
дернизация аэропортов и аэронавигац обо
рудования гос в-членов Высш рук ор-
ган — Адм совет, высш исполнит органы —
Техн комиссия. Секретариат КОКЕСНА
получает техн помощь со стороны ИКАО
и Агентства междунар развития США,
заинтересованного в Этой орг ции, т к
амер авиакомпаниям принадлежит боль
шое число самолётов, обслуживаемых
КОКЕСНА
Деятельность МН АО, членами к-рых в
большинстве случаев являются юриДич ли
ца (трансп пртия), посвящена спец воп
росам междунар возд сообщений Уставы
МНАО определяют их цели, задачи, членст
во, права и обязанности членов орг-ции,
структуру В компетенцию рабочих органов,
осн направления деятельности МНАО в
своей деятельности -руководствуются внутр
законодательством и нормами междунар
права МНАО активно сотрудничают с
ИКАО, имеют в ИКАО статус наблюда
геля МНАО по заданиям ИКАО подготав
ливают экспертные заключения по вопросам
их специализации
Международная ассоциация воз-
душного транспорта (ИАТА) создана
в 1945, штаб квартира в Монреале, действи-
тельные и ассоциированные члены ИАТА —
188 авиапредприяТий 117 стран «Аэро
флот» — чл ИАТА с 1989 Ассоииир чл
ИАТА являются авиакомпании, выполня-
ющие внутр перевозки, они пользуют
ся в ИАТА совещат голосом С 1980
в ИАТА допускается «частичное» членст-
во для тех авиапредприятий, к-рые не
хотят участвовать в установлении тари
фов на возд перевозки Цели ИАТА
содействие развитию безопасного, регуляр-
ного и экономичного возд транспорта
поощрение авиац коммерч деятельности и
изучение связанных с этим проблем, обес
печение развития сотрудничества между
авиапредприятиями, принимающими участие
в возд сообщениях ИАТА обобщает и рас
пространяет опыт экон и техн эксплуата
ции авиалиний, разрабатывает типовые ком
мерч соглашения между авиапредприятия-
ми, организует согласование расписаний
полётов между авиапредприятиями и их ра-
боту с агентами по продаже перевозок
Высш орган — Общее собрание, исполнит
орган — Исполнит комитет (им назначает-
ся ген директор) Должность президента,
избираемого Общим собранием, в осн по
четная К осн органам ИАТА относятся так
же конференции по перевозкам, на к рых
разрабатываются пасс и грузовые тарифы
и правила их применения, единые общие
условия перевозок стандарты обслуживания
пассажиров, образцы перевозочной докумен
та ции и т д Для вступления в силу
тарифов, разработанных ИАТА, необходимо
их одобрение заинтересов пр вами ИАТА
тесно сотрудничает с ИКАО и др меж
дунар орг-циями
Международная ассоциация
гражданских аэропортов (ИКАА)
создана в 1962, штаб-квартира в Пари
же, действ членов—113 (208 аэропор-
тов из 65 стран), ассоциированных —19,
почётных —4 Аэропорт Шереметьево — чл
ИКАА Оси задачи содействие развитию
сотрудничества между гражд аэропортами
всех стран, выработке общих позиций чл
ИКАА, а также развитию гражд аэропор
тов в интересах возд транспорта в целом
ИКАА имеет спец консультативный статус
ООН по вопросам стр-ва и эксплуатации
аэропортов Высш орган — Ген ассамблея,
рук орган — Адм совет, исполнит орга-
ны — Исполнит комитеты и Ген секрета
риат Ассоциация сотрудничает с ИКАО,
с фирмами — изготовителями авиац техники
и др междунар орг-циями
Международная федерация ас-
социаций линейных пилотов
(ИФАЛПА) создана в 1948, штаб-кварти-
ра в Лондоне члены ИфАЛПА —66 нац
ассоциаций, в т ч Российские пилоты меж
дунар авиалиний Цели ИФАЛПА за
щита интересов пилотов и повышение их
роли в развитии безопасной и регулярной
системы возд сообщений, сотрудничества
и единства действий пилотов гражд авиа
ции ИФАЛПА способствует развитию ави
ац техники, добивается, чтобы введение в
эксплуатацию новых типов самолетов од-
новременно обеспечивало безопасные и
удобные для пилотов условия труда Федера-
ция защищает профессией интересы пило
тов, оказывает помощь своим ассоциациям
в установлении справедливых и обменов
норм оплаты труда, продолжительности ра-
бочего времени Высш рук орган — Конфе-
ренция, высш исполнит орган — Бюро
ИФАЛПА активно сотрудничает с др меж
дунЭр авиац орг цнями
Международное общество авиа-
ционной электросвязи (СИТА) соз-
дано в 1949, штаб-квартира в Брюсселе,
члены —206 авиакомпаний из 98 стран
«Аэрофлот»— чл СИ ТА с 1958 Цели СИТА
изучение, создание приобретение, примене
ние и эксплуатация во всех странах средств,
необходимых для передачи и обработки
информации, связанной с работой авиаком-
паний — чл СИТА Высш рук орган —
Ген ассамблея, высш исполнит орган —
Совет директоров, в состав к рого входят
ген директора авиакомпании — чл СИТА
Из состава Совета директоров Ген ассамб-
лея назначает Исполнит комитет, к рый ру-
ководит текущей деятельностью об ва В
своей деятельности СИТА сотрудничает с
ИАТА
Международная федерация не-
зависимого авиатранспорта
(ФИТАП) создана в 1947, штаб-квартира в
Париже, действит и ассоциир члены —60
авиакомпаний 12 стран Цели ФИТАП коор
динация деятельности авиакомпаний — чл
ФИТАП и защита их интересов, в т ч част-
ных предпринимателей по эксплуатации са-
молетов на междунар линиях, устранение
ограничений Для частных немоиополизир
авиакомпаний и изучение техн, экон н
правовых вопросов, коммерч деятельности
гражд авиации Высш рук орган—Ген
ассамблея, высш исполнит орган — Испол-
нит комитет
Междунар федерация ассоциа-
ций диспетчеров воздушного дви-
жения (ИФАТКА) создана в 1961, штаб-
квартира в Амстердаме, члены — нац ассо
циации 32 стран Цели ИФАТКА повыше
ние безопасности, эффективности и регуляр-
ности междунар возд навигации, содейст
вне безопасности и планомерности системы
контроля возд движения поддержание вы-
сокого уровня знаний и профессией под-
готовки диспетчеров возд движения Высш
рук орган — Конференция, высш исполнит
орган — Совет
Международная ассоциация воз-
душных перевозчиков (ИАКА) соз
дана в 1971, штаб-квартира в Страсбур-
ге, члены —17 авиакомпаний 9 стран Це
ли ИАКА разработка способов и методов
повышения эффективности участия в меж-
дунар чартерных операциях, развитие возд
движения путем повышения качества чартер-
ных услуг, укрепление связи и сотруд-
ничества между междунар чартерными ком-
паниями Высш рук орган — Ассамблея,
высш исполнит орган — Исполнит комитет
В своей деятельности ИАКА сотрудничает
с ИКАО, ЕКАК, АФКАК, Евроконтролем
Международный совет ассоциа-
ций владельцев воздушных судов
и пилотов (ИОАПА) создан в 1962, штаб-
квартира в Вашингтоне, члены — нац
орг-ции гражд авиации 20 стран Осн
задачи обеспечение координации взгля
дов и мнений ассоциир чл Совета, раз-
витие стандартизации с целью улучшения
регулирования и руководства полётами,
разработка рекомендаций по применению
систем планирования с целью повышения
безопасности полётов и эффективности возд
перевозок Высш рук орган — Управление
Совета
Институт воздушного транспор-
та (ИТА) созда/! в 1944, штаб-квартира
в Париже, стал междунар орг цией в 1954,
390 членов из 63 гос-в правительств уч-
реждения, эксплуатанты возд транспорта,
изготовители возд судов или авиаоборудо-
вания, страховые об ва, банки, высш уч
заведения и т п Кроме того, членами
ИТА могут быть частные лица Цели ИТА
исследование экон , техн и др проблем в
области междунар возд транспорта и ту-
ризма Высш рук орган — Общее собра-
ние, исполнит органы — Адм совет и Ди
рекция В своей деятельности ИТА поддер-
живает отношения с ИКАО, ИАТА и др
междунар орг-циями
Европейское бюро воздушных
исследований (ЕАРБ) создано в 1952,
штаб-квартира в Брюсселе, члены —20 круп-
нейших зап европ авиакомпаний, осущест-
вляющих около 95% всех возд перевозок в
Европе Цели ЕАРБ — изучение проблем
улучшения развития коммерч возд транс
порта в Европе путём анализа статистич
данных, координация работы авиакомпа-
ний — членов ЕАРБ, способствующая про-
тиводействию конкуренции со стороны др
авиакомпаний при эксплуатации возд линий
на европ континенте ЕАРБ ежеквартально
издаёт бюллетени, публикует отчеты и клас
сифнкации европ возд перевозок, сведе
ния об их сезонных колебаниях, а также
www.vokb-la.spb.ru - СамМЕЖЛЗЛНД[1$^ДНЫЕ 335
данные о развитии внутриевроп пасс пе
ревозок обзоры всемирного состояния возд
транспорта и сравнит анализ его развн
тня в Европе и США Высш рук орган —
Ассамблея высш исполнит органы — Ген
секретариат н Подготовит комитет
Сведения о членстве в М а о относятся
к нач 1990 г
Лит Международное воздушное право ки I —
2 М 1980— 81	Г М Тавлинцев
МЕЖДУНАРОДНЫЙ СОВЕТ ПО АВИЛ
ЦИОИНЫМ НАУКАМ, ИКЛС (1 nternaho
nal Council on Aeronautical Sciences
1CAS) — междунар внегос орг ция об
разованная в 1957 по инициативе Т Кар
мана для развития сотрудничества в об
ласти авнац наук В 1990 в ИКАС входили
ведущие авиац орг ции св 30 стран —
по одной от каждой страны (СССР —
с 1980)	Чл ИКАС является ЦАГИ
По четным годам ИКАС проводит конг
рессы в к рых обычно участвует до 700
специалистов в докладах (ок 200) об
суждаются актуальные проблемы авнац
науки и техники
МЕЖДУНАРОДНЫЙ ФОНД АВИАЦИОН-
НОЙ БЕЗОПАСНОСТИ (МФАБ) — кезави
снмая некоммерческая организация ста
вящая целью охрану жизни и собствен
ности пассажиров н авиакомпаний при
возд перевозках Осн в 1945 Гл направ
ления деятельности МфАБ обмен инфор
мацией и пропаганда достижений в обес
печении безопасности полетов организация
междунар конференций и семинаров по
наиболее важным аспектам авиац безо
пасности н др МФАБ изучает пробле
мы подготовки авиаторов использования
стареющих возд судов применения микро
волновой системы посадки надежности ави
ац систем матем моделирования авиац
происшествий вызванных ошибками пилота
и пр Общее руководство МфАБ осуществля
ет правление текущую работу выполняют
президент и его аппарат Среди коллектив
ных чл ведущие авиац компании и из
готовитвли авиац техники страховые учеб
ные правительств и иные организации —
всего более 500 Средства МФАБ обра
зуются за счет добровольных пожертвова
ний и взносов коллективных членов Штаб
квартира в Арлингтоне (шт Нью Йорк) в
США Фонд авиац безопасности СССР
стал коллективным чл МфАБ с 1990
МЕЖЕИИНОВ Сергей Александрович
(1890—1937)— сов военачальник комкор
(1935)	Окончил Казанское воен уч ще
(1910) Академию Генштаба (1914) Киев
скую школу летнабов (1916) Участник 1 и
мировой н Гражд войн В Красной Армин
с 1918 (нач штаба армии команд армией
на Вост Юж и Зап фронтах) После
войны нач штаба и 1 й зам нач Гл уп
равления возд флота (1921 — 24) пом и зам
нач ВВС (1925 — 31) В 1932 — 33 нач шта
ба Управления ВВС в 1933—37 зам нач
штаба КР Армии и чл Воен совета
НКО СССР (с 1934) Автор мн трудов по
вопросам воен применения авиации Наг
ражден орденом КРасн°го Знамени Необос
нованно репрессирован реабилитирован
посмертно Портрет см на стр 333
Соч Вопросы применения и организации авиа
инн М 1924 Воздушные сизы в войне н one
рации М — Л 1927
МЕЖЕРАУП Петр Христофорович (1895 —
1931) - сов военачальник Участник I й ми
ровой и Гражд войн В Кр Армии с 1918
Окончил Егорьевскую авиац школу (1919),
курсы усовершенствования авнац комсоста
ва (1927) С 1918 военком Управления
авиации и воздухоплавания 8 и армии с
1919 ком Казанского авиаотряда с 1921 —
ком 5 го авиаотряда (в Карелии) с 1923
нач ВВС Туркестанского фронта В дальней
шем на командных должностях в ВВС
Руководил групповым перелетом 6 самоле
тов Р I (1924) по маршруту Ташкент —
Термез — Кабул через Гиндукуш (самолеты
были закуплены Афганистаном в СССР
первый перелет на высоте св 5 тыс м)
В 1926 на самолете Р I «Красная Звезда»
совершил перелет по маршруту Москва —
Анкара (первый перелет на самолете сухо
путного базнровання над Черным морем)
Награжден 3 орденами Красного Знамени
а также орденами КРасного Знамени Хоре
змской республики Красной Звезды 2 й
степ Бухарской нар республики Погиб в
авиац катастрофе
«МЕкСИКАИА»
(Mexicana Compania V \
Mexicana de Aviacton \
deCV) — авиакомпа \	\
ння Мексики Осу \ JBl x.
ществляет перевозки \ У"*	\
внутри страны a \ пчимииши X,
также в страны Юж \
и Центр Америки и
в США Осн в 192! одна из старейших
в мире В 1989 перевезла 8,2 млн пасс
пассажирооборот 10,54 млрд п км Авиац
парк — 42 самолёта
МЕЛЬКУМОВ Тнгран Меликсетович (1902—
74) —сов ученый теплотехник, проф (1940)
д р техн наук (1940) засл деятель нау
ки и техники РСФСР (1957) После окон
чания Бакинского политехнич ин та (1929)
преподавал в нем В 1932 —39 нач мотор
ного отдела НИИ ГВф Преподавал (1932—
69) на кафедре теории авнац двигателей
ВВИА а с 1941 руководил ею В 1947—
52— нач ЦИАМ инициатор и организатор
создания его эксперим базы Гос пр СССР
(1950 1968) Награжден орденами Крас
ного Знамени Отечеств войны 2 й степ ,
Трудового Красного Знамени, 2 орденами
Красной Звезды медалями
МЕНДЕЛЕЕВ Дмитрий Иванович (1834—
1907)—рус химик открывший периодич за
кои хим элементов (1869) разносторон
ний ученый педагог и обществ деятель
чл корр Петерб АН (1876) В своей об
ширной и многогранной деятельности уделял
значит вниманне вопросам воздухоплавания
и авиации В 1875 (задолго до практич
реализации) выдвинул идею аэростата с гер
метичной гондолой для исследования верх
слоев атмосферы В 1880 опубликовал клас
сич труд «О сопротивлении жидкостей н
о воздухоплавании» в к ром дал критич
обзор существовавших теорий сопротивле
ния и изложил свои взгляды на пробле
му 19(7) авг 1887 совершил самостоят
одиночный полет на свободном аэростате
для наблюдения солнечного затмения и изу
чения верх слоев атмосферы И — инициа
тор создания VII (воздухоплавательного)
отдела Рус техн об ва Привлекался в
качестве эксперта консультанта по оценке
проектов ЛА Как член комиссии по рас
смотрению предложения А ф Можайского
о постройке самолета выступал в поддерж
ку его работ Считал что ЛА тяжелее
воздуха («аэродинамы»), имеют «наиболь
шую будущность*
МЕРТВАЯ ПЕТЛЯ — то же, что Нестерова
петля
МЕССЕРШМИТТ (Messerschmitt) Вилли
(1898—1978)— нем авиаконструктор и про
мышленник В 1923 окончил высшую техн
школу в Мюнхене и в том же году основал
фирму для произ ва легких трансп н спор
тивных самолетов (см «Мессершмитт»)
Позднее М полностью переключился на раз
работку воен самолетов гл обр истреби
телей В нх числе истребители BI 109 (Ме
109, первый полёт в 1935) впервые приме
ценный в воен действиях против респуб
ликанской Испании Ме 163 (1941) с ЖРД
созданный совм с А Липпишем (Lipptsch)
Me 262 (1942) с двумя ТРД и др С 1937
проф высшей техн школы в Мюнхене
В 1945 эмигрировал в Испанию, где раз
работал ряд проектов самолетов В 1956
воссоздал в ФРГ фирму вошедшую в 1969
в концерн «Мессершмитт Бельков Блом» где
стал почетным председателем
«МЕССЕРШМИТТ» (Messerschmitt AG) —
самолетостроит фирма Германии (1938—
1абл— Военные самолеты фирмы «Мессершмитт»
Основные данные	Истребители				Военио транспортный самолет Ме 323 D 1	Истребитель бпмбарди ровшик Ме 410 А 1	Перехватчик Ме 163 В 1
	Me Ц0 С 1	Ме 109 F 1	Ме 109 К 4	Ме 262 А 1а			
Первый полет год	1938	1939	1943	1944	1942	1943	1943
Число и тип двигателей	2 ПД	1 ПД	1 ПД	2 ТРД	6 ПД	2 ПД	1 ЖРД
Мощность двигатечя кВт	760	823	[080	—	850	1300	—
Тяга двигателя кН	—	—	—	8 83	—	—	167
Длина самолета м	12 3	8 7	8 92	10 6	28 6	124	57
Высота самолета м	4 12	34	3 4	3 85	9 6	37	2 74
Размах крыла м	16 2	99	99	12 5	55	164	9 32
Площадь крыла мг	38 5	[6 4	16 2	21 7	300	36 2	19 6
Взлетная масса максимальная т	6 75	2 45	3 36	6 925	45	10 76	4 31
Масса пустого самолета т	5 2	2 01	—	3 795	28	6 15	1 98
Боевая (перевозимая) нагрузка т	—	—	—	—	9 8	05—1	—
Максимальная дальность полета км	1360	660	584	1050	1300	1690	80—100
Максимальная скорость полета км/ч	510	570	728	868	232	624	900
Потолок м	10000	[0450	12500	11450	4000	7000	12000
Экипаж чел Вооружение	2	1	1	1	7	2	1
пушки	1 X 20 мм		1X 30 мм	4X30 мм	2x20 мм	2х20 мм	2X30 мм
пулеметы	IX 15 мм 2X7 Эмм	4X7 Эмм	2X13 мм	—	5X13 мм	2X7 9 мм 2Х 13 мм	
336 МЕЖДУНАРОДНЫЙ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
45) и ФРГ (1956 — 68) Ведет начало от
фирм «М флюгцойгбау» (Messerschmitt
Flugzeugbau Gesellschaft), осн в (923
В Мессершмиттом, и «Байерише флюгцойг
верке» (Bayerische Flugzeugwerke AG), сме
ин вшей в 1938 назв на «М » В 1956 во
зобиовила авиаи произ-во, в 1968 объеди-
нилась с фирмой «Бельков» (Bolkow GmbH),
получив назв «М Бельков», в 1969 вошла
в состав объединённой фирмы «Мессер-
шмитт-Бельков-Блом» Наиболее известным
самолётом фирмы является Me 109 (Bi 109) —
оси истребитель ВВС Германии в период
2й мировой воины (первый полёт в 1935,
построено 30 573, с учётом произ ва в др
странах — св 33 000, см рис в табл
XXI) Во время войны строились также
истребители Me 110 (выпущено 5762) и Me
210, истребитель бомбардировщик Me 410
(св 1160), десантный планер Me 321 и
воен -трансп самолёт Me 323 с шестью ПД
В [942 создан опытный стратегии бом-
бардировщик Me 264 с четырьмя ПД, рас
считанный на достижение территории США
С 1943 фирма «М » серийно выпускала
перехватчик Me 163 с ЖРД (св 36O, рис
в табл XXII), с 1944— двухдвигат реактив
ный истребитель и бомбардировщик Me 262
(1433, см рис в табл XXII) С 1956 вос-
становленная фирма «М * выпускала по ли-
цензии тренировочные самолеты Фуга «Ма
ж истер» истребители-бомбардировщики
Локхид F 104G и Фиат G-91 для НАТО,
участвовала в программе опытного сверх
звук истребителя вертик взлета и посадки
VJ 101 Осн данные нек-рых воен само-
летов фирмы приведены в табл
Ю Я Шилов
«МЕСС ЕРШ МИТТ-БЕЛЬКОВ-БЛОМ»
МББ (Messerschmitt-BoIkow-BIohm GmbH,
МВВ),— авиац -космнч фирма ФРГ Обра
эована в 1969 в результате слияния фирм
«Мессершмитт-Бельков» (Messerschmttt-
Миотоцелевой вертолет ПК II"
произ во ис
«Торнадо» (в
широкофюзе
А300, АЗЮ и
Bdlkow GmbH) и «Гамбургер флюгцойгбау»
(Hamburger Flugzeugbau GmbH, см <Блом
унд Фосс») В 1980 поглотила фирму
чФерайнигте флюгтехнише верке», в 1989
вошла в объединение «Дойче аэроспейс» Ве
дет разработку и произ-во воен самолетов
и вертолётов, трансп самолетов, космич
систем, УР и др оружия, электронного и
пром оборудования Имеет дочерние фирмы
Оси программы 80 х гг
требителя-бомбардировщнка
консорциуме «Панавиа»),
ляжных пасс самолетов
А320 (в консорциуме «Эрбас индастри»)
воен трансп самолетов С-160 (в консор
циуме «Трансаль»), тренировочных самоле
тов, дистанционно-пилотируемых ЛА, верто-
летов Во 105 (рис в табл XXXIV) В К
117 (совм с Японией, см рис ), УР н др
видов оружия, спутников, участие в зап
европ программах создания ракеты-носите-
ля «Ариан», космич лаборатории «Спейс
лэб», истребителя 90 х гг EFA, пасс самоле
тов АЗЗО и А340, в постройке эксперим
истребителя Х-31 (с США), в разработке
22 Авиация
П X Межерауп
Т М Мелькумов
Д И Мендетеев
В Мессершмитт
вертолётов нового поколения (с рядом
стран)
МЕСТНАЯ ВОЗДУШНАЯ ЛИНИЯ (МВЛ) -
коридор в возд пространстве, предназна-
ченный для полетов ЛА прн осуществлении
местных авиац сообщений МВЛ устанав-
ливаются, как правило, в ниж возд прост
ранстве В нашей стране различают МВЛ I й
категории — для полетов на выделенных
эшелонах (шир не более 10 км, я 2-й
категории — для визуальных полётов на вы-
соте ниже нижнего эшелона (см Эшелони
рование) МВЛ наз также линиями мест-
ного значения Перевозки на МВЛ играют
важную роль в социально-экон развитии
р-иов со слабой сетью наземных сообщений
МЕТАЛЛИЗАЦИЯ летательного ап
парата — соединение токопроводящим и
деталями элементов конструкции и агрега
тов ЛА для обеспечения между ними надёж-
ного электрич контакта М предназначена
для устранения создающих радиопомехи
искрений между частями ЛА с разными
электрич потенциалами, а также для обеспе-
чения неразрушающего протекания тока по
конструкции ЛА в момент поражения мол-
нией М подлежат все металлич конструк
ции и оборудование площадью более 0,2 м2
или длиной более 0,5 м а на внеш
пов сти ЛА — конструкции с размерами бо
iee 0 1м К элементам М относятся так-
же устройства электрич соединения корпу-
са ЛА с грунтом во время руления, на стони
ке, а также с заправщиком топлива Для
выполнения М используются крепежные де-
тали (заклёпки, болты, винты, хомуты),
гибкие проводники (перемычки, шины) и зам
ки крепления Металлич конструкции, сое-
динённые с помощью сварки и пайки, в М
не нуждаются Для обеспечения М в кле
паных швах конструкции 10% заклепок
должны быть не анодированы В местах
соприкосновения металлич пов-стей, где по
к -л причинам нельзя осуществить М , Для
избежания появления перем контакта ме-
таллич пов сти разделяют изоляц мате
риалами
Контроль М осуществляется в процессе
сборки элементов конструкция Переходные
сопротивления между корпусом и открываю-
щимися элементами конструкции замеряют
ся в их закрытом положении, в шарнирах
перемещающихся конструкций — в двух
крайних положениях
МЕТАЙ, СН«,— насыщенный углеводород
парафинового ряда В стандартных усло-
виях М — газ без цвета и запаха, отно
снтся к пожаро и взрывоопасным в вам
Мол м 16 04 кг/кмоль, темп-ра плавления
90,66 К. темп ра кипения 111,67 К, критич
темп ра 190.7 К, критич давление 4,64
МПа плотность при темп-ре кипения 424,5
кг/м , низшая теплота сгорания 50 045
кДж/кг, теплота испарения 511,25 кДж/кг,
стехиометрия коэф 17,19 кг воздуха/кг
метана, темп ра самовоспламенении 545°С,
темп ра начала термин разложения 400 —
700°С, концеитрац пределы распростране-
ния пламени в метановозд смесях при норм
условиях 5,3—15% М (по объему) М —
гл составная часть природного газа (до
99%) и рудничных газов, его получают
из природного газа и газов нефтеперера-
ботки, газификацией тв топлив Широко ис-
пользуется в качестве бытового и пром
топлива, а также сырья для нефтехимии
Возможное авиаи топливо (см Криогенное
топливо)
МЕТАЦЕНТРИЧЕСКАЯ ВЫСОТА—-рас-
стояние по вертикали от центра масс пог-
руженного в жидкость или газ тела до
точки приложения равнодействующей сил
давления на пов сть тела (метацентр)
М в является мерой статнч устойчивости
плавающего тела, одна нз важных хар-к
гидросамолетов, аэростатов, дирижаблей
Для обеспечения статич устойчивости необ-
ходимо, чтобы М в имела положит зна-
чение (метацентр выше центра масс).
МЕТЕОРИЗМ ВЫСОТНЫЙ (от греч
meteonsmos — поднятие вверх, вздутие) —
увеличение объема газов в желудочно-
кишечном тракте человека при подъеме его
на высоту, обусловленное разницей давле-
ний в кишечном тракте и в окружаю-
щей среде (см Декомпрессия) М в со-
провождается резкими болями в животе,
отрыжкой, учащением сердцебиения и т Д
Для предотвращения М в рекомендуется
накануне полетов исключить нз рациона
питания продукты, способствующие броже-
нию и образованию газов,— квас, квашеную
капусту, блюда из бобовых злаков (гороха,
фасоли), черный хлеб ити
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКАЯ ДАЛЬНОСТЬ
ВИДИМОСТИ — расстояние, при к ром под
воздействием атм дымки теряется види-
мость абсолютно черной пов стн, имеющей
на этом расстоянии угловые размеры не
менее 0,3 градуса и проектирующейся на
фоне неба (дымки) у горизонта М д в
является условной хар кой оптич состоя-
ния атмосферы М Д в измеряется ин-
струментально или визуально по заранее
выбранным ориентирам
На практике потребителя чаще интере-
сует видимость не абсолютно черной пов-стн,
а конкретных объектов, напр видимость
разд объектов ВПП (см Видимость на
ВПП)
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ И
ОБОРУДОВАНИЕ — техн средства, исполь-
зуемые в практике наблюдений за погодой
н получения количеств хар к состояния ат-
мосферы Осн виды наблюдений за метео-
рол условиями взлета и посадки ЛА и по-
лёта нх по маршруту производятся с по-
мощью следующих М п и о
Анемометр — используется для опреде-
ления скорости движения воздуха Для из-
мерения горизонтальной составляющей ско-
рости ветра независимо от его направле-
ния используется анемометр с вертушкой —
приемной частью в виде четырех полых
полушарий, закрепл на вертик оси По-
грешность измерения анемометров — 0,1
www.vokb-la.spb.ru -MEIEOPOJKHHUEGKME 337
м/с и менее. При исследованиях атмосфе-
ры используются маиометрич. анемометр
(скорость возд. потока определяется по
разности динамич. н статич давлений —
Пито трубка, приемники воздушных дав-
лений) и термоанемометры (скорость потока
определяется по степени охлаждения н,
следовательно, изменения омич, сопротив-
ления помещённой в него нагретой элект-
рнч. током металлич. нити) Для одноврем.
измерения скорости и направления ветра
используют анеморумбометры, пред-
ставляющие собой комбинацию анемометра
н флюгарки того или иного типа, ориен-
тирующей прибор по направлению ветра.
Измерение давления осуществляют баро-
метрами и анероидами. В авиац. метеоро-
логии наибольшее распространение получи-
ли ртутные барометры чашечного и
сифонно-чашечного типов, принцип дейст-
вия к-рых основан на уравновешивании
атм. давления весом столба ртути, рас-
полож в вертик трубке. Используемые
в авиац. метеорологии барометры такого
типа имеют погрешность измерения абс.
давления до 0,2 г Па. Достаточно широ-
кое применение нашли анероиды, прин-
цип действия к-рых основан иа измере-
нии меняющейся при изменении атм. давле-
ния деформации (прогиба) металлич. мемб-
раны, закрывающей металлич. коробку, из
к-рой откачен практически весь воздух.
Анероиды менее чувствительны, чем жид-
костные барометры, и имеют погрешность
измерения давления ие лучше 1 гПа.
Для определения влажности воздуха в
авиац метеорологии в осн. используются
аспирационные психрометры, прин-
цип действия к-рых основан на учёте эф-
фекта охлаждения тела при испарении жид-
кости с его пов-сти. Состоит из двух
термометров, помещённых в защитную ме-
таллич. оправу, и вентилятора, обеспечи-
вающего обдувание термометров исследуе-
мым воздухом с пост скоростью (около
2 м/с). Один из термометров измеряет
темп-ру исследуемого воздуха. Второй тер-
мометр измеряет некую условную темп-ру —
его приёмный резервуар обёрнут смоченным
в воде батистом. При испарении воды с
пов-сти батиста происходит охлаждение
приёмного резервуара второго термометра.
Степень охлаждения зависит от влажности
воздуха. По показаниям «сухого» и «смо-
ченного» термометров влажность воздуха
определяется с помощью спец, психромет-
рических таблиц.
Регистратор дальности види-
мости (РДВ) — обеспечивает измерение и
регистрацию на ленте самописца метеоро-
логической дальности видимости в светлое
и тёмное время суток Принцип действия
основан на сравнении двух световых пото-
ков от одного источника света, один нз
потоков проходит через заданный слой ат-
мосферы и с помощью призменного отра-
жателя возвращается в прибор на фото-
элемент, второй попадает на фотоэлемент
через спец, оптич систему внутри прибо-
ра. Погрешность измерения достигает 2%
Наземный импульсный световой
измеритель высоты нижней грани-
цы облаков (ИВО)—прибор для опре-
деления расстояния до ниж кромки облаков
посредством определения времени прохож-
дения световым импульсом расстояния от
передатчика (излучателя) до ниж. границы
облаков и обратно до приёмника свето-
вых импульсов Инструментальная погреш-
ность измерения высоты Н ниж кромки
облаков находится в пределах (Ю+
+ 0,1 Н [ м [) м для высот от 50 до | ООО м.
Метеорологический радиолока-
тор (МРЛ)—специализир. радиолокатор
для получения информации об атмосфере
338 МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКОЕ
и протекающих в ней процессах Принцип
действия основан на оценке степени ослаб-
ления принятого эхо-сигиала по сравне-
нию с сигналом, излучаемым самим МРЛ.
К МРЛ предъявляются специфнч требова-
ния, обуеловл особенностями метеорологии
целей: исключительно большим диапазоном
изменения отражающей способности, зна-
чит. вертик. и горизонтальными размерами,
как правило превышающими геометрии, раз-
меры зондирующего импульса, относительно
малой скоростью движения и большой прост-
ранств. изменчивостью. Всё это требует пе-
редатчиков большой мощности, приёмников
большой чувствительности, а также антенн
с большим коэф, направл. действия Антен-
ны МРЛ вращаются в горизонт, (от 0 до
360°) и вертик. (от 0 до 90°) плоскостях.
МРЛ позволяет собирать информацию с пло-
щади радиусом до 300 км.
Система радиозондирования ат-
мосферы (СРА)— комплекс оборудования
для сбора информации о темп-ре и влаж-
ности воздуха, скорости и направлении вет-
ра на разл высотах, состоит из следую-
щих компонентов: радиозонд — прибор,
включающий в себя датчики темп-ры, влаж-
ности и давления, а также устройство для
преобразования параметров окружающего
воздуха, измеряемых с помощью этих дат-
чиков, в радиотелеметрии сигнал и пере-
дачи его на приёмное наземное устройство,
поднимается в атмосферу с помощью ла-
тексной оболочки, наполненной водородом
или гелием, до высот 30—40 км, приём-
ное наземное устройство - включающее в се-
бя радиолокатор для приёма радиосигналов
радиозонда (обеспечивает также сопровож-
дение радиозондов на расстояние до 200—
250 км от точки выпуска), определения
его текущих координат, и вычислит, комп-
лекс для обработки телеметрии информации,
обработки данных и выдачи результатов
Метеорологический спутник —
искусств, спутник Земли для сбора инфор-
мации о состоянии атмосферы и снабжен-
ный аппаратурой для измерения интенсив-
ности излучения Земли и её атмосферы в
разл. диапазонах длин волн. Существует
два типа метеорол. ИСЗ — полярноорби-
тальные и геостационарные. Полярноорби-
тальные ИСЗ движутся по орбитам, прохо-
дящим через полярные р-ны, и ведут «про-
смотр» Земли по виткам. Полоса просмот-
ра имеет ширину 1000 км и более. Для
получения регулярной информации необходи-
мо присутствие иа орбите неск. ИСЗ од-
новременно Информация серий послеДоват.
витков компонуется в «монтажи», позволяю-
щие анализировать состояние атмосферы
над большими территориями. Геостационар-
ные метеорол ИСЗ летают по орбитам,
проходящим над экваториальными р-нами,
угловая скорость их перемещения совпадает
с угловой скоростью движения Земли и спут-
ник находится всё время иад одной и той
же точкой её пов-сти Для получения ин-
формации по всему земному шару необ-
ходимо присутствие на орбите неск спут-
ников Частота съема информации составляет
0,5 ч, что позволяет детально анализиро-
вать развитие во времени процессов в ат-
мосфере. Известны отечеств, метеорол. спут-
ник «Метеор», зарубежные — «ГОЕС»,
«НОАА» (США), ГМС (Япония), «Метео-
сат» (Европейское космич агентство) и др
А А Лчхов
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
гражданской авиации — в нашей
стране осуществляется Комитетом по гид-
рометеорологии и его органами иа местах
Осн. задача — обеспечение безопасности,
регулярности и эффективности полетов по
средством предоставления экипажам возд
судов, органам управления возд движением.
планирования и обеспечения полётов метео-
рол. информацией, необходимой для выпол-
нения их ф-ции Непосредств. обеспечение
осуществляется аэродромными метеорол.
органами К ним относятся авиаметеорол.
центры (АМЦ), авиаметеорол. станции
(АМС) н оперативные группы (ОГ). Они
осуществляют наблюдения за метеорол. ус-
ловиями иа аэродроме, составляют прогнозы
погоды по аэродромам, маршрутам и р-нам
полетов, консультируют и предоставляют по-
лётную метеорол документацию экипажам
ЛА и др. потребителям, связанным с произ-
водством полетов, обмениваются информа-
цией с др. метеорол органами, обучают
и инструктируют авиац. персонал, ведут
техн, обслуживание метеорол. приборов,
изучают климатич. условия обслуживаемых
р-нов полётов, контролируют работу под-
разделений, привлеченных к подаче метео-
рол информации При выполнении своих
ф-ций аэродромные метеорол органы ис-
пользуют информацию, получаемую от разл.
метеорол органов, в т ч. выпускаемые
авиац. прогностич карты погоды зональных
авиаметеорол. центров (ЗАМЦ), Главного
авиаметеорол. центра (ГАМЦ). Региональ-
ного центра зональных прогнозов (РЦЗП,
Москва), а также данные зарубежных метео-
рол органов и банков оперативных метео-
рол данных (см Всемирная система зональ-
ных прогнозов).
МЕТЕОРОЛОГИЯ АВИАЦИОННАЯ (от
греч- meteora — небесные явления и logos —
слово, учение) — прикладная дисциплина,
изучающая метеорол- условия, в к-рых
действуют ЛА, и влияние этих условий на
безопасность и эффективность полетов,
разрабатывающая методы сбора и обработ-
ки метеорол информации, подготовки прог-
нозов и метеорол обеспечения полетов.
По мере развития авиации (создание новых
типов ЛА, расширение диапазона высот и
скоростей полётов, масштаба территорий для
выполнения полётов, расширения круга за-
дач, решаемых с помощью ЛА и т д.)
перед М а ставятся новые задачи Созда-
ние новых аэропортов и открытие новых
авиац трасс требует проведения климатич
исследований в р-нах предполагаемого
стр-ва и в свободной атмосфере вдоль пла
нируемых маршрутов полётов с целью вы-
бора оптим. решений поставл. задач Изме-
нение условий вокруг уже существующих
аэропортов (в результате хоз. деятельности
человека либо под воздействием естеств
физ. процессов, требует пост изучения кли-
мата существующих аэропортов Тесная за-
висимость погоды у земной пов-сти (зона
взлёта и посадки ЛА) от местных условий
требует проведения спец исследований по
каждом\ аэропорту и разработки методов
прогноза условий взлёта и посадки прак-
тически для каждого аэропорта Осн. за-
дачи М а как прикладной дисциплины —
повышение уровня и оптимизация ннформац
обеспечения полётов, повышение качества
предоставляемого метеорол обслуживания
(точности фактич. данных и оправдываемое
ти прогнозов), повышение оперативности.
Решение этих задач достигается путём со-
вершенствования материально-технич базы,
технологий и методов наблюдений, углуб-
ленным изучением физики процессов форми-
рования важных для авиации явлений погоды
и совершенствования методов прогноза этих
явлений	А А Ляхов.
МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА — комплекс уст-
ройств в передней и (илн) задней частях
крыла для изменения его аэродинамических
характеристик Работа всех »лементов М. к.
основана на управлении пограничным слоем
на пов-сти крыла и (или) изменении кри-
визны профиля. М. к. позволяет улучшить
взлетно-посадочные и маневренные хар-ки
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ЛА, увеличить его полезную нагрузку и
повысить безопасность полета М к обес-
печивает повышение общей подъемной силы
как за счет повышения подъемной силы
оси части крыла, так и за счет подъем-
ной силы элемента механизации, подъемная
сила механизир крыла на взлетно-посадоч-
ных углах атаки может быть в 2—3 раза
выше подъемной силы крыла без механиза-
ции Элементами механизации передней час-
тя крыла (рис 1) являются поворотные
носки, предкрылки, носовые щитки, Крюгера
щитки и их комбинации Элементами меха-
низации задней части крыла (рис 2) яв-
ляются поворотные закрылки, щелевые за-
крылки (без выдвижения, выдвижные одно-,
двух-, трехщелевые) Фаулера закрылки,
поворотные и скользящие (выдвижные)
щитки Эффективность элементов М к за-
висит от относит размеров, формы и поло-
жения относительно осн част крыла
Рис 1 Схемы механизации
передней части крыла 1 —
поворотные носки 2 — носо
вой щиток 3 щиток Крю
гера, 4 — предкрылок
поротный закрылок, 5 — щелевой поворотный закрылок 6 —
выдвижной щелевой закрылок, 7 - закрылок Фаулера 8 — двух
щелевой закрылок 9 — двухщелевой "Закрылок в комбинации с
интерцептором, 10 — трёхщелевой закрылок
Элементы механизации передней части
крыла обеспечивают ликвидацию срыва по-
тока на крыле при больших углах атаки,
т е повышают критич углы атаки ЛА Наи-
более эффективными элементами механиза
ции передней кромки являются предкрылки
В 1939—45 на самолётах с прямыми кры
льями использовались неуправляемые пред-
крылки автоматически отклоняющиеся при
выходе самолёта на большие углы атаки
Применялись также предкрылки, жёстко свя-
занные с носком крыла и образующие с
иим нерегулируемую в полёте щель В пос-
ледующие годы иа самолётах стали приме
вяться предкрылки и щитки Крюгера, управ
ление к-рыми синхронно связано с управ-
лением закрылками
Наиболее эффективными и распространён
иыми элементами механизации задней части
крыла являются щелевые выдвижные за к
рылки (они увеличивают кривизну и пло-
щадь несущей пов сти) В 1939—45 ввиду
простоты конструктивного исполнения наи
большее распространение имели простые
(поворотные) щитки, позже — одно-, двух
и трёхщелевые выдвижные закрылки См
также ст Энергетическая механизация
крыла
Лит Голубев В В Труды по аэродинамике,
М - Л 1957 Красильщиков П П, Практи-
ческая аэродинамика 'крыла М , 1973 (Труды
ЦАГИ, в 1459)	Г А Юдин
МЕХАНИКА ЖИДКОСТИ И ГАЗА — см в
ст Гидродинамика
МЕХАНИКА РАЗРУШЕНИЯ -раздел ме
ханнки, в к ром изучаются используемые в
ЛА конструкц материалы и их способ
ность сопротивляться разрушению под дейст-
вием внеш сил при наличии усталостных
трещин и разл технол и эксплуатац
дефектов Осн исследования в области
М р посвящены разработке методов пре-
дотвращения разрушения материалов при
эксплуатации При решении задач в М р
используется комплексный подход к проб
леме разрушения, основанный на сочетании
методов механики сплошных сред < мето-
дами эксперим и теоретич физики и хи
мии, металловедения, матем теории упру-
гости и строит механики Поведение авиац
конструкции, повреждённой трещиной или
имеющей производств (эксплуатационный)
дефект типа трещины, обычно может быть
разделено на две стадии устойчивое разви
тие трещины под действием перем на
грузок, окончательное разрушение (т н до
лом) конструкции при однократном нагру-
жении При этом задачами М р являются
оценка скорости роста усталостной трещи
ны и определение остаточной прочности,
т е определение разрушающей нагрузки
Для конструкции, поврежденной трещиной
В зависимости от свойств материалов и ус
ловий нагружения элементов авиац конст-
рукций различают хрупкое разрушение, ха-
рактеризуемое относительно малой зоной
пластич деформации в окрестности вер
шины развивающейся трещины, и квази
хрупкое разрушение, характеризуемое более
значит размером зоны пластич деформа-
ции у вершины трещины М р , базирую
щаяся на результатах Строгого матем ана
лиза упругих напряжений и деформаций
вблизи вершины трещины в случаях хруп
кого и квазихрупкого разрушений, наз
линейной М р Осн параметр, исполь-
зуемый в линейной М р ,- коэффициент
интенсивности напряжений Кс, к рый яв
ляется параметром аналитич выражений,
описывающих напряженно деформированное
состояние вблизи вершины трещины Для
случаев хрупкого и квазихрупкого разру
шений состояние нестабильного роста тре
щины определяется критич значениями ко
эф интенсивности напряжений ДК, к-рые для
элементов конструкций я зависимости от
их размеров, свойств материалов и уело
вий нагружения находятся опытным путем
При устойчивом росте трещин в случае
действия перем нагрузок скорость роста
усталостных трещин оказывается достаточ-
но хорошо коррелироваииой с амплитудой
ДК Параметры зависимости скорости роста
трещин от ДК являются характеристикой
материала
Для исследования трещииостойкости ма
териала при значит зонах пластич дефор
мации состояние нестабильного роста тре
шин определяется на основании оценки раз
мера раскрытия трещины в её вершине с
использованием значений интегралов /, про-
порциональных плотности высвобождаемой
энергии пластич деформации при разру
шении конструкции
Результаты исследований, основанные на
методах, предлагаемых М р , используются
на этапах проектирования и эксплуатации
ЛА при решении задач, связанных с обес
печением остаточной прочности авиац кои
струкций с учётом длительности роста уста
лостных трещин (см также Эксплуатацион-
ная живучесть)	СИГ алкин
МЕХАНИКА СПЛОШНЫХ СРЕД - изуч ает
движение и равновесие газов, жидкостей
и деформируемых твёрдых тел Моделью
реальных тел в М с с является сплош-
ная среда (СС), в такой среде все хар-ки
в ва являются непрерывными ф циями про
странств координат и времени При де-
формации СС её частицы (их размеры зна-
чительно больше размеров атомов и молекул,
но значительно меньше характерных разме
ров исследуемой теоретически или экспери-
ментально системы) механически взаимо-
действуют между собой и с окружающими
среду границами Наряду с механич взанмо
действиями в нек рых случаях существенны
взаимодействия немеханич природы — теп-
ловое, хим и др , а также взаимодействие
среды с заполняющим пространство полем —
электромагнитным гравитационным, к рое
тоже может рассматриваться как особого
рода СС
Для описания поведения деформируемой
СС вводят, помимо плотности, ряд пара
метров, характеризующих состояние её час
тиц кинематические параметры —
вектор перемещения и вектор скорости час
тицы, тензор её деформации н тензор ско-
ростей деформации и др, динамические
параметры — тензор напряжений, тензор
скоростей изменения напряжения и др ,
термодинамические параметры —
внутр энергию, энтропию темп ру и др,
параметры физико химического
состояния — удельные электрич заряд,
намагниченность и поляризация, концентра
ции отдельных хим компонентов я т Д
Проблема построения конкретных моделей
СС состоит в установлении системы опре-
деляющих среду величин и системы соотно-
шений между ними, а также разл допол
иит условий к рые позволяют сформулиро
вать матем задачи о нахождении законов
движения частиц и законов изменения
всех интересующих в конкретных уело
виях механич , физ хим и др хар к среды
при её движениях и деформациях
При теоретич изучении движений конеч-
ных объемов среды система определяющих
соотношений представляет собой конечную
систему диф или интегр , интегро диф , функ-
цион ур ний, в к рых искомыми ф цнями
являются введённые параметры частиц сре-
ды, а независимыми переменными - коорди
наты точек пространства где происходит
движение среды, и время (т н точка
зрения Эйлера иа движение среды) или
координаты (числа), индивидуализирующие
отд частицы (напр , координаты частиц
среды в нач момент времени), и время
(т и точка зрения Лагранжа на дви-
жение среды)
22*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт	А 339
Прн построении частных моделей СС ис-
пользуются общие физ. законы и опре-
делённые дополнит, гипотезы феноменологии,
характера, опирающиеся на теоретич. пред-
посылки и на данные опытов. Прежде все-
го используются осн. законы механики —
законы сохранения массы и импульсов
(см. Сохранения законы, Импульсов теоре-
ма, Неразрывности уравнение). В случаях,
когда система определяющих параметров со-
держит внутр, момент кол-ва движении час-
тиц, необходимо независимо от ур-ния им-
пульсов использовать дополнительно ур-ние
моментов импульса. В большом числе важ-
ных случаев одних только ур-ний меха-
ники для описания движений СС недос-
таточно— необходимо добавить к ним закон
сохранения энергии (см. Энергии уравне-
ние), ур-ния электродинамики, ур-ния
физ.-хим. кинетики.
Для нахождения решений ур-ний М. с. с.
должны быть сформулированы граничные
или краевые условия, Оказывается также,
что в рамках нек-рых моделей М. с с. не
удаётся получить решение матем. задач
в классе непрерывных ф ций, а необходимо
искать его в классе обобщённых ф-цнй с
разрывами непрерывности на нек-рых пов-
етях. На пов-сти разрыва с двух её сто-
рон параметры среды должны быть связаны
определ. условиями (см. Контактная по-
верхность, Разрывы гидродинамические.
Тангенциальные разрывы) Эти условия, как
и краевые условия, также получаются на
основе использования законов сохранения
массы, импульса, энергии и — в соответст-
вующих случаях — законов электродинами-
ки, физ. химии и т. д.
Первые матем. модели М. с. с. возник-
ли ещё в 18 в. Это — модель идеальной
жидкости в гидродинамике и модель идеаль-
но упругого тела в механике твёрдых де-
формируемых тел. Позднее, в нач. 19 в., в
гидродинамике появилась модель несжимае-
мой вязкой жидкости — ньютоновская жид-
кость (см Ньютона теория обтекания).
Методы решении задач механики с ис-
пользованием этих классич. моделей М. с. с.
достигли высокой степени совершенства и
позволяют получать значит, результаты при
изучении явлений природы и в техн, при-
ложениях. Так, теория упругости (меха-
ника идеально упругого тела) является и
сейчас основой расчёта мн. машин и соору-
жений. Механика идеальной и ньютоновской
жидкостей служит основой многих расчёт-
ных методов в проблемах аэродинамики и
авиастроения, судостроения, гидроэнерге-
тики и др.
Одиако поведение мн. материалов в реаль-
ных условиях не описывается закономер-
ностями, лежащими в основе классич. мо-
делей М. с. с. (см., напр., ст. Реального га-
за эффекты). В связи с этим классич- мо-
дели механики идеальной и ньютоновской
жидкостей потребовали развития на случаи,
когда существенными являются сжимае-
мость среды, явления теплопроводности и
диффузии, выделение теплоты вследствие
хим. реакций, перенос излучения и др. (см.,
иапр.. Кинетика физико-химическая. Пере-
носа явления), что привело к появлению но-
вых моделей. Развитие этих моделей механи-
ки идеальной и вязкой жидкости стимулиро-
валось задачами авиац., ракетной и космич.
техники, энергетики, хим. технологии, двига-
телестроеиия. лазерной техники и др. и
привело к выделению самостоят. областей
механики жидкости и газа, таких, как га-
зовая динамика, теория тепло-массообмена
в движущихся средах, теория горения га-
зов, радиац. газодинамика и др.
Проблемы астрофизики, термоядерного
синтеза, создания магиитогидродинамич. ге-
нераторов, технол. процессов с использо-
ванием жидких металлов и др стимули-
ровали развитие моделей механики жид-
кости и газа, учитывающих электромагн.
и гравитац. взаимодействия среды и поля,
и привели к обособлению таких областей
механики жидкости и газа, как теория
низкотемпературной и высокотемпературной
плазмы, магнитогидродинамика, электрогид-
родинамика (см., напр., Электромагнитные
явления), механика магн. жидкостей и др.
В механике деформируемого твёрдого те
ла разработаны и широко используются
модели пластического тела, учитывающие
возникновение остаточных (не исчезающих
после снятия нагрузки) деформаций в теле,
подверженном достаточно большим нагруз-
кам, и модели, учитывающие ползучесть
тел, т. е. нарастание деформаций со вре-
менем при неизменных внеш, нагрузках.
Продолжающееся развитие этих моделей
вызывается потребностями машиностроения
(в т. ч. авиастроения) и строительства
в связи с увеличением напряжённости кон-
струкций и, следовательно, ростом требо
ваиий к их прочности как при обычных,
так и при повышенных темп-pax (см. Теп-
ловая прочность). Так возникли области
механики твёрдого деформируемого тела:
теория пластичности, теория ползучести, тео-
рия вязкоупругости и вязкопластичности,
теория деформирования композиционных
материалов и др. Одна из серьёзных проб-
лем механики твёрдого деформируемого те-
ла — создание моделей СС и схем явлений,
позволяющих предсказывать разрушение
конструкций. Эта задача всё ещё ие имеет
удовлетворит, решения. На пути её разре-
шения развиваются теории хрупкого раз-
рушения (см. Механика разрушения), уста-
лости, старения материалов и др.
В классич. моделях М. С. с., а также и во
мн. совр. моделях рассматриваются однород
ные среды. Однако мн. среды являются
макроскопически неоднородными (гетероген-
ными) и в нек-рых из них необходимо учи-
тывать относит, движение элементов среды.
В таких случаях в М. с. с. вводятся моде-
ли взаимопроникающих сплошных сред. В
этих моделях одни и тот же объём прост-
ранства считается заполненным двумя или
более СС, каждая из к-рых имеет свою плот-
ность и свои значения определяющих па-
раметров. Между заполняющими пространст-
во средами существуют разл. виды взаимо-
действия — механич., тепловое и др. Приме-
рами гетерогенных сред могут служить все-
возможные смеси твёрдых, жидких и газо-
образных частиц; суспензии твёрдых час-
тиц в жидкостях, эмульейи, водонасыщенные
грунты, смеси порошкообразных материа
лов разл. структуры (иапр.. Порошковые
материалы), композиционные материалы и
т. п.
Одиа из осн. проблем М. с. с. состоит в
адекватном приведении механич. задач к
задачам математическим. Т. к во многих
даже относительно простых случаях матем.
задачи М. с. с оказываются неразреши-
мыми имеющимися матем. средствами, то к
М. с. с. относят и исследования, связан-
ные с разработкой матем. методов ре-
шения задач М. с. с. Эти исследования, с
одной стороны, состоят в возможном видо-
изменении и упрощении самих систем оп-
ределяющих ур-ний и постановок задач для
них, а с другой — в разработке новых ма-
тем. методов и алгоритмов решения сфор
мулир задач.
Задачи М. с. с. во мн. случаях связаны
С большим объёмом вычислений. Поэтому в
М. с. с. всегда использовались наиболее
совершенные вычислит, методы и вычислит,
техника. Наряду с теорией атомных реакто-
ров М. с. с. была первым крупным пользо-
вателем ЭВМ и продолжает оказывать силь
ное влияние на раз-
витие совр. вычислит,
методов и вычислит,
техники.
Одним из наиболее
эффективных общих
методов построения
новых моделей СС,
неоднократно исполь-
зовавшимся и ранее,
является вариациои
ный метод. Прн по-
мощи этого метода
удаётся объединить
на общей основе раз-
личные феноменоло-
гия. и статистич. под-
h. Г. Мецхввркшвили.
ходы к построению мехаиич. и термодина-
мич. моделей сплошных сред.
Лит Жермен И., Механика сплошных сред,
пер с франц, М., 1965. Трусделл К. Перво-
начальный курс рациональной механики сплошных
сред, пер. с англ., М., 1975, Ильюшин А А.,
Механика сплошной среды, 2 изд, М.. 1978, Се-
дов Л И. Механика сплошной среды, 4 изд.,
т. 1-2, М . 1983—84	Г Г. Черный.
МЕЦХВАРИШВЙЛИ Николай Георгиевич
(1911—65)—сов. конструктор авиац. дви-
гателей, д-р техн, наук (1965) Окончил
МАИ (1936). Работал в ЦИАМ и а КБ на
авиамоторных з-дах. С 1956 гл. конструк-
тор. В ОКБ-45 руководил внедрением в се-
рийное произ-во первых сов. турбореактив-
ных двигателей РД-45 и ВК-1 В. Я Климо-
ва, разработкой первого сов. двигателя с
форсажной камерой и регулируемым соп-
лом (ВК-1Ф)- В ОКБ-500 под рук. М. раз-
работаны и внедрены в серийное произ-во
модификации турбореактивного двигателя
Р11-300 С. К- Туманского. Двигатели М. ус-
танавливались на самолётах А И. Микоя-
на, С. В. Ильюшина, А. С Яковлева,
П. О. Сухого. Ленинская пр. (1962), Гос.
пр. СССР (1952), Награждён 2 орденами
Трудового Красного Знамени, орденом Крас-
ной Звезды, медалями.
Мн — марка вертолётов, созданных в ОКБ,
возглавлявшемся М. Л. Милем (см. Мос-
ковский вертолётный завод им. М. Л. Ми-
ля). При жизни Миля марка (рис. 1)
присваивалась вертолёту при запуске его
Рис. I. Эмблема вертолётов марки Ми
я серию. Осн. направление деятельности
пр-тия — создание вертолётов одновинтовой
схемы (от лёгких до сверхтяжёлых) и раз-
работка иа основе базовых вертолётоа мо-
дификаций разл. назначения. Исключение —
вертолёт В-12, спроектированный по двух
винтовой поперечной схеме. Вертолёты Ми
могут быть отнесены к четырём поколе-
ниям: с ПД (Ми-1, Ми-4), с ГТД со сво-
бодной турбиной (Ми-6, Ми-10, Мн-ЮК.
Ми-2, Ми-8), с ГТД со саободной турби-
ной и улучшенными лётно-техи. и экон, хар-
ками (Ми-8МТ, Ми-14, Ми-17, Ми-24) и,
наконец, с широким применением в конструк-
ции несущих винтов композиц. материалов
(Ми-26, Мн-28, Ми-34). Осн. данные верто-
лётов марки Ми приведены в табл.
340 МЕЦХВАРИШВИЛИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!

Развитие ОКБ началось с создания трёх-
местного вертолёта Мн-1 (1948), положив-
шего начало крупносерийному произ-ву вер-
толётов в СССР и их широкому практич.
использованию. В конструкции Ми-1 (рис 2
и рис. в табл. XXIV) отражён опыт созда-
иия эксперим. вертолётов и автожиров ЦАГИ
в предшествующие годы Первоначально в
ЦАГИ под рук Миля была спроектирова-
на натурная геликоптерная установка (НГУ)
для аэродинамич. исследований полнораз-
мерного несущего винта (НВ) Лопасти
НВ НГУ имели традиционную для авто-
жиров смешанную конструкцию: лонже-
рон— стальная стыкованная труба, дере
вянные нервюры и обшивка из фанеры и
полотна. Фюзеляж выполнен в виде фер
менной конструкции с легкой дуралюмино-
вой обшивкой, В дальнейшем НГУ легла
в основу Ми-1; были использованы элементы
её конструкции (НВ, фюзеляж), что сущест
венно ускорило создание вертолёта. Ми-1
имеет трехлопастные НВ и рулевой винт,
общую для лётчика и двух пассажиров ка-
бину, трехколесное шасси с носовым коле-
сом, семицилиндровый (принудительно ох-
лаждаемый) ПД А//-26В. В основе кон-
струкции втулки НВ — схема с разнесён-
ными горизонтальными и вертик. шарни-
рами. В ходе работы над вертолётом бы-
ла решена проблема обеспечения усталост-
ной прочности элементов конструкции, ра-
ботающих в условиях больших знакоперем,
нагрузок. При создании Ми-1 применён ряд
оригии. решений: спроектирована система
управления НВ с инерционными демпфера-
ми, разработана противообледенит система
(ПОС) лопастей несущего и рулевого вин
тов, что расширило диапазон применения
вертолёта. В процессе доводки и серийного
выпуска вертолёта его конструкция совер-
шенствовалась: системы управления общим
шагом НВ и двигателем объединены в еди-
ную систему «шаг—газ»; состыкованный из
отд. труб лонжерон лопастей смешанной
конструкции заменён цельным лонжероном
из холоднокатаной стальной трубы перем,
сечения Впоследствии была создана новая
цельнометаллич. лопасть с прессов, дуралю-
миновым лонжероном, а в системы управ-
ления НВ включены необратимые гидро-
усилители- Ми-1 выпускался массовой се-
рией (1950 — 66). Было построено неск. ты-
сяч вертолётов разл модификаций: уч.-
тренировочные, санитарные, четырёхместные
для нар. х-ва (Ми-1НХ), в варианте с
поплавковым шасси для китобойной флоти-
лии «Слава», с.-х., неск. модификаций спец,
назначения. Вертолёт Ми-1 широко при-
менялся в нар. х-ве страны, а также ис-
пользовался в качестве уч. вертолёта в аэро-
клубах. На вертолётах Ми-1 установлено
27 мировых рекордов Большое число вер-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками “М И 341
толётов было продано в 12 стран мира
В 1957—66 вертолёты по лицензии строи
лись в Польше.
Мн-4 (рнс. 3 н рис. в табл. XXV) —
трансп вертолёт с ПД А Ш-82 В. При раз-
работке вертолёта применена компоновка с
размещением ПД наклонно в носовой час-
ти, а экипажа над ннм. Это позволило
расположить просторную грузовую кабину в
центре тяжести вертолёта. Наличие створок
и трапа в задней части грузовой кабины
позднее стало общепринятым в мировой прак-
тике. Грузовая кабина вмещает 16 пасса-
жиров нлн автомобиль ГАЗ-67Б. Мн-4 су-
щественно отличался от Мн-1 не только
по своим весовым параметрам, но и по кои
струкцнн; использован полумонококовый фю-
зеляж, а в систему управления включены
гидроусилители во всех четырёх каналах
управления. Для вертолёта разработан ре-
дуктор НВ, рассчитанный на выходной кру-
тящий момент 60 кН-м Вертолёт снабжён
жидкостной ПОС, оборудованием для полё-
тов ночью и в сложных метеоусловиях.
В процессе создания н доводки Ми-4 ре-
шены мн. науч.-техн проблемы: устранён
флаттер лопастей НВ, обеспечена динамич.
прочность несущего и рулевого, винтов,
значительно увеличен ресурс ряда агрегатов
и в первую очередь лопастей НВ. Лопас-
ти смешанной конструкции, применявшиеся
на первом этапе эксплуатации, имели ре-
сурс 150 ч. Введение нндукц. закалки
лонжерона, упрочнение его наружной и поли-
ровка внутр, пов-стей, приклейка каркаса
вместо его пайки и ряд др. конструктнв-
но-технол. мероприятий позволили довести
ресурс лопасти до 1000 ч Позднее была
создана металлич. лопасть на основе прес-
сов. лонжерона из алюм. сплава и при-
клеиваемого каркаса с сотовым заполните-
лем. Ресурс такой конструкции доведён до
2500 ч Вертолёт Мн-4 спроектирован,
построен и испытан практически за одни
год. Прн этом его серийное произ-во на-
чалось одновременно с постройкой опытного
образца и продолжалось 14 лет (1952—
66). По своим лётно-техн, данным и гру-
зоподъёмности ои существенно превосходил
зарубежные вертолёты того же класса. Раз-
работаны разл. модификации вертолёта:
трансп., санитарный, мор., полярный, с.-х.
н др. Ми-4 качественно изменили работу
геологов в труднодоступных р-нах Крайнего
Севера н Дальнего Востока. Оборудованный
внеш, подвеской вертолёт использовался в
качестве летающего крана. На Ми-4 уста-
новлено 8 мировых рекордов. На Всемир-
ной выставке в Брюсселе (1958) вертолёт
удостоен диплома и золотой медали. В 1956—
66 св. 700 вертолётов Ми-4 было продано
в 34 страны мира.
В нюне 1954 ОКБ-приступило к разработ-
ке тяжёлого трансп. вертолёта Ми-6 с двумя
ГТД Д-258 (рнс. 4 и рнс. в табл. XXVI).
Взлётная масса св. 40 т. Наиболее тяжё-
лые зарубежные вертолёты того времени
имели макс, взлётную массу ок. 14 т. Пе-
реход от Мн-4 к Мн-6 был качеств, скач-
ком. к-рый привёл к пересмотру применяв-
шихся в ОКБ техн, решений. С Мн-6 нача-
лось развитие в СССР вертолётов с ГТД.
Для обеспечения высоких скоростей полёта
была разработана комбинир несущая систе-
ма (НВ—крыло). Ми-6—первый в мире
вертолёт, превысивший в 1961 скорость
300 Км/ч, к-рая в то время считалась пре-
дельной для аппаратов подобного типа. Ре-
корд (320 км/ч) был отмечен вручением ОКБ
междунар. приза им. И. И. Сикорского
как «признание выдающегося достижения в
области вертолётостроительного искусства*.
Компоновочная схема Ми-6, повторенная
во мн. отечеств, и зарубежных образцах,
была признана классической. Сложнейшими
проблемами его проектирования были со-
здание НВ и гл. редуктора. Разработка
НВ (диам 35 м). способного поднять в воз-
дух вертолёт с макс, взлётной массой до
44 т (в рекордных полётах до 48 т), явилась
выдающимся достижением науки и техни-
ки. Для НВ была разработана принци-
пиально новая цельнометаллич. лопасть, сос-
тоящая нз стального лонжерона н секцион-
ного каркаса. Секции крепятся к лонже-
рону практически в одном сечении и поэто-
му не нагружаются при общем изгибе ло-
пастей. Это освобождает каркас от значит,
перем, нагрузок. Первоначально лонжерон
собирался из трёх стальных труб. В даль-
нейшем, благодаря успехам отечеств, трубо-
прокатного произ-ва, была изготовлена цель-
нотянутая труба перем, сечения с перем,
толщиной стенок, позволившая заменить тру-
доёмкий и более тяжёлый сборный лонже-
рон. Технология изготовления трубы-лонже-
рона постоянно совершенствовалась с целью
увеличения динамич. прочности и ресурса;
улучшались также конструкция каркаса и его
крепление к лонжерону. В результате ресурс
лопасти доведён до 1000 ч. Лопасти снаб-
жены электротепловой ПОС. Были решены
важные проблемы и при создании гл. редук-
тора. На основе компоновки, выполненной в
ОКБ Миля, конструкторский коллектив, ру-
ководимый П. А- Соловьёвым, разработал
диф.-планетар ный редуктор, обеспечиваю-
щий передачу мощности 8100 кВт от двух
двигателей с крутящим моментом иа выхо-
де 570 кН-м. На втулке НВ впервые в прак-
тике ОКБ применены гидравлич. демпферы
вертик. шарниров, в шасси — двухкамерные
стойки с системой перетекания, что позво-
лило кардинально устранить «земной резо-
нанс*. Установка автопилота, дополнит,
навигац. оборудования и включение в состав
экипажа штурмана позволили использовать
Мн-6 в любое время суток и практически
в любую погоду. Наличие электротепловой
ПОС на лопастях НВ и иа входах в двига-
тели, жидкостной ПОС рулевого винта да-
вали возможность совершать полёты на вер-
толёте в условиях обледенения прн темп-рах
до —15°С. Осн. вариант вертолёта — транс-
портный. Предназначен для перевозки круп-
ногабаритных грузов внутри кабины или на
внеш, подвеске. На спец, откидных сиде-
ниях можно перевозить 65 чел. Широкое
Табл — Вертолёты Московского вертолётного завода им М Л Мндя
Основные данные	Мн-1	Ми-4	Ми-6	Мн-10	Ми-ЮК	Мн-2
Первый полёт, год ....	1948	1952	1957	i960	1965	1961
Начало серийного производстве, год	1950	1952	1959	1963	1965	1965
.Число, тип н марка двигателей	1 ПД АИ-26В	1 ПД АШ-82В	2 ГТД Д-25В	2 ГТД Д 25В	2 ГТД Д-25В	2 ГТД ГТД 350
Мощность двигателя, кВт Параметры несущего винта	423	1250	4050	4050	4050	294
диаметр, м	....	14,5	21	35	35	35	14,5
число лопасуен .	3	4	5	5	5	3
Диаметр рулевого винта, м	25	3,6	6,3	6.3	6,3	2 7
Масса пустого вертолёта, т . . Взлётная масса, т	1,9	4,97	28,15	27,25	25,45	2,41
нормальная . .	. .	2 45	7,5	40,5	43 7	-	3,55
максимальная максимальная с грузом на внешней	2,55	7,8	44	43,7	—	3,7
подвеске Максимальный перевозимый груз. Т'	-	—	37,5	38	38	-
внутри кабины .....	0.5	1 67	12	3	3	0,7
иа внешней подвеске Статический потолок без учёта влияния		1,3	8	8»*	11	0,8
земли прн нормальной взлётной массе, м Статический потолок с учётом влияния	850	—	—	—	1000	1000
земли при нормальной взлётной массе, м	1900	1250	1500	—	3000	1700
Динамический потолок, м . Практическая дальность полёта на высоте 500 м при нормальной взлётной массе и с 5% ным остатком топлива после посадки.	4000	5500	4500	3000	4750	4000
КМ	.... Скорость полёта, км/ч	360	455	600	250	—	270
максимальная	190	214	300	235	220	210
крейсерская Габаритные размеры грузовой кабины, м:	140	168	250	220	200	190
длина	—	4,5	11,7	15 945	—	2 8
высота	—	1,7	2.7	1,66	—	1 55
ширина ....	—	1.6	2,66	2,75	—	1.55
Экипаж, чел	1	2	5	3	3-4	1
342 Ми
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
применение Ми-6 нашел при освоении при
родных богатств Зап Сибири, где нсполь
зовался при перевозке тяжёлых грузов и в
качестве летающего крана при монтаже
разл сооружений Ми-6 строился серийно
до 1980 В 1964—78 поставлялся за рубеж
На вертолёте Ми 6 установлено 16 мировых
рекордов
В 1960 на базе Ми-6 разработан вер
толёт Ми-10 (рис 5 и рис в табл XXVII)
В его конструкции использованы несущий и
рулевой винты с системами их управления,
силовая установка, трансмиссия и др агре
тэты вертолёта Ми-6 В основу положен
принцип перевозки крупногабаритных грузов
вне фюзеляжа с использованием на взлёте
эффекта влияния земли, что существенно
увеличило грузоподъёмность вертолёта Для
этого разработана оригнн конструкция че
тЫрёхколёсного шасси с колеёй св 6 м и
выс до фюзеляжа 3,75 м (при полностью
нагруж вертолёте) Высокое шасси позво
лило вертолёту «наруливать» на грузы выс
до 3,5 м (эта операция контролировалась
с помощью телеустановки, экран к рой рас-
положен в кабине пилотов) Для крепле
пня груза на стойках шасси установлены
спец гндравлич захваты, управляемые из
кабины пилотов или с переносного пульта
При наличии большого числа мелких грузов
предусмотрена спец платформа, закрепляе-
мая на тех же гидрозахватах По бокам
грузовой кабины установлено 28 откидных
сидений для перевозки пассажиров Ми-10
способен транспортировать крупногабарит
ные грузы дл 20 и, выс до 3,5 м, шнр
5 м, массой 12 т Вертолёт строился малой
серией На Ми-10 установлено 8 мировых
рекортов
В 1965 на базе Ми-10 создана его мо
дификация — вертолёт-к ран Ми ЮК (рис в
табл XXVHI), он имеет укороч шасси и
обращённую назад вторую кабину лётчика
(подвесную, располож под передней частью
фюзеляжа) с органами управления При
проведении монтажных и погрузочно разгру
зочных работ один из пилотов переходит
в подвесную кабину садится лицом к гру
зу и берёт управление «на себя» Ми-ЮК
нашёл применение при монтаже буровых ус
тановок и др оборудования в- газонефте-
Промысловых р нах Тюменской области
С его помощью выполнены уникальные мои
тажные работы прн стр ве и реконструк
ции пром пр тий
Создание вертолётов Ми 2 (рис 6 и рис
в табл XXVH) н Мн 8 (рис 7 и рис в табл
XXVI1) с ГТД со свободной турбиной —
качественно новый этап в развитии верто
лётов легкого и ср классов Они пришли на
смену вертолётам Мн 1 и Мн 4 Ми 2—лёг
кий вертолёт с двумя ГТД-3>50 Ми-2 су
ществеино превосходил Ми-1 по скорости
и грузоподъёмности (при тех же размерах)
и имел значит преимущества перед зару
бежнымн вертолётами того же класса, к-рые
в то время строились только однодвига
тельными Двухдвигат схема для легких
вертолётов, впервые примененная на Ми-2,
получила всеобщее признание Мн 2 раз-
работан специально для нар х-ва Строился
в неск вариантах трансп (оборудован
внеш подвеской, а также стрелой и электро
лебёдкой), пасс (рассчитан на перевозку
8 пассажиров), с -х (оборудован аппарату
рой для опрыскивания или опыливания хи
микатами полей, садов, виноградников и ле-
сов), уч тренировочный (оборудован двой
ным управлением) Строился по лицензии
в Польше На вертолёте Ми 2 установлено
2 мировых рекорда
Ми 8— вертолёт ср класса с двумя ГТД
ТВ 2 117 Имея несущий винт того же диа
метра, что и Ми-4, Ми-8 значительно
превосходит его по грузоподъёмности, ско
рости и производительности Для Ми 8
был спроектирован пятилопастный НВ, раз-
работанный на базе цельнометаллич мо
дифицир лопасти вертолёта Ми 4, что поз
волило существенно снизить трудоёмкость
изготовления и увеличить её ресурс В кон
струкции вертолёта применён жёсткий руле
вой винт на карданном подвесе с метал-
лопластиковыми лопастями, в фюзеляже
использованы крупногабаритные дуралюми-
но вые штамповки и клеесвариые соединения,
созданы оригнн система рычажной внеш
подвески, принципиально новая конструкция
капотов и т д Комплект пилота ж но на
вигац оборудования, автопилот и ПОС
позволяют использовать вертолёт в любых
метеоусловиях Силовая установка вертолёта
оборудована автоматич системой регули
ровання, обеспечивающей поддержание час
тоты вращения НВ в заданных пределах и
синхронизацию работы двигателей Осн
вариант вертолёта — транспортный (Ми-8Т)
Позволяет перевозить грузы в кабине и на
внеш подвеске Пол грузовой кабины уси
леи, оборудован швартовочными узлами
Для удобства загрузки имеется электроде
бёдка Подъём небольших грузов и людей
во время спасат операций осуществляется
этой же лебёдкой и бортстрелой В кабине
Ми-8Т, оборудов системой отопления и вен
тиляции, можно перевозить 24 чел на
спец сидениях или 12 больных на носил-
ках в сопровождении медработника Ми 8П
(пассажирский) рассчитан на перевозку
28 чел На вертолёте Ми 8 установлено
7 мировых рекордов Ми-8— вертолёт массо-
вого произ-ва, экспортируется во мн страны
мира (к 1992 выпущено ок 8000)
На базе вертолётов Мн 8Т и Ми 8П соз-
дано неск десятков модификаций разл наз-
начения В 1975 разработан вертолёт Ми-
8МТ с двигателями ТВЗ 117 Новая силовая
установка улучшила его лётно техн хар ки
В дальнейшем на Ми 8МТ были устаиов
лены двигатели ТВЗ Н7ВМ, позволившие
существенно повысить высоту полёта и
сохранить необходимую грузоподъёмность
при повыш плюсовых темп-pax наружного
воздуха
Ми 17 (рис 8)—многоцелевой трансп
вертолёт, экспортный вариант Ми-8МТ
Ми 14— противолодочный вертолёт бере-
гового базирования С амфибийными свойст-
Продолженне табл
Основные данные	Ми 8		Ми 12	Ми 24	Мн 8МТ (Ми 17)	Мн 26	Ми 28	Ми 34
Первый полёт, год	1962		1967	1969	1975	1978	[982	1986
Начало серийного производства, год	1965		—	1970	1982	1981	—	1989
Число тнп н марка двигателей	2 ГТД ТВ2	И7	4 ГТД Д 25ВФ	2 ГТД ТВЗ 117	2 ГТД ТВЗ 117М	2 I ТД Д 136	2 ГТД ТВЗ 117	1 ПД М 14В26В
Мощность двигателя, кВт	1100		4780	1640	[400*	7350*	1640	239
Параметры несущего винта								
диаметр, м	2] 288		35	—	21 294	32	—	10
число лопастей	5		5x2	5	5	8	5	4
Диаметр рулевого винта, м	3,9		—	—	3 9	7,6	—	1 48
Масса пустого вертолета, т	7,07		68,9	—	7 05	28 ]5	—	0,925
Взлётная масса т								
нормальная	П 1		96	Н,2	11 1	49 5	10 4	1,26
максимальная	12		102	11,5	13	56	И 2	1,35
максимальная с грузом на внешней								
подвеске	П		—	-—	13	54		—
Максимальный перевозимый груз, т								
внутри кабины	4		25			4	20	—	0 24
на внешней подвеске	3		16	2 7	3	20	3 64***		
Статический потолок без учёта влияния								
земли при нормальной взлётной массе, м	760		—	2000	1500	1800	3600	800
Статический потолок с учётом влияния								
земли прн нормальной взлётной массе, м	1900		1000	—	2800	2900	—	1250
Динамический потолок м	4500		3500	—	5000	4600	5800	4500
Практическая дальность полета на высоте 500 м при нормальной взлётной массе н с 5% ным остатком топлива после посадки								
КМ	465		440****	450	495	480	475	360
Скорость полета км/ч								
максимальная	250		260	320	250	295	300	220
крейсерска я	220		230	—	240	255			160
Габаритные размеры грузовой кабины, м								
длина	5 34		28 15	—	5 34	(2	г.	—
высота ширина	1,8 2,34		44 44	—	1 8 2 34	3,16 3 34	—	—
Экипаж, чел	3		6	2	3	4- 5	2	1
• Ограничена по значению крутящего момента на главном редукторе ** системами прицелнвання и вооружения •••• С грузом 20 т				С использованием гидрозахватов ]2 т *** Максимальная боевая нагрузка с www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукам!ЛИ 343				
вами. Создан в 1967. На нём установлены
два ГТД ТВЗ-117М. Суммарная мощность
силовой установки ограничена гл. редукто-
ром до 2800 кВт. Агрегаты динамнч. системы
аналогичны вертолёту Ми-8. Ниж. часть
фюзеляжа выполнена в виде лодки. Для
повышения поперечной остойчивости лодка
снабжена боковыми поплавками («жабра-
ми») н надувными баллонетами. Впервые в
отечеств, практике вертолётостроения уста-
новлено убирающееся шасси. Спец, обору-
дование вертолёта включает РЛС, опускае-
мую гидроакустич. станцию, поисково-при-
цельную систему, аппаратуру передачи дан-
ных и буксируемый поисковый магнитометр.
Для поражения подводных лодок верто-
лёт может нести бомбо-торпедное вооруже-
ние. На базе Ми-14 разработан ряд мо-
дификаций, в т. ч. в вариантах буксиров-
щика минных тралов и поисково-спасатель-
ном. Поисково-спасат. вертолёт может произ-
водить посадку на воду. Прн волнении моря
св. 3 баллов спасат. работы проводятся
на режиме висения с помощью грузоподъём-
ного устройства, обеспечивающего одноврем.
подъём двух человек.
В 1963 ОКБ приступило к разработке
тяжёлого трансп. вертолёта В-12 (Ми-12)
с четырьмя ГТД Д-25ВФ (рис 9 и рнс. в
табл. XXVIII), рассчитанного на транспор-
тировку крупногабаритных грузов массой до
25 т. Двигатели работают попарно на два
гл. редуктора, приводящих во вращение
два пятилопастных НВ диам. 35 м. Разра-
ботка вертолёта по поперечной схеме н его
большие размеры поставили перед ОКБ ряд
спецнфич. задач: выбор направления враще-
ния НВ, предотвращение возможности воз-
никновения резонансных колебаний разл.
форм, в т. ч. «земного резонанса» в воздухе.
Значит, трудности встретились при проекти-
ровании системы управления. К ним отно-
сятся влияние деформаций конструкции
вертолёта на перемещение органов управле-
ния, наличие перекрёстных связей между
каналами управления, большое трение и люф-
ты, характерные для проводки управления
большой протяжённости, и т п. Разработ-
ка достаточно жёсткого на изгиб и кручение
крепления редукторов к фюзеляжу представ-
ляла трудную техн, задачу. Решение её
осложнялось требованием сведения к мини-
муму потерь от обдува конструкции ин-
дуктивным потоком от НВ, особенно на
режимах взлёта и висения. В результате
конструкция была реализована в виде про-
странств. ферм, часть стержней к-рых пред-
ставляют собой крылья обратного сужения.
Т. о., в зоне макс, индуктивных скоростей
(по концам лопастей) хорда крыла была
наименьшей. На В-12 с большой степенью
унификации применены агрегаты несущей
системы от Ми-6, что сократило время на
344
Ми
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
* .. .   ...
его разработку Вертолёт успешно прошел
испытания, но в серин не строился На В-12
установлено 7 мировых рекордов Средн них
рекорд грузоподъёмности для винтокрылых
машин (груз св 40 т был поднят на выс
2250 м) Это достижение отмечено при
суждением ОКБ (во второй раз) между-
нар приза им Сикорского
Ми-24 (рис 10 и 14)— армейский трансп -
боевой вертолет с двумя ГТД ТВЗ-ll/ Осн
назначение вертолёта — непосредств под
держка сухопутных войск, борьба с танка-
ми и вертолетами противника, а также вы-
садка тактич десанта в зоне прорыва и
при захвате плацдармов Может также ис-
пользоваться для сопровождения десантно
трансп вертолётов н прикрытия их при
высадке десанта Для решения этих задач
вертолёт скомпонован так, чтобы обеспечить
наилучший обзор летчику и штурману-опе
ратору В носовой части сконцентрировано
совр прицельное оборудование Вертолет ос
нашей мощным ракетно-пушечным воору
жеиием, размещенным в носовой части
(подвижная установка с крупнокалиберным
пулеметом или пушкой) н на 6 точках
подвески код крыльями Высокая боевая
живучесть вертолёта обеспечивается брони-
рованием кабины и жизненно важных агре
гатов, а также дублированием систем и
применением средств, уменьшающих вероят
иость взрыва и пожара прн боевых повреж-
дениях Ми-24 имеет высокие скоростные и
манёвренные хар-ки На его модификации
(А 10) установлено 7 мировых рекордов,
в т ч скорости 368,4 км/ч (1978)
Ми-26 (рис И и рнс в табл XXIX) —
тяжелый трансп вертолет с двумя ГТД
Д-136, может использоваться для перевоз-
ки крупногабаритных грузов массой до 20 т.
При стр-ве мостов, монтаже оборудования
пром пр-тий и т Д Создание вертоле-
та с большой трансп эффективностью пос-
тавило перед коллективом ОКБ ряд новых
техн проблем, в частности обеспечение ве-
сового и аэродинамич совершенства верто
лета Очень важно было снизить массу ло-
пастей, т к это определяло массу втулки
и во многом влияло иа массу всей кон
струкции вертолета Большое значение имел
выбор параметров НВ Исследования пока-
зали, Что оптимальным является восьмило
пастный НВ диам 32 м В конструкции
лопасти НВ применен ряд техн новшеств
лонжерон с проушинами крепления к втул-
ке, выполненными за одно Целое с трубой,
каркас и обшивка из композиц материа
лов (использованы высокопрочные стекло-
пластики, сотовые заполнители из поли-
мерной бумаги, новые высокопрочные клеи,
пенопласт и т д ) Это позволило создать
лопасти, обладающие высокими аэродина-
мич и прочностными хар-ками при малой
их массе Для предварит испытаний ло
пастей была построена летающая лабора-
тория на базе вертолета Ми-6 Прове-
денные совм с ЦАГИ исследования по оп-
тимизации аэродинамич компоновки лопас
тен позволили увеличить кпд нВ В конструк
ции втулки НВ широко применен тита-
новый сплав Это позволило создать НВ с
массой на 2 т меньшей и тягой на 30%
большей по сравнению с НВ вертолета
Мн-6 Применение титанового сплава при-
вело к проблеме обеспечения усталостной
прочности конструкции, в частности защиты
ее элементов от фреттинг коррозии Для этой
цели широко использовались т и <жерт
венные детали» (Втулки, пластины), приклей
ваемые к осн силовым элементам в местах
их сочленения Большим техн достижением
явилось создание гл редуктора ВР 26 В его
основу была положена разработанная в ОКБ
новая многопоточная непланетариая схема,
обладающая большими возможностями для
снижения массы редуктора В результате
ВР 26 по массе больше Р 7 (гл редуктор
Ми-6) на 8,5%, но превосходит последний
по передаваемой мощности почти в 2 раза,
а по выходному крутящему моменту более
чем в 1,5 раза Для рулевого винта разрабо
тана лопасть со стеклопластиковым лонже-
роном, изготовленным методом спиральной
машинной намотки При этом выбрано такое
направление вращения винта, при к-ром по-
вышалась его эффективность и обеспечива-
лась защита машины от попадания в т, н.
вертолетный штопор Массы фюзеляжей вер
толетов Ми 26 и Мн-6 одинаковы, но обьем
грузовой кабины Ми-26 и перевозимый им
груз примерно в 2 раза больше Ми 26 от-
личает высокая эксплуатац технологичность
Разработана система изменения клиренса —
прн необходимости можно на двухкамерных
амортизац стойках приподнять заднюю часть
вертолета Агрегаты внеш подвески рас-
положены в конструкции пола, н при пере-
возке грузов внутри кабины ие нужно де-
монтировать внеш подвеску Для механи-
зации погрузочно-разгрузочных работ гру-
зовая кабина оборудована двумя электроле-
бедками и устройством, обеспечивающим за-
грузку и транспортировку вдоль кабины гру
зов массой до 5 т Экипаж наблюдает
за погрузкой с помощью телеаппаратуры
Ми 26 надежей и прост в эксплуатации
Обеспечены макс удобство техн обслужи-
вания без применения спец аэродромных
средств, доступ экипажа ко всем агрега
там, в т ч к рулевому винту с проходом
внутри кнлевой балки Силовая установка
оснащена пылезащитными устройствами для
защиты газовозд трактов двигателей от
эрозионного износа при работе с нелод-
готовл площадок На Ми 26 установлен
комплекс цИлотажно навигац оборудова-
345
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамиМи
>4
Рис. 14. Вертолет Ми 24
Рис. 18. Вертолёт Ми-34.
ния и система автоматич управления. Ло-
пасти несущего и рулевого винтов обес-
печены электротепловой ПОС На Ми-26 ус-
тановлено 14 мировых рекордов
Ми-28 (рис 12 и 15)—боевой верто-
лёт Совершил первый полёт в 1982. Ос
нашей прицельными системами с высокими
разрешающими способностями и уровнем
автоматизации, совр. электронным обору-
дованием. Вооружен УР и НАР, подвижной
пушкой (калибр 30 мм) с большой нач
скоростью снаряда. Отличается высокой ма-
нёвренностью. В компоновке машины пре-
346 МиГ
дусмотрены защита более важных элементов
конструкции менее важными, невозможность
вывода нз строя обоих двигателей одним вы-
стрелом, защита топливной системы, пре-
дотвращающая взрыв, пожар, вытекание топ-
лива при повреждениях системы Жизненно
важные узлы конструкции дублированы и
разнесены. Одна нз отличит черт конструк-
ции — мощная броня и бронестёкла кабины.
Энергопоглощающие кресла и спец, конст-
рукция шасси с дополнит аварийным ходом
повышают безопасность экипажа при ава-
рийных посадках с большими скоростями
В конструкции вертолета широко применены
композиЦ материалы и эластомеры.
Мн-34 (рис 13 и 16,— лёгкий уч -спортив-
ный вертолёт с ПД М 14В26В. Имеет взлёт
ную массу в 2 раза меньшую, чем Ми-1,
и в 3 раза меньшую, чем Ми-2, использовав-
шиеся для тех же целей. Это достигнуто
благодаря применению новых материалов в
конструкции гл редуктора. Втулки НВ, пла-
нёра, использованию полозкового шасси и
т Д- Ми-34 рассчитан на трехкратные
перегрузки, что позволяет выполнять на нем
сложные фигуры пилотажа, в т. ч такие,
как «бочка» и петля Нестерова. Реализа-
ция указанных перегрузок стала возмож-
ной в результате совр. конструктивных ре-
шений выбрано большое заполнение несу-
щего винта, для лопастей винтов примене-
ны компознц. материалы. В передней части
кабины экипажа размещаются рядом ин-
структор и курсант или 2 лётчика, в задней
части кабины могут разместиться 2 пассажи-
ра или груз, что позволяет применять вер-
толёт и в нар. х-ве.
Лит  Изаксон А М-. Советское вертолето-
строенне. 2 изд , М . 1981 .Данилов В. А, Вер-
толет Ми 8, М . 1988
М Н Тищенко, А С Бабушкина
МиГ — марка самолетов, созданных в ОКБ
под рук А И Микояна и М. И Гуревича
(см Московский машиностроительный завод
им. А. И. Микояна) Самолёты, создан-
ные под рук их преемника Р. А. Белякова,
имеют также марку МиГ (рнс. 1) Осн
данные нек-рых самолётов МиГ приведены
в табл.
Первым самолетом, спроектированным и
построенным ОКБ. был скоростной истреби-
тель И-200— моноплан с низкорасположен-
ным крылом, с ПД АМ-35А Его конструк-
ция. за исключением центроплана, была
выполнена в осн из сосны и дельтД-дре
весины с фанерной и дуралюминовой обшив
кой. Центроплан цельнометаллич . а перед-
няя часть фюзеляжа с моторамой выпол-
нена в виде фермы из стальных труб с
капотом и обшивкой из листового дуралю
мина. Самолет имел убирающееся шасси
и обладал высокими аэродинамич хар-ками,
к-рые в сочетании с мощным двигателем
позволяли ему развивать макс, скорость св
600 км/ч н обеспечивали высоту полёта
Табл - Истребителя Московского машиностроительного завода нм А И Микояна
Основные данные	МнГ-1	МиГ-3	МиГ-9	МнГ 15
Первый полёт год	1940	1940	1946	1947
Начало серийного производства, год	1940	1940	1946	1948
Число, тип в марка двигателей	1 ПД	I ПД	2 ТРД	1 ТРД
	AM 35А	AM 35А	РД 20	РД-45Ф
Мощность двигателя. кВт	993	993	—	—
Тяга двигателя, кН	—	—	7.85	22,3
Длина самолёта, м	8.] 55	8,25	9.83	10,1
Высота самолёта, м	3,3	3,325	3,4	3,7
Размах крыла, м	...	10.2	10,2	10	10,08
Площадь крыла, м2	17.44	17,44	18,2	20,6
Колея шассн. м .	2,8	2.8	1.95	3,8]
Взлётная масса, т	3,099	3.355	4,86	4,806
Максимальная дальность полёта, км	580	820	900	1305
Максимальная скорость полёта, км /ч	628	615	910	1050
Практический потолок, км	12	11,5	13	15,2
Экипаж, чел	1	I	1	1
Рис. 1. Эмблема самолётов марки МиГ
до 12 тыс. >м (на И-200 впервые в СССР
была достигнута рекордная скорость 651 км/ч
на выс 7000 м). Самолёт имел достаточно
мощное для того времени пулемётное воору-
жение. один УБ и два ШКАС. Построено
100 экз. По ходу серийного выпуска к-200
велась его модернизация. Модериизир са-
молёт с увелич. запасом топлива обеспечи-
вал большую дальность полёта Для новы
шення пожаробезопасности и живучести на
самолёте была введена система заполнения
топливных баков выхлопными газами и
применено протектированне баков. Модер-
низир. самолётов ГЕ200 в 1940 выпущено
ок 20 экз Постановлением СНК СССР от
9 дек. 1940 боевым самолётам были при-
своены новые обозначения: первому вариан-
ту самолёта И-200— МиГ-1 (рис. в табл.
XVII), модернизир. варианту — МиГ-3 (рис.
2 и рис. в табл XVII). В первые дии Вел.
Отечеств войны по предложению С П Суп-
руна из личного состава добровольцев —
лётчиков-испытателей были сформированы
два истребит- авиац полка особого наз-
начения, укомплектованные самолётами
МиГ-3 Всего их было построено 3300 экз.
В 1942—47 ОКБ занималось перспектив-
ными разработками по дальнейшему повы-
шению боеспособности, высот и скоростей
полёта самолётов В этот период выпущены
эксперим. самолёты И-220 (А), И-221 (2А),
И-222 (ЗА), И-224 (4А), И-225 (5А), И-270
(Ж), на к-рых, в частности, отрабатыва-
лись: шасси с выносными амортизаторами,
мягкие топливные баки, герметичная ка-
бина, повышение мощности двигателя путём
использования турбокомпрессора, приме-
нение ЖРД и т д. В 1945 создан эксперим
самолёт по схеме «утка» для исследований
аэродинамики неустойчивой схемы. Это лёг-
кий самолет с ПД М-11 (мощн. 80,9 кВт)
и толкающим винтом, высокоплан со стре-
ловидным крылом (угол стреловидности
20°), неубирающимся шасси и трёхместной
кабиной (лётчик — впереди, два пассажи-
ра - сзади). В том же 1945 был создан
эксперим самолет И-250 (Н), выпущенный
затем небольшой серией (МиГ-13). И-250
(Н)— низкоплан цельнометаллич конст-
рукции с прямым крылом Особенность этого
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
самолета — ком бипир силовая установка
был применён ПД ВК 107Р с отбором час-
ти мощности через удлинённый вал для
привода осевого компрессора ВРД, уста-
новленного за кабиной лётчика, с выводом
газов через регулируемое сопло в хвос-
товой части фюзеляжа
24 апр 1946 совершил первый полёт
реактивный истребитель МиГ-9 (рис 3 и рис
в табл XXIII) Самолёт выполнен по
схеме моноплана с прямым крылом и с
двумя установл рядом в фюзеляже ТРД
РД-20 Двигатели располагались вблизи
центра тяжести самолёта с выходом газов
под хвостовую часть самолёта и с единым
воздухозаборником на два двигателя Т к
темп-ра отработавших газов достигала
800°С, в хвостовой части был установлен
Продолжение тябл
Основные данные	МиГ 15бис	МиГ 17	МиГ 17Ф	МиГ 19 (СМ 9/[)	МиГ 21Ф	МиГ 29
Первый полёт, год Начало серийного производства.	[949	1949	1951	1954	[957	1977
ГОД	1949	195[	1952	1954	[958	1982
Число, тип и марка двигателей	1 ТРД	1 ТРД	I ТРДФ	2 ТРДФ	I ТРДФ	2 ТРДДФ
	ВК 1	ВК 1	ВК-1Ф	РД 9Б	РНФ-300	РД 33
Мощность двигателя, кВт		—	—	—	—	—
Тяга двигателя, кН	26.5	26 5	33,1	32,4	56.4	81,4
Длина самолёта, м	10.1	11,264	11 36	14,36 (с ПВД)	15.76	17.32
Высота самолёта, м	3.7	3.8	3,8	3.885	4,1	4 73
Размах крыла, м	10,08	9.6	96	9	7 15	11 36
Площадь крыла, м2	20.6	22.6	22,6	25	23	38
Колея шасси, м	3,81	3.849	3.849	4 156	4 4[	3,1
Взлётная масса, т Максимальная дальность поле	4 96—5,044	5,2	5,34	7,56	6.85	15
тар км Максимальная скорость полёта	1330	1295	1340	1390	1500	2 [00
км/ч	1076	1114	1 [45	1452	2175	2400
Практический потолок, км	155	15,6	[6,6	17,5—[7,9	19	17
Экипаж, чел	1	1	t	t	1	1
спец экран из жаропрочной стали Такое
расположение двигателей обеспечивало
удобную компоновку самолёта и высокую бе
зопасность полёта в случае отказа одного
двигателя МнГ 9 был вооружён тремя пуш
ками (одна Н-37 и две //С-23) Параллель-
но с серийным выпуском МнГ 9 велась
его модернизация На модернизир. самоле
те МиГ-9м установлены два ТРД РД-21
тягой по 9,81 кН, позволившие повысить
скорость на 55 км/ч Ми Г-9м был обору
дован герметичной кабиной с катапульт-
ным креслом На базе МиГ 9 построен
также уч тренировочный самолёт, на к ром
проводились испытания ио катапультирова-
нию экипажа
МиГ 15 (рис 4 и рис в табл XXIV) —
первый сов серийный истребитель со стре
ловидным крылом (угол стреловидности
35°), с ТРД РД 45Ф С 1949 выпускалась
модификация МиГ 15бис с ТРД ВК 1 На
МиГ 15бис применено бустерное управле-
ние элеронами, значительно улучшены систе-
ма жизнеобеспечения и комфорт в каби
не лётчика Создана более совершенная,
чем на МиГ 9, герметичная кабина, обору
дованная новой аппаратурой, позволяющей
осуществлять полёты на высоте св 15 тыс
м Для аварийного покидания самолета раз
работаны новые катапультное кресло и фо
нарь, автоматически сбрасываемый перед
катапультированием, т к скорость возрос-
ла до 1050 км/ч Лётную отработку ката
пультного кресла проводили на бомбарди-
ровщике Пе 2 Вооружение МиГ-15 включа-
ло пушку Н 37 и две пушки НС 23, допол
нительно можно было подвешивать бомбы
Была применена оригинальная и удобная
в эксплуатации установка пушек на опус-
каемом лафете Самолёт выпускался в неск
вариантах, в т ч уч -тренировочном — МиГ
15УТИ, на к ром проходило переучивание
лётного состава при переходе с поршневых
самолётов на реактивные МиГ-15 строился
серийно в СССР, а также в др странах
Ок 10 лет самолёты МиГ 15 были осн
истребителями ВВС Сов Армии и армий
социалистич стран
МиГ-17 (рис 5 и рис в табл XXIV) —
одноместный истребитель с ТРД ВК-1 Са-
молет имел крыло с углом стреловидности
45е в корневой части и 42° в концевой
части, ббльшую. чем на МиГ-15, скорость
полёта и обладал такой же маневренностью
На МиГ 17 в февр 1950 в горизонталь
ном полете достигнута скорость звука В
последующем создан ряд модификаций, в
т ч МиГ 17Ф, МиГ 17ПФ и др МиГ-17ПФ
(1953) был оборудован бортовой РЛС и
вооружён в дополнение к пушкам (одна
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукамМиГ 347
Н 37 и две //Р-23) ракетами «воздух—воз
дух» Новое вооружение в оборудование
позволяли этим самолетам перехватывать
цели в облаках и ночью
Одновременно с созданием самолётов
МиГ 15 и МиГ-17 в ОКБ проектировался
двухместный истребитель перехватчик тяже-
лого типа Были построены два самолёта
И-320 (Р 1) с двумя ТРД РД-45Ф и
радиолокатором «Коршун» и И 320 (Р 2) с
двумя ТРД ВК 1 и радиолокатором «То
рий* Двигатели устанавливались в фюзе
ляже уступом Лётчики в кабине распола
гались рядом Самолёт И 320 прошёл лёт-
ные испытания, но серийно не строился
МиГ 19 (первый полёт в 1952, см рис
6 и рис в табл XXV) — одноместный
истребитель, среднеплаи со стреловидным
крылом (угол стреловидности 55°) и двумя
ТРД (РД 9Б на серийных образцах) в
Рис. 10- МиГ 29
фюзеляже В гидравлич системе управ-
ления применены необратимые бустеры
В системе поперечного управления наряду
с элеронами использовались интерцепторы
Для повышения эффективности продольного
управления на сверхзвук скоростях на мо-
дификации МиГ-19С впервые был применён
цельноповоротный стабилизатор Вооруже-
ние самолёта МнГ-19С состояло из трех
встроенных пушек HP 30 (в поздних серн
ях — две пушки), НАР и бомб, модифи-
кация МиГ-19П имела две встроенные пуш
кн НР-30 и УРС, МнГ-19ПМ отличался
от МиГ-19П Отсутствием встроенного пу-
шечного вооружения МиГ-19—первый сов
серийный сверхзвук истребитель На одном
из вариантов МиГ 19 (СМ-30) для отра-
ботки безаэродромного базирования уста-
новлен стартовый пороховой ускоритель
ПРД 22, позволивший самолёту взлетать с
коротких направляющих рельсов пусковой
установки Была разработана модификация
СМ-50, оборудованная кроме основных
двигателей (два двигателя РД-9Б) еще и
ЖРД У 19 тягой 32 кН Этот самолёт
имел скорость до 1800 км/ч и потолок до
24 тыс м
К проектированию легкого маневренного
истребителя ОКБ приступило в сер 50 х
гг Были созданы два опытных экземпля-
ра Е 2 со стреловидным крылом и Е-4 с
тонким треугольным крылом малого удли
нения Самолёты имели фюзеляжи и опере-
ния, мало отличающиеся по конструкции
В процессе испытаний у самолёта с тре
угольным крылом был выявлен ряд прей
муществ В 1956 на базе самолёта Е 4 соз
дан лёгкий одноместный истребитель
МиГ-21 (Е-5) с ТРД Р\ 1-300 На серийных
модификациях этого самолёта устанавлива-
лись двигатели РНФ-300—на МиГ 21Ф
(Е-6) и Р11Ф2-300—иа МиГ-21ПФ (Е-7)
МиГ-21 (рнс 7 н рис в табл XXVI) был
оборудован лобовым регулируемым сверх
звук воздухозаборником В дополнение к
двум пушкам калибра 23 мм и НАР на
МнГ-2] было применено новое вооруже
ние — УР «воздух-—воздух» с тепловыми
головками самонаведения Для увеличения
подъёмной силы крыла на посадке н взле
те на МиГ-21 впервые была отработана
система сдува пограничною слоя (от комп-
рессора двигателя отбирался воздух под
давлением и выдувался через щель в пе-
редней кромке закрылков) Для сокращения
разбега использовались пороховые ускори
тели Самолёт был оснащён тормозным па-
рашютом, обеспечивающим посадку иа уко-
роченные ВПП МиГ-21 выпускался в 17
серийных модификациях, поставлялся за ру
беж На модификации МиГ-21—Е-66 уста-
новлено 2 абс мировых рекорда скорости
348 МиГ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рис 11 Hi । pi би 11 ii, ii( pexiMi'iHh Mu[ 11
полета в 1959—60 и абс мировой рекорд
высоты в 1961
Самолёт МиГ 23 первоначально был соз-
дан в двух вариантах с дополнит подъем
ными двигателями (для обеспечения уко
роченного взлета и посадки) и как самолет
с крылом изменяемой в полете стреловид
ности (рис 8 н рис в табл XXV111)
В варианте с крылом изменяемой стрело-
видности самолёт был принят для се-
рийного произ-ва Впервые в СССР на
МиГ-23 применены полностью поворотные
консоли крыла Летчик может менять кон-
фигурацию крыла в полете в зависимости от
режима полёта На взлетно-посадочных ре-
жимах, режимах крейсерского полета на
дальность и барражирования используется
мнним угол стреловидности крыла (16s)
В этой конфигурации самолёт имеет наибо
льшее аэродинамич качество На режимах
манёвра и возд боя используется ср угол
стреловидности крылв (45°), когда сохра
яяются высокие несущие свойства и аэродн-
намич качество, допускаются увеличенные
эксплуатац перегрузки, улучшаются ско
ростные хар-кн Полет на сверхзвук скорое
тях, в т ч и на больших скоростях у земли,
осуществляется при макс угле стреловид-
ности крыла (72°) Предусмотрена меха
ннзация крыла по передней кромке — от-
клоняемые четырехсекционные носки, по
задней кромке — поворотные закрылки по
всему размаху Впервые для самолетов МиГ
применена комбинир система поперечного
управления самолетом — дифференциально
отклоняемый стабилизатор и интерцепторы
Крыла Применение интерцепторов вместо
Рис 12, Ис гребите 1ь МиГ 29
элеронов уменьшает закручивание крыла
на больших скоростях полета и освобождает
всю заднюю кромку крыла для установки
закрылков большой площади, обеспечиваю-
щих необходимые взлётно посадочные и ма
невренные хар ки самолета
В 1958—63 в ОКБ создан ряд опытных
самолётов, на к-рых отрабатывались новые
техн решения, нашедшие применение прн
создвнин перспективных фронтовых истреби-
телей и перехватчиков ПВО На основе
комплексов перехвата, отработанных на са-
молётах Е 150, Е 152, Е 152А, создан се-
рийный самолет МиГ-25
МиГ-25 (рис в табл XXV11) - всепогод-
ный истребитель перехватчик нормальной
аэродннвмич схемы с двумя килями и дву
мя двигателями Самолет имеет высокие
скороподъёмность н скорость горизонталь
ного полёта (почти в 3 раза превышающую
скорость звука) Один из вариантов этого
самолёта — самолет разведчик На экспе
рим самолете — модификации Е-166 уста-
новлено 2 абс мировых рекорда скорости
в 1961—62 и абс мировой рекорд высоты
полета в 1962 На МиГ 25— модификации
Е-266 установлено 3 мировых рекорда ско
рости в 1965 и одни абс мировой рекорд
скорости в 1967, 2 мировых рекорда высоты
полёта в 1967
В марте 1971 ген конструктором наз
начен Р А Беляков Под его рук создай
ряд новых боевых самолетов Установлены
новые рекорды на самолете МиГ-25 (мо
дификации Е-266) по скорости полёта —
один мировой рекорд в 1973, мировые
рекорды для женщин в 1975, 1977, 1978,
по высоте полета — 2 мировых рекорда в
1973, одни абс мировой рекорд в 1973,
3 мировых рекорда в 1977, мировой рекорд
для женщин в 1977, по скороподъем-
ности — 3 мировых рекорда в 1973 и 3 ми-
ровых рекорда в 1975 На смену самоле
ту МиГ-25 создан истребитель-перехватчик
ПВО МиГ 31 (рис 9 и И) Он предназна-
чен для уничтожения возд целен на боль
тих и малых высотах, в передней и задней
полусферах, в свободном пространстве и на
фоне земли, в простых и сложных метео
условиях, при маневрах цели и активном
помеховом противодействии Осн хар-ки
МиГ-31 взлётная масса 41 т, дл самолё-
та 22,688 м, выс самолета 6,15 м, размах
крыла 13,464 м, макс скорость 3000 км/ч
на выс св 17,5 км и 1500 км/ч у земли, ру
беж перехвата иа сверхзвук крейсерской
скорости (соответствующей числу
— 2,35) 720 км и 1400 км с подвесными
топливными баками, экипаж 2 чел Воору-
жение самолёта включает пушку калибра
23 мм и ракеты класса «воздух—воздух»
четыре УР большой дальности с радио
локац головкой самонвведення (ГСН),
две УР ср дальности и четыре УР малой
дальности с тепловой ГСН Система уп
равленнн вооружением, в к рую входят БРЛС
с фазнров антенной решеткой, теплопелен-
гатор передней полусферы и индикатор так
тич обстановки, позволяют одновременно
сопровождать 10 целей и атаковать 4 цели
в зоне с границами ±70° по азимуту и от
70е до —60° по углу места
Созданный ОКБ истребитель МиГ-29
(рис 10 и 12) с успехом показан на меж
дунар авиац выставках Высокие манёврен-
ность н тяговооруженность МиГ 29 позво
ляют осуществлять Вертик набор высоты
с разгоном, а совр система управления
вооружением обеспечивает обнаружение це
лей и применение оружия как на даль-
ностях, превышающих визуальную види-
мость, твк н в ближнем бою
Лит Шавров В Б История конструкций
самозетов в СССР (1938—1950 гт ) М, 1978,
Яковлев А С Советские самолеты 4 из а М
1982	В В Петренко, Н А Тяпкин
ЭР-
(Midway
МИДЕЛЕВОЕ СЕЧЕНИЕ, миделево се-
чение мидель (от голл middel, букв —
средний),— наибольшее по площади попе-
речное сечение тела плоскостью, перпенди-
кулярной базовой оси (для осесимметрично
го — оси симметрии) тела Площадь М с
часто используется в качестве характерной
площади при приведении к безразмерному
виду аэродинамич енл и моментов, дейст-
вующих на ракеты, дирижабли, фюзеляжи
самолетов нт
коэффициенты}
«МИДУЭЙ
ЛАЙНС»
Airlines) — авиаком-
пания США Осуще-
ствляет перевозки на
внутр авиалиниях
(с 1979) В 1989 пере-
везла 5,2 млн пас-
сажиров, пассажирооборот 5,62 млрд п -км
Авиац парк — 82 самолета
МИКОЯН Артем Иванович (1905—70) —
сов авиаконструктор, акад АН СССР (1968,
чл-корр 1953), ген-полковник инж-техн
службы (1967), дважды Герой Соц Труда
(1956, 1957) После службы в Кр Армии
поступил (1931) в Воен-возд академию
РККА им проф Н Е Жуковского (ныне
ВВИА) В академии М с группой одно-
курсников создал свою первую конструк-
цию — авиетку «Октябренок» По окончании
академии (1937) работал на авнац з де
№ 1 им Авиахима в Москве сначала
военпредом (1937—38), затем нач бюро ло
серийным истребителям в КБ Н Н Поли-
п (см:' Аэродинамические

WWW. vokb-la.spb.ru - Самолёт своими МИКОЯН 349
Карпова (1938—39) С 1939 нач опытного
конструкторского отдела этого з-да В 1940
под его рук (совм с М И Гуревичем)
были созданы истребитель МиГ 1 и его мо-
дификация МиГ-3 С 1940 гл конструктор
з-да А|Ь J В 1940—41 МиГ 3 строился боль
той серией и участвовал в боевых дейст-
виях в иач период Вел Отечеств войны
С 1942 М — директор и гл конструктор
вновь созданного опытного з-да В 1941 —
45 под рук М создан ряд истребителей
с высокими лётно-техн хар ками, в т ч
И-250 с комбиннр силовой установкой
М — один из пионеров реактивной авиации
в СССР После войны М разрабатывал
скоростные и сверхзвук фронтовые реак
тивные самолёты, многие из к-рых изго
товлялись большими сериями и длит время
находились иа вооружении ВВС Среди них
МиГ-9, МиГ 15, МиГ 17 (достигавший ско
рости звука), МиГ-19 (первый серийный
отечеств сверхзвук истребитель), МиГ-21
(с треугольным крылом тонкого профиля
и скоростью полёта, вдвое превышающей
скорость звука) С 1956 М — ген конструк-
тор Последние самолёты, созд под его
рук ,— истребитель МиГ 23 (первый в СССР
с изменяемой в полёте стреловидностью
всего крыла) и истребитель перехватчик
МиГ 25 со скоростью полёта, в 3 раза пре
вышающей скорость звука На самолетах,
разработанных под рук М установлено
55 мировых рекордов М создал свою шко-
лу в самолетостроении, воспитал мн высо
коквалифицнр конструкторов Деп ВС
СССР в 1950 — 70 Ленинская пр (1962),
Гос пр СССР (1941, 1947, 1948, 1949.
1952, 1953) Награжден 6 орденами Ленина,
орденами Октябрьской Революции, Красного
Знамени, Отечеств войны 1 й степ , 2 ор-
денами Красной Звезды, медалями Бронзо
вый бюст и мемориальный комплекс в с Са
наин в Армении Именем М назван Моск
машиностроит з-д См ст МиГ
Лит Арлазоров М, А Микоян М 1978
МИКОЯН Степан Анастасович (р 1922)
сов летчик-испытатель, канд техн наук
(1979), ген лейтенант авиации (1980), засл
летчик испытатель СССР (1963), Герой Сов
Союза (1975) Участник Вел Отечеств
войны Окончил Качинскую воен авиац
школу летчиков (1941) ВВИА (1951) С
1951 по 1978 иа испытат работе затем гл
конструктор науч производств объеди
иення «Молния» Проводил гос испытания
самолетов конструкции А И Микояна,
П О Сухого, А С Яковлева, участвовал
в отработке радиолокац систем, ракетного
и стрелково пушечного вооружения иссл по
летах на устойчивость и управляемость
Летал иа самолётах 102 типов Награжден
орденами Ленина, Красного Знамени, 4 ор-
денами Красной Звезды, медалями
МИКРОКЛИМАТ КАБИНЫ летатель
ного аппарата — совокупность физ
факторов возд среды (темп-ры, влажности,
скорости движения воздуха, барометрич
давления), а также условий инсоляции,
радиации и др в кабине ЛА Осн требо-
вания к М к — обеспечение гнгиенич ус
ловнй лётной работы членов экипажа, а
на пасс самолётах еще и определ уровня
комфорта авиапассажиров Для этого необ
ходимо, чтобы параметры возд среды loot
ветствовали т н условиям теплового ком-
форта, в к рых за неогранич время пре
бывания в кабине не требуется включения
приспособит механизма терморегуляции ор-
ганизма для поддержания его оптим тепло-
вого состояния
В ЛА с негерметичнои кабиной, где чле
ны экипажа подвергаются непосредств
действию окружающей среды, для зашиты
от холода применяются костюмы, меховые
шлемофоны, сапоги, унты, перчатки На фор-
А И Микоян
А А Мккулки
€ А Микоян
М Д Миллионщиков
мированне М к в герметичной кабине ока-
зывают влияние работа двигателя и прибо
ров, инсоляция, аэродинамич нагревание
пов стей ЛА, а также тепловыделения лю
дей Требования к М к зависят от наз
начения ЛА (транспортные, пасс , военные)
Напр , для пасс самолетов темп-pa возду-
ха 17—25°С, относит влажность не менее
15%, скорость движения воздуха не более
0,4 м/с, барометрич давление не менее
74,6 кПа В ЛА с герметичной кабиной
М к обеспечивается системой кондициони
рования воздуха Превышение нормальной
темп ры допускается в момент взлета и в
период неустановившегося режима полёта
(набор высоты), из-за нагрева кабины при
интенсивной инсоляции, а также при поле
те со сверхзвук скоростью (из-за аэроди-
намич нагревания пов стей ЛА) Для защи
ты экипажа от повышенных темп р прн
меняются локальный обдув воздухом от
вентиляторов и кондиционеров, панельное
охлаждение кабины, водоохлаждаемые и
вентилируемые воздухом костюмы
Лит Малышева А Е Гигиенические вол
росы радиационного теплообмена человека с ок
ружающей средой, М 1963 Авиационная меди окна
под общ ред А Н Ьзбкйчука, М 1980
А Н Ажаев
МИКУЛНН Александр Александрович
(1895—1985)	сов конструктор авнвц дви
гателей, акад АН СССР (1943), геи майор
инж (1944), Герой Соц Труда (1940) Учил
ся в МВТУ, ученик Н Е Жуковского
С 1923 работал в Науч автомоторном
ин те (с 1925 гл конструктор), с 1930 в
ЦИАМ, с 1936 на авиамоторном з де им
М В Фрунзе В 1935—55 преподавал в
МВТУ и ВВИА В нач 30 х гг под рук
М создвн первый сов авиац двигатель
жидкостного охлаждения М-34, на базе
к-рого в дальнейшем построен ряд двига-
телей разл мощности и назначения Двнга
телями типа М-34 (АМ-34) оснащались ре
кордные самолеты АНТ 25, бомбардиров-
щики ТБ 3 и мн др самолёты Двигатель
AM 35А уствнавливался на истребителях
МиГ 1, МиГ-3, бомбардировщиках ТБ 7
(Пе-8) Во время Вел Отечеств войны
М руководил созданием форсир двигателей
AM 38Ф и AM 42 для штурмовиков Ил 2
и Ил-10 В 1943—55 М — гл конструктор
опытного авиамоторостроит з-да № 300 в
Москве Под его рук создам ряд ТРД разл
тяги (в т ч двигатель АМ-3 для самоле-
та Ту 104) В 1955—59 работал в лабо
ратории двигателей АН СССР Гос пр
СССР (1941, 1942г 1943, 1946) Награждён
3 орденами Ленина, орденами Суворова I й
и 2-й степ , 3 орденами Трудового Крас-
ного Знамени, орденами Дружбы народов,
Красной Звезды, «Знак Почета», медалями
См ст AM
Лит Лазарев Л Л Взлет, М 1978
МИЛЛИОНЩИКОВ Михвил Дмитриевич
(1913—73)—сов ученый в области аэро-
гидродинамики, прикладной физики н энер
гетики, акад АН СССР (1962, чл корр
1953), вице-президент АН СССР в 1962—73,
Герой Соц Труде (1967) После окон
чания Грозненского нефтяного ин-та (1932)
работал там же, затем в МАИ (1934—43),
Куйбышевском авнвц нн те (1943—45),
Ин-те механики АН СССР (1944—49), Ин те
атомной энергии (1949—73), одновремен-
но (с 1943) преподавал в Московском
инж-физ ин те (с 1949 проф), работал в
ЦАГИ (в 1939—50) Ряд работ М посвящен
разработке методов расчёта движения газов
в трубах при теплообмене, им создан ряд
эксперим установок для исследования диф-
фузоров, эжекторов и пр Пред ВС РСФСР
с 1967 Почетный чл Амер АН и искусств
(1968) Ленинская пр (1961), Гос пр СССР
(1951, 1954) Награждён 5 ордеивми Ленина,
орденом Октябрьской Революции, орденами
Трудового Красного Знамени, «Знак По-
чета», иностр орденом, медалями
Соч Пркклвдкая газовая динамика, ч 1, М,
1948 (совм с др ), Турбулентные течения в погра
нкчном слое и в трубах, М , 1969
МИЛЬ Михаил Леонтьевич (1909 — 70) —
сов авиаконструктор, один из основателей
сов вертолётостроения, д-р техн наук
(1945), проф (1967), Герой Соц Труда
(1966) Окончил Новочеркасский авиац ин-т
(1931) Работал инженером, нач бригады
аэродинамики и эксперим расчетов отдела
особых конструкций в ЦАГИ (1931- 36)
Под рук М разработаны фундаментальные
основы аэродинамики винтокрылых ЛА, в
т ч общая теория несущего винта, при-
менимая для разл случаев его обтекания
Участвовал в разработке автожиров А-12 и
А 15 В 1940—43 М — зам Н И Камова
иа з-де винтокрылых аппаратов, где серий-
но строился автожир А 7 С 1943 науч
сотрудник ЦАГИ Продолжил начатые еще
до войны работы по устойчивости и управ
ляемостн самолётов С нач 1947— нач соз
данной по его инициативе новой гелико
птерной лаборатории ЦАГИ На натурных
объектах проводил эксперим исследования
аэродинамики несущего винта, в частности
работы по измерению полей скоростей вок
руг него Им была создана натурная ге
ликоптерная установка, ставшая прообра
зом вертолета Ми-1 С 1947 гл конструк
тор, с 1964 ген конструктор КБ по вер
толётостроению Вертолёт Ми 1 (1948) стал
первым сов вертолётом, получившим широ
кое практич применение Под рук М соз-
дано 9 типов серийных вертолетов, а нек-рые
эксперим образцы (напр, В 12) открыли
путь к разработке новых направлений в раз-
витии винтокрылой авиации На верто-
лётах конструкции М установлено св 60
мировых рекордов Вместе со своими ученн
квмн М разработал теорию совр верто-
лёта, позволившую на практике осущест-
вить решение ряда сложных проблем, отно
сящихся, напр, к усталостной прочности
вертолетных агрегатов, флаттеру лопастей
винтов, устойчивости н управляемости вер
толета, земному резонансу и др Ленин
ская пр (1958), Гос пр СССР (1968)
350 МИКОЯН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
И X Михайличенко	С В Михеев
Награждён 3 орденами Ленина, орденами
Отечеств войны 2-й степ , Трудового Крас
ного Знамени, Красной Звезды, медалями
Имя М присвоено Моск вертолетному
з-ду См ст Ми
Соч Вертолеты Расчет и проектирование
ки 1—2, М, 1966—67 (совм с др )
Лит Гай Д, Вертолеты зовутся Ми, 2 изд
М 1976
МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ летатель-
ного аппарата — наименьшее значение
скорости установившегося горизонт (или
почти горизонтального) полета Vmm, до-
пустимой в эксплуатации М с наз так-
же мнним допустимой скоростью и обоз
качают Идоп М с устанавливается кон
структором ЛА с нек рым регламентиров
запасом от скорости сваливания и эволю
тивной скорости Скорости, рекомендуемые
для выполнения полёта, назначаются в свою
очередь с запасом от М с Выбираемые
запасы должны быть достаточными для
обеспечения безопасности полётов в массо-
вой эксплуатации
МИНИМУМ ПОГОДНЫЙ, минимум ме
т е о р о л о г и ч е с к и й,— миним значения
параметров, характеризующих погодные ус-
ловия взлета, полёта по маршруту, захо-
да на посадку или посадки возд судна (ВС),
прн к-рых они возможны Параметрами М п
являются высота принятия решения (ВПР)
или высота ниж границы облаков, види-
мость и дальность видимости на ВПП Раз-
личают минимумы ВС, аэродрома, команда
ра возд судна (КВС) для взлета и посад
ки в сложных метеоусловиях, а также ми-
нимум КВС для полётов по правилам
визуальных полетов (ПВП)
Минимум воздушного судна для
взлёта—минимально допустимое значе
ние дальности видимости на ВПП, позволяю
шее безопасно производить взлёт на данном
типе ВС Минимум воздушного суд-
на для посадки—минимально допусти
мне значения ВПР н дальности видимос-
ти на ВПП (видимости), позволяющие
производить посадку на данном типе ВС
Минимум аэродрома для взлёта —
минимально допустимые значения дальности
видимости на ВПП и при необходимости
высоты ниж границы облаков, при к рых
разрешается выполнять взлёт на данном
типе возд судна с данного аэродрома
Минимум аэродрома для посад-
ки — минимально допустимые значения
дальности видимости на ВПП и ВПР или
высоты ниж границы облаков, прн к-рых
разрешается выполнять посадку на данном
типе ВС на данном аэродроме Минимум
командира воздушного судна для
в з л ё т а — минимально допустимое значе-
ние дальности видимости на ВПП, прн к-рой
командиру разрешается выполнение взлёта
на данном типе ВС Минимум коман
дира воздушного судна для по-
сад к и — минимально допустимые значе-
ния ВПР и дальности видимости на ВПП
(видимости), при к-рых командиру разре-
шается выполнение посадки на данном типе
ВС Минимум командира воздушно
го судна для полёта по П В П — ми-
нимально допустимые значения высоты ниж
границы облаков и видимости, при к рых
разрешаются визуальные полёты на данном
типе ВС
Минимумы для взлётов назначаются с
учётом необходимости обеспечения безопас-
ности взлёта (в т ч прерванного взле-
та) при отказе двигателя критического,
исходя из хар-к ВС (обзор из кабины
экипажа и хар кн движения ВС при раз-
беге) и ВПП (покрытие, маркировка), их
оборудования, а также квалификации ко-
мандира ВС
Минимумы для посадки назначаются с учё-
том необходимости обеспечения заданной
вероятности успешных заходов на посадку
и посадки, а также безопасного ухода на вто-
рой круг с ВПР Минимумы для посадки
определяются хар-ками ВС при посадке и
уходе на второй круг (устойчивость, управ
ляемость, манёвренность, миним высота
ухода, обзор из кабины экипажа), составом
и хар ками бортовой аппаратуры управле
ния посадкой (точность наведения, степень
автоматизации посадки, надёжность, мини
мально допустимые высоты использования
и др ), хар ками аэродрома (длина и ши-
рина ВПП, состав и хар-ки радио и све
тотехн оборудования, высота и расположе
ние препятствий на приаэродромной тер-
ритории), квалификацией КВС Примени
тельно к наиболее сложным метеоусловиям
предусмотрены 3 категории минимумов для
посадки
В документах ИКАО предусмотрены еле
дующие эксплуатац категории минимумов
категория 1 — точный заход на посадку
и посадка по приборам с ВПР не менее
60 м и либо при видимости не менее 800 м
либо при дальности видимости на ВПП ие
менее 550 м,
категория II — то же, но с ВПР менее
60 м, но не менее 30 м, и при дальности ви-
димости на ВПП не менее 350 м,
категория 111 А — то же, но а) — с ВПР ме-
нее 30 м или без ограничения по ВПР и б)
при дальности видимости на ВПП не менее
200 м,
категория 1ПВ — то же, но а) с ВПР
менее 15 м или без ограничения по ВПР
и б) при дальности видимости на ВПП
менее 200 м, но не менее 50 м,
категория П1С — то же, но без ограни
чения по ВПР и дальности видимости на
ВПП
Если ВПР и дальность видимости на
ВПП подпадают под разные категории, то ка
тегория, к к-рой относится данный полет,
может определяться либо ВПР, либо даль
ностью видимости на ВПП Полёт будет вы
подняться по категории с более низким
минимумом
Минимумы аэродромов указываются в
сборниках аэронавигац информации, мини-
мумы ВС — в руководстве по лётной экс-
плуатации, минимумы КВС — в пилотском
свидетельстве При выполнении конкретного
полёта для взлёта и посадки устанавлнва
ется минимум по наибольшему нз ннх
С Л Белогородский
МИ НОВ Леонид Григорьевич (1898 —
1978)—сов лётчик, планерист н парашю-
тист, полковник, мастер парашютного спор-
та СССР (1934), мастер сов планеризма
(1934), засл работник культуры РСФСР
(1970) Один из зачинателей сов пара-
шютизма и организаторов возд -десантной
службы в СССР Окончил школу лётчи-
ков-наблюдателей в Москве (1920), воен
школу лётчиков в Зарайске (1921), высш
школу воен лётчиков в Москве (1923)
Участник 1-й мировой и Гражданской войн
Изучал парашютное дело в США (1929),
где первым из сов лётчиков совершил 3
уч -эксперим прыжка (всего ок 60 прыж-
ков) Служил в Управлении ВВС РККА
(1929—33), Управлении авиации Осоавна-
хима (1933—40), участник Вел Отечеств
войны Автор мн разработок, втч ка-
тапульты для запуска планёров в воздух,
системы автостарта для взлёта планёров
М присуждён диплом П Тиссандье (ФАИ)
Награждён орденами Ленива, Красной Звез-
ды медалями
МЙНЫ авиац ионные— морские (озёр-
ные, речные) и сухопутные мины спец
конструкции для постановки с ЛА минных
заграждений в акватории и на суше М,
устанавливаемые в акватории, предназна-
чены для поражения судов и подводных
лодок, бывают якорными, донными или
плавающими М состоит из герметичного
корпуса, заряда взрывчатого в-ва, взры-
вателя, электрич батареи, вспомогат при-
боров и якоря (у якорных мин) По массе
делятся на малые (до 500 кг) и большие
(до 1000 кг) Глубина установки 9—800 м
Подрыв М осуществляется контактным нлн
неконтактным (акустич , магн нлн гндроста-
тич ) взрывателями Для—снаряжения М
применяются мощные взрывчатые в-ва
(напр , смесь тротила, гексогена и алюми-
ния), масса боевого заряда может быть в
пределах от десятков до неск сотен кило-
грамм Для уменьшения скорости приводне-
ния обычно служит парашют, однако нек-
рые донные М, имеющие форму авиабом
3
Рис I. Схема авиационной беспарашютной донной
неконтактной мины I — заряд взрывчатого веще-
ства, 2 — стабилизатор, 3 — взрыватель
Рис. 2. Вертолётная система сухопутного минного
оружии (США) 1 — контейнер на 40 мин, 2 —
противотанковая мина массой 2 7 кг 3 — труба для
размещения и выброса мин, 4 — ушкн для подвеса
контейнера иа бомбодержатель
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рукММНЫ 351
бы. сбрасываются без парашюта (рис 1).
Осн преимуществами авнац минирования
акватории являются быстрота транспор-
тировки мин на большие расстояния и воз-
можность постановки в местах, не доступ-
ных для др. средств доставки.
№.. входящие в авиац. систему сухопут
ного минирования, подразделяются на про
тнвопехотные, противотанковые и протнво
транспортные, нх масса составляет от де
сятых долей килограмма до неск. килограм-
мов. Они транспортируются на самолётах и
вертолётах в спец, контейнерах (рис 2), из
к-рых выбрасываются принудительно с вре-
менными интервалами, обеспечивающими за-
данную плотность минного заграждения
МИХАЙЛИЧЕНКО Иван Харлампиевич
(1920—82) — сов. лётчик, полковник, дважды
Герой Сов. Союза (1944, 1945). В Сов.
Армии с 1940. Окончил Ворошиловградскую
воен, авиац. школу пилотов (1943). Участ-
ник Вел. Отечеств, войны. В ходе войны
был лётчиком-штурмовиком, ком. звена, ком.
эскадрильи штурмового авиаполка Совер
шил 179 боевых вылетов После войны в
ВВС и Войсках ПВО (до 1962). Награждён
орденом Ленина, 4 орденами Красного Зна-
мени, орденами Александра Невского, Оте-
честв. войны 1-й степ., Красной Звезды,
орденами Славы 2-й и 3-й степ., медалями.
Бронзовый бюст в г. Кадиевке Луганской
обл. Портрет см на стр. 351 -
Лит-. Смолин В, Крылатый шахтер, в кн :
Боеваи доблесть, Донецк, 1971; Булкнн С. П,
Герои Отечества, 2 изд.. Донецк. 1977
МИХЕЕВ Сергей Викторович (р. 1938)--
соа. авиаконструктор, д-р техн наук (1984)
После окончания МАИ (1962) в авиац.
промышленности. С 1974 гл, конструктор,
с 1987 ген. конструктор ОКБ им. Н И. Ка-
мова. Участвовал в создании вертолётов
Ка 25, Ка-25К. Ка-26 и др. Под рук. М.
созданы корабельные вертолёты Ка-27, Ка-
28, Ка-29, вертолёт-штурмовик Ка-50 и
вертолёты для нар. х-ва — Ка-32 и Ка-126,
разрабатываются новые вертолёты разл. схем
и назначений, отличающиеся высокой энерго-
вооружённостью, манёвренностью, топлив-
ной эффективностью и всепогодностью при-
менения. М. внёс вклад в дальнейшее разви-
тие конструкции и технологии изготовления
лопастей из полимерных композиц материа-
лов, в создание схемы бесшарнирного креп-
ления лопастей ко втулке несущего винта и
новой системы управления соосными винта-
ми. Ленинская пр. (1982) Награждён орде-
ном Октябрьской Революции См. ст. Ка.
Портрет см. на стр. 351.
«МИЦУБЙСИ» (Mitsubishi Jukogyo Kabu-
shiki Kaisha; Mitsubishi Heavy Industries
Ltd — MHi)—японский пром. концерн,
имеющий авиастроит. сектор (ЛА и двига-
тели). Осн в 1870, авиац. произ-во с
1920. Первые самолёты разрабатывались
иностр, специалистами или выпускались по
германским лицензиям К известным самолё-
там концерна относятся бомбардировщики
G3M (первый полёт в 1934),	Ki-21
(1936, см. рис. в табл ХХП), G4M (1939),
Ki-67 (1942), штурмовик К<-51 (1939), раз-
ведчик Ki‘46 (1939), трансп. самолёт КЗМ
(1928), истребители А5М (1935) и А6М
(1939, выпущено 10499 в 8 вариантах,
неофнц. назв. «Зеро», см. рнс. в табл.
ХХП). В 1945 построены опытные образцы
перехватчика J8M с ЖРД (вариант герман-
ского самолёта Me 163). До конца 2-й ми-
ровой войны концерн аыпустил 18 тыс са-
молётов ок 100 типов и 52 тыс. авиа-
двигателей мощи 750—1870 кВт С возоб-
новлением авиац произ-ва (1952) по лицеи
зиям США выпускались истребители Норт
Американ F-86F, Локхид F-104J, Макдон-
нелл-Дуглас F-4EJ, вертолеты Сикорский
352 МИХАЙЛИЧЕНКО
Рис. 1. Истребитель-бомбардировщик. F-1.
Рис. 2. Многоцелевой иетреГ.иie.it ьХ □ <1 S-X).
S-55, S-61, S-62, УР. ТРДД JT8D, ГТД СТ63.
В 1981 — 90 велось пронз во истребителя
Макдоннелл-Дуглас F-15J. К собств. разра-
боткам концерна относятся лёгкий трансп
СКВП MU-2 с двумя ТВД (1963), реак-
тивный адм. самолёт MU-300 (1978), сверх-
звук тренировочный самолёт Т-2 (1971) и
истребитель-бомбардировщик F-1 (1975, см.
рис. 1). Концерн участвует в разработке
многоцелевого истребителя SX-3 (FS-X. рис.
2) на основе модели F-I6, созданной кон-
церном «Дженерал дайнемикс», в междунар.
программе ТРДД V 2500. в произ-ве ряда
пасс, самолётов США.	Ю Я. Шилов.
МИШЕНЬ ВОЗДУШНАЯ — беспилотный
аппарат (искусств, цель), имитирующий
один, несколько или комплекс наиболее
характерных признаков возд цели (ВЦ).
М. в. предназначаются для доводки, испыта-
ний и оценки эффективности новых систем
оружия, а также для обучения и трени-
ровки личного состава пускам неуправляе-
мых и управляемых авиац. и зенитных ра-
кет, стрельбе из авиац. и зенитных пушек.
Многообразие ВЦ и широкий круг задач,
решаемых при испытаниях систем оружия,
приводят к необходимости использования
разл. типов М в., к-рые могут быть до- и
сверхзвуковыми, высотными и маловысотны-
ми, одно- и многоразового применения
(наиболее распространённым способом обес-
печения многоразовости М. в является нх
Мишень {США) для имитации ракет и самолётов,
летящих со скоростью, соответствующей Маха
числу полёта до Моп = 4. на высотах дп 30 км
спасение с помощью парашютных систем).
М в. подразделяются на неуправляемые
(буксируемые, парашютные, пикирующие,
аэростатные) и управляемые.
Неуправляемые М в. по экон, сообра-
жениям как наиболее простые и дешёвые
средства широко используются на нач. эта-
пах испытаний систем оружия и в процес-
се боевой подготовки войск для имитации
отд признаков и свойств ВЦ Управляемые
М в применяются гл. обр. на заключит,
этапах испытаний для комплексной провер-
ки функционирования вооружения, оценки
сходимости получ, результатов с априорными
расчётными данными, а также при прове-
дении крупных войсковых учений. В качест-
ве совр. управляемых М. в. используются
самолёты-мишени, вертолёты-мишени и ра-
кеты-мишени, создаваемые на базе серий-
ных образцов, а также мишени спец, раз-
работки. Последние представляют собой ма-
лоразмерные до- и сверхзвук (см рис.) уп-
равляемые беспилотные ЛА. имеющие обыч-
но в качестве двигателя ТРД (иногда
ЖРД) По сравнению с самолётами-мише-
нями они, как правило, имеют более вы-
сокие лётно-техн, хар-ки, дешевле и проще
в техн, обслуживании и эксплуатации. Од-
нако уменьшение размеров конструкции М. в.
и ее агрегатов не позволяет осуществить
полную имитацию реальной ВЦ, что приво-
дит к необходимости использования в ка-
честве М. в. и серийных образцов ааиац.
техники. Полёт управляемых М. в. может
осуществляться автономно по программе,
задаваемой на земле, либо по радиокоман-
дам с наземных или возд. командных пунк-
тов. Программное управление применяется
в осн на сверхзвук. М. в , имеющих малые
времена полёта.
Для максимально возможной имитации
отражат. и излучат свойств крупноразмер-
ных типовых ВЦ на М. в. может устанавли-
ваться спец бортовая аппаратура (напр.,
радиолокац. отражатели — т. н. линзы Лю-
неберга, системы металлич уголков либо
активные ретрансляторы, а также тепловые
излучатели-трассеры, пропановые горелки)
Имитация средств радиоэлектронного про-
тиводействия ВЦ осуществляется специаль-
но оборудованными М. в — постановщиками
помех,
Для оценки результатоа стрельб и пусков
ракет М в оснащаются аппаратурой попа-
даний и промахоа. С целью контроля функ-
ционирования осн систем бортоаого обору-
дования и регистрации параметров траекто-
рии полёта на управляемых и аэростат-
ных М. в. устанавливается аппаратура внеш-
нетраекторных н радиотелеметрия, измере-
ний, а также аппаратура автономной и при-
нудит. ликвидации М. в. в аварийных си-
туациях. Старт М в. может осуществлять-
ся с самолёта, с ВПП, с наземных и ко-
рабельных пусковых установок. В послед-
нем случае М. в. оснащаются стартовыми
твердотопливными ускорителями.
Б Д Михайлов
МНОГОПЛАН — то же, что полиплан.
МНОГОСЛОЙНЫЕ МЕТАЛЛИЧЕСКИЕ
МАТЕРИАЛЫ , слоистые металличе-
ские материалы,— конструкционные
материалы, состоящие из двух или более
слоёв однородных или разнородных метал-
лов и сплавов, соединённых между собой
посредством пластич. деформации, наплав-
кой, сваркой, пайкой или совм. заливкой.
М м. м,— разновидность композиционных
материалов, они обладают комплексом уни-
кальных свойств, к-рые не имеет ни один
из металлов или сплавов, составляющих
многослойную композицию М. м м , состоя-
щие нз двух осн. слоёв, часто наз биме-
таллами (напр , дуралюмин—титан, титан-
сталь, титан—медь); однако для обеспечения
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
прочной металлической связи между этими
слоями вводят один (напр , ниобий в ком-
позиции титан — ниобий— медь) или неск
(напр , ванадий и медь в композиции титан —
ванадий — медь — сталь) промежуточных
слоев
В СССР М м м впервые были разра-
ботаны в 1922 для цельнометаллич са
молёта АНТ 2 на Кольчугинском з-де по
обработке цаетных металлов листы кольчуг-
алюминия с двух сторон плакировались алю
минием с целью зашиты от коррозии Тол-
щина плакировки алюминием листов из
алюминиевых сплавов Д16, В95, Д19 и др
составляет 2—4% на одну сторону от тол-
щины листа Для предохранения фюзеляжа
от ударных аоздеиствий и эрозии (при по-
садке на лед илн [рунтовые аэродромы) у
нек-рых самолетов обшивка нижней части
фюзеляжа и окантовка дверей выполнены из
листов алюм сплава Д16, плакированных
тонким слоем титана (толщ 0,2—0,3 мм),
или из многослойной композиции алюм
сплавов и титана
С кон 40-х гг для изготовления пайкой
сложных конструкций разл агрегатов само-
лета (в частности, теплообменной аппа-
ратуры) применяются листы из алюминия,
плакированные с одной или двух сторон
сплавом силумин, к рый используется в ка-
честве припоя Толщина плакирующего слоя
3—7% Припой наносится в виде тонкого
покрытия на листы и плиты путём холод-
ной или горячей прокатки
М м м используются для изготовления
переходников, применяемых для соединения
сваркой плавлением деталей из несваривае-
мых между собой разнородных металлов
В переходнике прочное соединение разно-
родных металлоа обеспечивается совм про
каткой, прессованием, кузнечной сваркой, а
сварка плавлением при использовании пере-
ходника осуществляется через однородные
металлы Сварка плавлением деталей из
алюминия и стали, алюминия и титана, тита-
на и стали осуществляется только через би-
металлич переходники, к-рые наЦ|ЛИ широ-
кое применение в самолётостроении и кос
мич технике
М м м , выполненные из высокопрочных
алюм сплавов с прослойками из алюми-
ния или титана, обладают более высоким
ресурсом, чем монолитные материалы Про-
катио сварные панели, выполненные из
алюм сплааов разл марок, с односторои
ним или двусторонним расположением ка-
налов применяются в качестве теплообмен-
ной аппаратуры JIA	Я Я Корягин
МНОГОЦЕЛЕВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АП-
ПАРАТ - ЛА, способный выполнять разно-
родные задачи Осн направление обеспе-
чения универсальности ЛА состоит в приме-
нении многофункционального бортового обо
рудования, напр , самолет с многорежимной
РдС, способной обнаруживать возд и на-
земные цели, при использовании соответст
вующего вооружения может решать задачи
истребителя возд боя или ударного JIA
Др направление состоит в применении
быстросъемного оборудования, напр , при
наруж подвеске контейнера со спец аппа-
ратурой истребитель может выполнять
ф-ции разведыват самолета Нек рые кон
струкции ДА позволяют быстро произво-
дить в аэродромных условиях нх ради
кальное переоборудование Так, на верто
дёте Ка-26 в зависимости от полетного
задания могут быть установлены пасс ка
бина, грузовая кабина, оборудование для
проведения авиац хим работ в с х-ве
Часто к М л а относят и ДА, выпускаю
щиеся в большом числе вариантов разл
назначения (специализир модификаций),
напр самолет Ан-2, вертолет Ми-] н др
(при Этом имеется в виду все семейство
23 Авиация
ЛА данной марки) Применение М л а
снижает затраты на создание и эксплуа
тацию парка ЛА
МОДЕЛИРОВАН ИЕ — исследование явле-
ний, процессов, объектов или систем объек
тов путем построения и изучения их мо-
делей, использование моделей для опреде-
ления или уточнения хар-к и рационализа
ции способов построения ановь конструи-
руемых объектов Необходимость М при
создании новых образцов авиац техники и
выяснении их эксплуатац возможностей оп-
ределяется не только относительно высокой
стоимостью этих образцов, но и зачастую
физ невозможностью воспроизведения ре-
альных условий их работы при испытаниях
В саязи с широким кругом задач, к-рые
приходится решать при создании ЛА и др
образцов авиац техники,— аэродинамика
ЛА и его отД частей, динамика полета,
функционирование бортового оборудования
и т д — а каждой области используются
свои характерные методы и средства М
Аэродинамическое М — изучение на
моделях в спец лаб условиях аэродина-
мич явлений, сопровождающих обтекание
реальных тел жидкостью или газом а на-
турных условиях Аэродинамич М базирует-
ся на теории подобия и анализе размер
ностей при широком использовании прин-
ципа относительности Галилея, к рый поз
воляет вместо движения тела в неподвиж-
ной среде изучать обтекание его однород-
ным потоком жидкости или газа При аэро
динамич М, как правило, рассматривают-
ся физически подобные явления; изменению
подвергаются размеры моделей, скорость
движения среды и иногда сама среда Лишь
в отд частных случаях модель среды мо-
жет относиться к др области физ явлений
(электрогидродинамическая аналогия, тео-
рия мелкой воды и др , см также ст Электро-
моделирование )
Необходимым и достаточным условием М
является соблюдение подобия законов Если
они выполнены, то для определения аэро-
динамических характеристик Л А, соответст
вующих натурным условиям, по данным,
полученным в эксперименте, необходимо
знать лишь чнсл значения подобия крите-
риев При одних и тех же значениях пос-
ледних безразмерные значения независимых
переменных при одинаковых безразмерных
значениях времени и координат будут сов-
падать
Однако строгое соблюдение необходимых
и достаточных условий М в лаб уело
виях в большинстве случаев неосуществи
мо Не всегда сохраняются пост все кри-
терии подобия, в аэродинамическом экспе-
рименте модель помешается в поток огра
нич размеров, из за малости модели ие
всегда удаётся воспроизвести все детали на
ее пов-сти и т д Поэтому на практике обыч
но стремятся осуществить частичное М по
наиболее важным критериям подобия Изу-
чением методов введения поправок на отдн
чие лаб условий от натурных занимается
эксперим аэродинамика
При установившемся движении геометри
чески подобных тел в несжимаемой вязкой
жидкости условия М будут выполнены при
пост значениях Рейнольдса числа Re, чис
ла Фруда Fr = Va/gA. (V — характерная ско-
рость, L — характерный размер, g — ускоре-
ние свободного падения) и углов, к рые
вектор скорости образует с осями системы
координат, связанной с телом М по чис-
лу Re, определяющему степень влияния
сил вязкости в процессе обтекания тела,
становится особенно важным при изучении
таких явлений, как отрыв пограничного слоя
и переход ламинарного течения в турбу
лентное Испытания при натурных значе-
ниях числа Re, составляющих для ДА не-
WWW. vokb-la.sp
сколько миллионов и более, проводятся в
аэродинамических трубах с большими раз-
мерами рабочей части, в трубах перем плот-
ности, в к-рых циркулирует сжатый воздух
или охлажд газ {криогенные аэродинами-
ческие трубы), а также в спей малотурбу-
лентных трубах, в к-рых степень турбулент-
ности потока близка к турбулентности сво-
бодной атмосферы Получаемая в этих тру-
бах эксперим информация позаоляет опре-
делить аэродинамич хар ки ЛА при малых
дозвук скоростях полета и на режимах взлё-
та и посадки М по числу Fr необходи-
мо при изучении процесса падения тел в воз
духе я прн движении тел в воде В первом
случае для этой цели используются вертик
аэродинамич трубы, во втором — гидрока-
налы
При изучении неустановившихся или пе-
риодич движений жидкости или обтекаемых
тел (нестационарное движение жидкости в
следе за телом, обтекание вращающегося
винта, колебание упругого крыла и т д ) к
указанным выше критериям подобия до-
бавляется Струхала число Sh При М та-
ких движений практически важной стано-
вится задача о колебаниях упругой конст-
рукции ДА {флаттер) Цель таких исследо-
ваний состоит в определении критич ско-
рости флаттера, отделяющей устойчивые
режимы колебаний от неустойчивых Допол-
нит условия М в этом случае включают
динамич и упругие свойства конструкции
ЛА
При больших дозвук- и сверхзвук ско-
ростях полета существенным становится учёт
сжимаемости воздуха Мерой влиянии этого
свойства среды является Маха число М
При М>М*, где М* - критич число Маха,
в сжимаемой среде качественно изменяется
физ картина обтекания тела вблизи тела
возникают скачки уплотнения, их взаимодей-
ствие с пограничным слоем во мн случаях
вызывает отрыв потока от пов сти тела, су-
щественно изменяется распределение давле-
нии по телу Все эти явления приводят к рез-
кому увеличению сопротивления аэродинами-
ческого (см также ст Звуковой барьер) и
значит изменениям др аэродинамич хар-к
М таких критич режимов обтекания прово-
дится в трансзаук аэродинамич трубах
Задача М существенно усложняется с ро
стом числа Маха Это связано с тем, что
при М»1 кроме чисел М и Re в аэродинамич.
трубах необходимо воспроизводить высокие
значения энтальпии торможения Совместить
эти условия в одной аэродинамич трубе не-
возможно Поэтому эксперим исследования
гиперзвуковых течений проводят в многочисл
установках, использующих разл принципы
разгона потока до гиперзвук скоростей,
М гиперзвукоаых течений по числам Маха
и Рейнольдса проаодится в гиперзвуковых
аэродинамических трубах, ударных трубах
и импульсных трубах Получение больших
значений чисел М в этих установках тре-
бует значит подогрева газа для предотвра-
щения его конденсации (см Скачок кон-
денсации) Без подогрева эта задача решает-
ся в гелиевых трубах, поскольку гелий
имеет весьма низкую темп-ру конденсации.
М полёта на больших высотах, соответст-
вующее малым значениям числа Re, осущест-
вляется в вакуумных аэродинамических тру-
бах и в установках «молекулярный источ-
ник» Реализация гиперзвук потоков раз-
реж газа в этих установках осуществляет-
ся с помощью сильно недорасширенных
струй
При М гиперзвук течений термодина-
мически совершенного газа широко исполь-
зуется принцип гиперзвуковой ста-
билизации, согласно к рому течение га-
за вблизи тела при М->оо стремится к
).ru - СамМ0ДЕЛИР|ОаА|НМЕ 353
нек рому предельному состоянию В этом
случае число М становится несущественным
и выпадает нз системы критериев подо
бия Широкое применение на этих режимах
нашла система критериев подобия, включаю
щая критерий Re0, в к ром вязкость опре
деляется по температуре торможения потока
Многочисл теоретич и эксперим исследо
вания, проведенные при разл условиях
обтекания, показали что в режиме гипер
звук стабилизации использование критерия
Re0 позволяет скоррелировать результаты
экспериментов не только при изменении чис
ла М, но в ряде случаев и при изменении
др параметров подобия
При учёте реального газа эффектов,
обусловл большой энергией потока, к систе
ме критериев подобия добавляется сово
купность большого числа размерных и без-
размерных параметров, характеризующих
физ хим процессы в воздухе (возбуждение
внутр степеней свободы молекул, днссоциа
ция, ионизация, хим реакции, излучение
и т д ) В общем случае М таких течений
становится возможным лишь для одинаковых
смесей при полном совпадении условий об
текания Реализация таких условий в лабо
ратории крайне затруднительна, поэтому ог
раничиваются частичным М Напр , исследо-
вание, влияния отношения удельных тепло
ёмкостей на аэродинамич хар кн тел прово
дится в гиперзвук аэродинамич трубах, в
к-рых, помимо воздуха, используется уг
лекислый газ или фреон Др вопросы изу
чаются в высокоэнтальпийных аэродинамич
трубах с электродуговыми и ВЧ подогре
вателями, в магннтогидродинамич трубах,
в ударных электромагн трубах, а также
в баллистических установках (стендах, трас-
сах и установках)
При гиперзвук скоростях полёта ЛА под-
вергается интенсивному аэродинамическому
нагреванию Особенно значит оно становит
ся на передних кромках, при взаимодейст
вин ударных волн с пограничным слоем
при переходе ламинарного течения в тур
булентиое и т д Аэродинамич нагревание
ЛА изучается на мн из перечисл устано
вках как традиц , так и новыми методами
исследования, среди последних наибольшее
распространение получил метод термоинди
каторных покрытий (см Тепловые измере-
ния) При М аэродинамич нагревания осо
бенно важным становится соблюдение уело
внй на пов сти ЛА темп ра и структура пов
сти, ее каталитич свойства и т п Поскольку
в аэродинамич трубах в большинстве случа
ев не удаётся полностью смоделировать иа
турные условия, то возникает важная проб
лема о перенесении результатов испытаний
на натурные условия
В связи с развитием ЭВМ дополнит ин
формация в задачах М может быть полу-
чена из числ эксперимента Используя ре
шение модельных задач, всегда можно оце
нить степень влияния отд критериев подобия
на искомые безразмерные переменные, выде
лить из них основные и сократить тем
самым общее число исходных критериев в
последующих эксперим исследованиях В
нек-рых случаях на основании этих данных
можно определить вид зависимостей искомых
безразмерных величин от тех критериев
к рые имеют разл значения на модели и в
натуре
Использование числ эксперимента в ка
честве дополнит информации в задачах М
становится особенно важным, когда те или
иные физ явления проявляются не во всём
поле течения, а лишь в отдельных его об
ластях В этом случае становится целесооб-
разным локальное М таких течений Допол-
нительная информация здесь будет необхо-
дима для установления взаимно однозначно
го соответствия между критериями подобия
характеризующими течение а различных
областях	В В Гусев
М динамики полёта При матем М
динамики полета разрабатываются и исполь
зуются матем модели ЛА как объекта управ
ления, сил н моментов, действующих на ЛА,
систем управления, силовых установок, ат-
мосферы, лётчика и др Эти модели в осн опи
сываются системами обыкнов диф ур ний
Степень сложности этих моделей меняется в
зависимости от задачи исследования и степе
ни приближения модели к изучаемым ЛА или
процессам Напр , в простейшем случае эти
модели могут описываться системой обыкнов
диф ур ний I го или 2 го порядка с пост
коэф При изучении сложных пространств
движений ЛА с учетом подробных моделей
систем управления, силовой установки и др
порядок систем диф ур-ний может достигать
100
Матем М полёта применяется для опреде-
ления динамич хар-к при известных моделях
ЛА, систем управления и др (прямая задача
динамики полета), прн определении парамет-
ров моделей (напр , моделей сил и моментов,
действующих на ЛА возмущений и др)
по известным динамич хар-кам (обратная
задача динамики полёта, или задача иденти
фикации), для синтеза систем (см Автома-
тическое регулирование) и законов управле
ния в соответствии с заданными техн уело
виями и требованиями, прн физ М для опи
сания работы части реальных процессов, от
сутствующих при физ М
Физ М (иногда его наз полунатуриым
М ) представляет собой метод исследования
с использованием физ моделей Физ М в
задачах динамики полета применяется, в осн ,
при анализе динамич хар-к ЛА и его систем,
эксперим исследованиях с реальной аппара
турой (или эквивалентной аппаратурой) в
лаб условиях, решении прямой и обратной за
дач динамики полёта, синтезе систем и зако
нов управления ЛА, обучении лётчиков и
операторов полёту на конкретном самолете в
штатной и нештатной ситуациях Для этих це
лей используются динамически подобные мо-
дели^ исследуемые в аэродинамич трубах, и
свободно летающие модели, летающие лабо-
ратории^ стенды систем управления и пило-
тажные стенды
Динамически-подобные и свободно летаю
щне модели применяются, в осн для исследо-
вания хар к ЛА на больших углах атаки, при
сваливании, в штопоре и при выводе из
штопора с целью повышения безопасности
проведения таких исследований на пилоти
руемом ЛА (а иногда и вместо исследований
на пилотируемом ЛА), а также при комплекс
ных исследованиях ЛА новых схем
Достоверность получаемых результатов
обеспечивается, в осн аэродинамич и дина
мич подобием моделей н натурного ЛА Ди-
намнч подобие обеспечивается совпадением
законов изменения в безразмерном виде
всех соответствующих параметров, приве
дённых к безразмерному виду, движение
модели и натурного JIA при условии
подобия граничных условий и аэродинамич
подобия Безразмерные ур ния движений
содержат безразмерное время t—f/т, где
т—m/(eSV), коэф относит плотности р—
=2m/(QSb д) безразмерные угловые ско-
рости «ь v у	безразмер
ную скорость I/—V/1/о где Vo—харак
терная скорость квадраты безразмерных
раднусоа инерции г\ у г—Л у z/(mL2), чис-
ло Фруда (см выше) Здесь i—текущее
время, m - масса ЛА (модели), е — плот
ность воздуха V - скорость полёта, S —
характерная площадь, 6Д— САХ w, ¥ г- уг-
ловые скорости вращения ЛА относительно
соответствующих осей L — характерный раз
мер (напр , 6д) Д у г— момент инерции
относительно оси х у или г
Для обеспечения динамич подобия необ-
ходимо, чтобы следующие коэф натурного
ЛА (индекс Н) и модели (индекс М)
совпадали сху гН=сх^ гМ.
(см Аэродинамические коэффициенты), рн=
Р"М- FrH=FrM, Г Г кугМ
Подобия одновременно по всем критериям
добиться обычно не удаётся Задача иссле
дователя — обеспечить подобие по осн кри-
териям выбираемым в соответствии с решае-
мой задачей
Летающие лаборатории, создаваемые на
базе эксплуатируемых ЛА, предназначены
для комплексных исследований ЛА новых
схем, новых систем управления и для отра
ботки отд этапов полета в исследуемых
областях режимов (см также ст Экспе-
риментальные летательные аппараты) Стен-
ды систем управления создаются из блоков
реальной или эквивалентной аппаратуры,
связанных через спец преобразователи
с ЭВМ, на к рых реализованы матем
модели, необходимые при исследовании
Пилотажные стенды предназначаются для
исследований задач динамики полета и сцен
ки пилотажных хар-к ЛА
При моделировании на пилотажных стен-
дах понятие подобия включает эргономич ,
динамич и информационное подобие Эрго-
номич подобие (см Эргономика авиацион-
ная) предполагает соответствие ряда эле
ментов стенда н ЛА< Напр , рычаги управ-
ления, сидения, приборная доска и др на
стенде и ЛА должны быть одинаковыми
Динамич подобие предполагает совпадение
динамич процессов на пилотажном стенде
и ЛА в реальном времени Информационное
подобие предполагает адекватную реальным
условиям полёта информац модель Инфор-
мац модель — формируемое в сознании лёт
чина (оператора) представление о режимах
полёта в целом, о факторах, вызывающих их
изменения, а также отображение единой нн
формац картины, получаемой с помощью
приборов непосредственного наблюдения, и
воздействий на лётчика При М динамики
полета на пилотажном стенде полного по
добня обеспечить не удаётся Необходима
обеспечить признаки подобия для конкрет
ных условий	П	М Чернявский
М явлений а э ро у п р у го с т и — раз-
новидность физ М,при к-ром в аэродинамич
трубах испытывают спец упругие модели
ЛА, изготовл в соответствии с критериями
подобия Коши (отношение упругих и аэроди-
намич сил) и Ньютона (отношение инерцион-
ных и упругих сил) При М статич аэро
упругости (реверс, дивергенция, влияние
упругости на аэродинамич хар кн) исполь
зуется критерий Коши, а при М динамич
аэроупругости (флаттер, бафтинг, опреде-
ление нагрузок на конструкцию при полёте
в неспокойном воздухе) учитываются оба
критерия При М нагрузок от неспокойного
воздуха перед моделью в трубе устанавли
вают генераторы аэродинамич возмущений
Для имитации свободного полёта модель ман
тируют на плавующей подвеске При М авто
аэроупругости модель оснащают малогаба
ритными приводами органов управления и
на неё устанавливают датчики перегрузок и
угловых скоростей, сигналы с к рых посту
пают на внеш аналоговые или цифровые
моделирующие системы, управляющие приво
да ми	м С Галкин
Лит Мартынов А К Экспериментальная
аэродинамика 2 изд М 1958 Бисплннгхофф
Р Эшли X Халфмэн Р Аэроупругость
пер с англ М 1958 Исследования гипер
звуковых течений, пер с англ М 1964
Бюшгенс Г С, Студнев Р В, Аэроди'
иамика самолета Динамика продольного и бокс
вого движения М [979 Седов Л И Методы
подобия и размерности в механике 9 изд М
198[ Лойцянский Л Г Механика жидкости
и газа, 6 изд М , 1987
354 МОДЕЛИРОВАНИЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
МОДЕЛЬ - 1 J копия ЛА, а также его отд
частей и агрегатов (обычна уменьшенная)
Изготавливается из металла, дерева, пласт
массы и др материалов По назначению
различают спортивные М (см Авиамодель
ный спорт], аэродинамически подобные М
для испытаний в аэродинамич трубах (см
Аэродинамический эксперимент] с целью оп-
ределения аэродинамич хар к ЛА, дрениро
ванные М для эамера значений и распре-
деления действующих возд нагрузок дина
мически-подобные модели (включая упруго
и конструктивно подобные) для изучения яв-
лений аэроупругости, летающие модели (те
леуправляемые с земли или самолёта но
сителя) для изучения критич режимов поле-
та, недопустимых в летных испытаниях пи
дотируемых ЛА, /А для демонстрации при-
менения ЛА, раэбора возд операций, уч
целей, сувенирные /А
2) Первоначальный, а также модериизир
или модифнИйр вариант к -л ЛА, отли
чающийся одним или неск признаками
(пассажировместимостью, составом обору
дования, тягой дви!ателей и т д )
МОДЕРНИЗАЦИЯ (франц modernisation,
от rnoderne — иоаейший, современный)
авиационной техники —итменение
конструкции, состава бортового оборудова
ния и т п в соответствии с новейшими тре
бованиями, нормами, достижениями науки и
техники для улучшения к -л хар-к ЛА При
И не изменяется целевое назначение ЛА,
и в этом смысле модериизир ЛА можно
рассматривать как усовершенств модифика-
цию его исходного варианта
МОДИФИКАЦИЯ (позднелат modthcatio—
изменение, от лат modus — мера, вид, об
раз и facio — делаю) летательного ап-
парата - аидонзменение, преобразование
придание новых свойств исходному (базо
вому) варианту ЛА И принято называть
также и сам модифицир ЛА В соответствии
с задачей (целью) преобразования базового
ЛА различают усовершенств , специали
зир и эксперим М Усовершенствован
ные М не отличаются от базового ЛА по
саоему наэначению и создаются с целью по
вышеиия его эффективности Это достжается
применением усовершенств двигателей, бор-
товых систем, оборудования, вооружения,
внедрением в конструкцию новых материа-
лов, улучшением аэродинамич хар к, нзме
иением размеров ЛА (напр , путем изме-
нения длины фюзеляжа получают ЛА др
пассажировместимости) и т д При созда
нии таких ЛА в них, как правило, вносят
разл улучшения (комплексные М) Спе
диализированные М отличаются от ис
ходного ЛА способностью решать новые
задачи (напр , на базе истребителя может
быть создай разведыват самолет, на базе
пасс самолета - противолодочный и т д )
Достигается это установкой соответствую
шего специализир оборудования и внесе-
нием необходимых изменений в конструк-
цию ЛА Экспериментальные М со-
здаются для проведения летных исследо-
ваний
М представляет собой (наряду с раз
работкой ЛА новых поколений) одно из осн
направлений развития техники, носящего
двойственный характер скачкообразный —
при появлении ноаых моделей машин и эво-
люционный — прн разработке М
Целесообразность разработки М обуслов
лена быстрым моральным старением техн
Средств и продолжит сроками между появ
лением ЛА новых поколений, что связано
с необходимостью накопления большого чис-
ла нововведений (в т ч результатов круп
ных иауч открытий и «прорывов») для
значит повышения эффективности новой мо-
дели Создание М позволяет пополнять
парк ЛА усовершенств образцами в боли
сжатые сроки и с меньшими затратами
(за счет преемственности конструкции более
высокою уровня стандартизации н унифи
кации составных частей ЛА и т и )
М отличаются от базового ЛА своими
обозначениями (см Обозначения летатель-
ных аппаратов)
Зарождение М как направления в разви-
тии авиации относится ко 2-му десятилетию
20 в Так, напр, на базе бомбардировщика
«Илья Муромец» был создан дальний морс
кой разведчик (поплавковая /А ) Спейна
лизированные М военных самолетов рас-
ширяли сферу их применения Разработка
М в те годы осуществлялась последова
тельно Позднее стали практиковать и однов-
ременную разработку семейства военных М
Так, напр , были созданы Ил 28 (бомбар-
дировщик), Ил-28Р (разведчик), Ил 28Т
(торпедоносец), Ил 28У (уч самолет) /А
гражд самолетов появились в 20 30-е гг
(напр , у пасс самолета А-4 конструкции
К А Калинина были аэросъемочная и са
нитарная /А ) В I960—70 создание М ста
ло планироваться на стадии проектирования
базового ЛА (определение обликовых хар к
М , обоснование включения в базовую кон
струкцию целесообразных резервов для раз-
антия /А и т п ) В 1970 - 80 приступили
к одновременному созданию базовою само
лета и семейства И с общностью мн
элементов конструкции, с единым двигатс
лем (с тем же или другим их числом), с
одним н тем же крылом, с разл длиной
фюзеляжа и соответственно с иной лас
сажировместимостью и дальностью полёта
Этот метод проектирования получил назва
ние модульного
Лит Шейнин В М, Макаров В М,
Роль модификаций в развитии авиационной тех
ники М , 1982	В М Шейнин
МОДУЛЬНАЯ КОНСТРУКЦИЯ ДВИГА-
ТЕЛЯ конструкция, состоящая из отд
модулей, каждый из к рых представляет
собой группу сборочных единиц и может
быть заменен в условиях эксплуатации
(при неисправности, выработке ресурса или
модификации) без подгоночных, балансиро
ночных работ и испытаний двигателя на
стенде Модулями двигателя могут быть
как ею отд функциональные части (вен
тнлятор, компрессор, камера сгорания, турби
на и т д 1, так и осн его сборочные еди
ницы (ротор компрессора низкого давления,
статор турбины высокого давления и т д )
Модули двухковтуриого турбореактивного двигателя Д 36 I - колесо вентилятора, 2 —- вал венти
лятора, 3 - корпус вентилятора со спрямляющим аппаратом 4 компрессор низкого давления 5 —
промежуточный корпус с компрессором высокого давпеиия, 6 - камера сгорания 7 — ротор турбины
высокого давления 8 — корпуг опоры турбины 9 ротор турбины низкого давления, К) турбина вей
тнлятора, 11 корпи задней опоры 12 коробка приводов
Деление конструкции на модули произво-
дится с учетом прогнозируемой надежности
её элементов и обеспечения миним затрат
времени, труда и материальных средств на
произ-во, эксплуатацию и ремонт дви! ателей
Модули должны быть взаимозаменяемыми,
легкосъемными, приспособленными к конт
ролю и эксплуатации по техн состоянию
(см Техническое обслуживание и ремонт
авиационной техники по состоянию), пригод
ными к автономному хранению и транс
портированию Ресурсы и сроки службы
модулей могут устанавливаться дифференци
рованно и отличаться от ресурса и срока
службы двигателя в целом При модульном
конструировании и изютовленин двигателей,
как правило, обеспечивается возможность
их разборки на модули и сборки модуля-
ми как в вертикальном, так и а горизон-
тальном (в интересах эксплуатации) поло-
жениях
Применение модульных конструкций со
кращает сроки создания и модификации
двигателей, повышает их эксплуатацион-
ную и ремонтную технологичность, эффек-
тивность техи обслуживания и ремонта (обе
спечивает возможность полнее использовать
располагаемую долговечность узлов и де-
талей двигателей, сокращает их оборотный
фонд н затраты на хранение н транспортиро-
вание) Соар двигатели в зависимости от
нх конструктивной сложности и назначения
состоят из 5—18 модулей (см рис )
В С Куринов
МОЖАЙСКИЙ Александр Фёдорович
(1825 90) - рус исследователь и изобрета-
тель, создатель пераого отечественною са-
молета, контр-адмирал (1886) В 1836—41
учился в Мор кадетском корпусе В 1841 —
62 и 1879 82 служил в воен - мор флоте,
в 1862—79— в гражд ведомствах С 1856
заинтересовался вопросами летания, изучал
полет птиц, возд змеев В 1876 построил
змей-планер, на к-ром дважды поднимался
в воздух (планер буксировался тройкой
лошадей) В [876—77 с успехом демонстри-
ровал полеты модели своего самолета, при-
водимой в действие часовой пружиной В
1877 78 разрабатывал проект самолета
Комиссия Воен мин-ва дала отрицат заклю-
чение по этому проекту, указав среди про-
чих замечаний на недостаточную мощность
силовой установки /А продолжил свои рабо-
ты с моделями и возд винтами По заяв-
ке от 4([6) июня 1880 М получил 3(15)
нояб 1881 «привилегию» на свой «воздухо
плавательный снаряд» первый в России
патент на ЛА Весной 1881 ?А Привез из
Великобритании 2 паровые машины (7,46
и 14,9 кВт) с водотрубным котлом и холодиль-
ником для своего самолета и начал заго-
тавливать материалы и детали к нему Ле
том 1882 он приступил непосредственно к
постройке самолета на отведенном ему участ-
ке воен поля в Красном селе под Пе-
тербургом Летом 1883 М завершил сборку
самолета, к рый стал первым отечеств на
турным самолетом, доведенным до стадии
летных испытаний Построенный самолет
имел существ конструктивные отличия от
заявленного в патенте боковые винты с
тадних кромок крыла были перенесены в
переднюю часть и приводились от более
мошной паровой машины, все три аннта бы-
ли сделаны одного диаметра
Самолет /А (рис в табл 11) представ
лял собой моноплан деревянной конструкции
с крылом малого удлинения, расчаленным
к двум стойкам и ступицам четырёхколёс
23*
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт с

355
А Ф Можайский	Н Н Моисеев.
А И Молодчий
В С Молоков
Ж М. и Ж Э Монгольфье
ного шасси, с лодкой-фюзеляжем и хвос-
товым оперением с рулями высоты и на-
правления. Привод боковых винтов осущест-
влялся от паровой машины с помощью ре-
мённой передачи, а центрального — через
шестеренный редуктор. Ещё зимой 1883 про-
ект самолёта М. рассматривала спец комис-
сия Воздухоплават отдела Рус. техн, об-ва
под рук. М А Рыкачёва. Отметив интерес,
к-рый представят опыты над полноразмерным
ЛА, комиссия указала автору проекта на
недостаточную мощность силовой установки.
В течение двух лет М. в ходе наземных ис-
пытаний доводил конструкцию самолёта Во
2-й пол. июля 1885 была предпринята по-
пытка поднять самолёт в воздух. Во время
разбега по горизонтально уложенным дере-
аяниым рельсам самолёт накренился и по-
ломал крыло. После этого испытания М.,
сняа паровые машины, принялся восстанав-
ливать самолёт Убедившись в недостаточ-
ности мощности силовой установки, он за-
казыаает иа Обуховском сталелитейном з-де
два дубликата 15-киловаттной паровой ма-
шины, намереваясь поставить иа самолёт
3 паровые машины по 15 кВт. Смерть М.
оставила этот замысел неосуществлённым.
В 1979—81 в ЦАГИ были проведены ши-
рокие исследования по установлению облика
самолёта М. (см. рис.), его возд. винтов,
Реконструкция самолёта А. Ф Можайского
весовые и прочностные расчёты. Модель это-
го самолёта, построенная в масштабе 1:20,
продувалась в аэродинамич. трубах ЦАГИ с
целью определения её аэродинамич хар-к
Осн. параметры самолёта и результаты рас-
чётов и продувок: размах крыла 23,2 м,
площадь крыла 329 м2; удлинение крыла
1,64; площадь горизонтального оперения
41,4 м2; длина самолёта 25 м, высота са-
молёта 7,5 м, колея шасси 3 м; база шасси
9,4 м; диаметр воздушных винтов 4,75 м;
частота вращения винтов 160 об/мин; кпд
винта 0,55; мощность двигателей 22,36 кВт;
масса двигателей с коглом, конденсатором
и сепаратором 167,1 кг; удельная масса
двигателей с котлом, конденсатором и се-
паратором 7,47 кг/кВт, взлётная масса
самолёта 1266 кг, нагрузка на крыло 3,85
кг/м2; энерговооружённость 0,0177 кВт/кг;
аэродинамическое качество вдали от земли
4,05, вблизи земли 4,6, центр масс самолёта
расположен на расстоянии, равном 38,6%
САХ.
Лит  Авиация в России. К 100-летию оте
чественного самолетостроения. М . 1983
В Н. Бычков
МОИСЕЕВ Н икита Николаевич (р 1917) —
сов. учёный а области общей механики н
прикладной математики, акад. АН СССР
(1984; чл.-корр. 1966) Окончил МГУ в
1941. В 1948—50 преподавал в МВТУ, в
1950—55 работал в Ростовском ун-те. Проф.
Московского физико-техн, ян-та (с 1956),
зам. директора Вычислит- центра АН СССР
(1961—87) Основные труды по динамике
твёрдого тела, содержащего полости с жид-
костью, асимптотическим и численным ме-
тодам математической физики,теории оптим.
управления и др. Гос. пр. СССР (1980)-
Награждён 2 орденами Отечеств, вой-
ны 2-й степ., 2 орденами Трудового Крас-
ного Знамени, орденом Красной Звезды,
медалями.
Соч Численные методы и теории оптималь
ных систем ЭД. 1971, Асимптотические методы
нелинейной механики. 2 изд . М . 1981
МОЛЕКУЛЯРНАЯ АЭРОДИНАМИКА -
см. в ст. Разреженных газов динамика.
МОЛНИЕЗАЩЙТА летательного ап-
парата—комплекс техн. мероприятий,
предотвращающих возникновение аварийной
или катастрофич. ситуации при воздействии
на ЛА разряда молнии. Вероятность пора-
жения молнией зависит от геом. размеров
ЛА, напряжённости электрич. поля в точке
местонахождения ЛА, вида облачности,
в к-рой проходит по.тёт (в среднем для
самолётов гражд. авиации приходится один
удар молнии на 2500—3000 ч налёта). Тре-
бования к М. ЛА определяют Нормы лёт-
ной годности. Осн. способ М.— соединение
в общую массу элементов конструкции ЛА
(см. Металлизация летательного ап-
парата). Диэлектрич. части конструкции и
обтекатели антенн защищаются т и. молиие-
(ащитными шинами из дуралюмина, стали
или меди. Стенки топливных баков рассчи-
тываются на прохождение по ним тока
молнии, не имеют острых выступов и раз-
мещаются не ближе 0,5 м от конца крыла.
Радиотехн. системы защищаются с помощью
электрич. фильтров, экранизации и скрутки
проводов, а также возд или вакуумными
разрядниками. С целью проверки М. ЛА про-
водятся испытания его модели иа избира-
тельность удара молнии, испытания элемен-
тов конструкции, антенных систем и борто-
вого оборудования на действие разряда мол-
инн и сертификац. испытания всего ЛА на
М. в целом.
Лит. Базелян Э. М, Горни Б. Н. Леви-
тов В И . Физические инженерные основы мол-
ннезащиты, Л . 1978
МОЛОДЧИЙ Александр Игнатьевич (р.
1920)—сов. лётчик, ген.-лейтенант авиации
(1УЬ2), дважды Герой Сов. Союза (1941,
1942) В Сов. Армии с 1937. Окончил
Ворошиловградскую аоеи. ааиац. школу
пилотов (1938), Воен академию Генштаба
Вооруж Сил СССР (1959). Участник Вел.
Отечеств, войны. Служил в авиации дальне-
го действия. Совершил 311 боевых вылетов
После войны в ВВС (до 1965). Награж-
дён 3 орденами Ленина, 3 орденами Крас-
ного Знамени, орденами Александра Невс-
кого, Отечеств, войны l-й Степ, Красной
Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Луган-
ске.
Соч Самолеты уходят в ночь, 2 изд, Киев,
1983
МОЛОКОВ Василий Сергеевич (1895—
1982)—сов. лётчик, ген.-майор авиации
(1940), один из первых Героеа Сов. Союза
(1934), В Сов Армии с 1918. Участник
Гражд. и Вел. Отечеств, войн. Окончил
школу мор. лётчикоа а Самаре (1921), кур-
сы усовершенствования при Воен.-возд. инж
академии РККА им. Н. Е. Жуковского
(1929; ныне ВВИА) В 1934 участвовал в
спасении экспедиции парохода «Челюскин»,
в 1937— в возд. экспедиции на Сев полюс
В 1938—42 иач Гл. управления ГВФ. В
1943—45 ком. авиац. дивизии В 1946—4^J
зам. нач. Гл. управления гидрометеослуж-
бы при Соаете Министров СССР. Чл.
ЦИК СССР 7-го созыва. Деп. ВС СССР в
1937—46. Награждён 3 орденами Ленина,
2 орденами КРасн°го Знамени, орденами
Суворова 2-й степ., Кутузова 2-й степ.. Оте-
честв. войны l-й степ., Красной Звезды,
медалями.
Соч Эды выполнили свой долг, вот и все’ ]К
спасению челюскинцев], М, 1935, Три полета, Л.,
1939, Родное небо. 2 изд., М., [987
МОНГОЛЬФЬЕ (Montgolfier), братья Жо-
зеф Мишель (|?40—1810) и Жак Этьеи
(1745—99)— франц, изобретатели теплового
аэростата Первый полёт построенного ими
аэростата («монгольфьера») состоялся 5
июня 1783. Аэростат (диам. 11,4 м, объём ок.
600 мэ) поднялся на выс. до 2000 м и про-
летел за [0 мин ок. 2,5 км. Второй демонст-
рац полёт аэростата (объём 12 тыс. м3) с
«экипажем» из барана, петуха и утки сос-
тоялся 19 сент- 1783. Аэростат, изготовлен-
ный из грубого льняного полотна, обклеен-
ного бумагой, поднялся иа выс. ок. 500 м и
356 МОИСЕЕВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
через 10 мни благополучно опустился на рас
стоянии ок 4 км от места старта Третий
полёт аэростата состоялся 21 нояб 1783 с
экипажем в составе физика Ж Пилатра де
Розье и маркиза д Арланда В отличие от
второго аэростата снизу оболочки имелась га
лерея для экипажа и топка для сжигания
соломы с целью поддержания темп ры воз
духа внутри оболочки Высота аэростата
22,7 м, диам ок 15 м, масса оболочки и
галереи ок 675 кг Аэростат продержался в
воздухе ок 25 мнн, пролетев ок 9 км (это
был первый полет людей на ЛА) В
1784 братья М. предложили для спуска лю
дей с аэростата использовать парашют, что
было осуществлено в 1797 Ими оставлен
ряд работ с описанием аэростатоа В их
честь в I960 учрежден диплом ФАИ (см
Награды ФАИ^
«МОНГОЛЬФЬЕР»— то же, что тепловой
аэростат
МОНОБИПЛАН — см в ст Биплан
МОНОКОК (англ , фраиц monocoque, от
греч гпбпо, — один, единый и франц coque,
букв—скорлупа, оболочка)* конструкция
фюзеляжа или его хвостовой балки, мото-
гондолы и т п круглого, овального или
др сечения, состоящая из толстой обшивки
и шпангоутов (без стрингеров) М (см
ряс ) отличается малым числом деталей
2	I
Монококовая конструкции отсека фюзеонжа [ —
толстая обшивка 2 — шпангоут
и высокой технологичностью, но из за необ
ходимости усиления разл вырезов в чистом
виде применяется редко (см Силовой набор)
Наиболее эффективен в элементах ЛА, вое
принимающих в осн крутящие моменты, а
также в случаях, когда невозможно размес-
тить продольный стрингерный набор без уве-
личения заданного миделевого сечения
МОНОПЛАН (от греч monos — один н лат
planum — плоскость) — самолёт с одним
крылом М различают по расположению
крыла относительно фюзеляжа (см рис ) —
высокопланы (см также Парасоль), сред-
непланы, низкопланы, по способу крепления
------1?-----
Монопланы а - высокоплан (Ил 76), б — средне
план (Пе 8) в * низкоплан (Ил 86)
крыла к фюзеляжу — свободнонесущие, под-
косные, расчалочные По сравнению с бипла-
ном М имеет меньшее сопротивление аэро-
динамическое, но прн этом реализуются
большие удельные нагрузки на крыло,
т е необходима большая его прочность
н, следовательно, масса
Из М наименьшим аэродинамич сопро
тивлением обладает среднеплан, однако
у него в наибольшей степени уменьшает-
ся полезное поперечное сечение фюзеляжа
Поэтому среднеплан целесообразно исполь-
зовать в тех случаях, когда нет спец огра
ничений на габариты поперечного сечения
фюзеляжа, но требуется обеспечить макс
скорость или экономичность, обычно это
бомбардировщики и истребители Высоко
план обладает несколько большим сопро
тивлением, но у него наиболее полно можно
использовать внутр габариты фюзеляжа
Кроме того, у высокоплана предельно низ-
кое расположение фюзеляжа над пов-стью
аэродрома, что значительно облегчает пог-
рузку и выгрузку техники и людей Поэтому
грузовые и аоеи -трансп самолеты стро-
ят обычно в схеме высокоплана Наиболь-
шим из М аэродинамич сопротивлением
обладает иизкзплаи Однако пасс само
леты строятся в осн по этой схеме, г к ава-
рийная посадка на воду — расчетный слу-
чай Поскольку крыло обладает нек рой
плавучестью, при посадке на воду фюзе-
ляж низкоплана дольше не затапливается,
что повышает аероятность спасения пас
сажиров
Схема М развивалась параллельно со
схемой биплана Меиьшее аэродинамич со-
противление М позволяет по сравнению
с бипланом увеличить макс и крейсер
скую скорости полёта, манёвренность в вер-
тик плоскости Развитие методов аэроди-
намич расчёта и расчёта на прочность,
авиац материаловедения позволило значи-
тельно увеличить нагрузки иа крыло Необ
ходимые взлетно-посадочные характеристи-
ки М обеспечиаались ростом энерговоору-
жённости и широким внедрением взлетно
посадочной механизации (см Механизация
крыла) Всё это привело к тому, что с сер
30-х гг М практически полностью вытес
нил биплан	77 А Курочкин
МОНРЕАЛЬСКАЯ КОНВЕНЦИЯ 1971 о
борьбе с незаконными актами,
направленными против безопас-
ности гражданской авиации На 1
янв 1990 участниками М к 1971 являлось
141 гос во (СССР с 1971) Согласно кон-
венции, любое лицо считается совершившим
преступление, если это лицо незаконно и
преднамеренно совершает акт насилия в от-
ношении лица, находящегося на борту возд
судна в полёте, если такой акт может
угрожать безопасности возд судна, либо
разрушает возд судно, находящееся в экс-
плуатации, или причиняет этому возд судну
повреждение, к-рое выводит его нз строя,
или может угрожать его безопасности в
полете, либо помещает (или совершает дейст
вин, приводящие к помещению) на возд
судно, находящееся в эксплуатации, каким
бы то ни было способом устройство или
вещество, могущее разрушить возд судно
или причинить ему повреждение, способное
вывести судно из строя или угрожать его
безопасности в полете, либо разрушает
или повреждает аэронавигац оборудование
или вмешиаается в его эксплуатацию,
если любой такой акт может угрожать бе-
зопасности возд судна в полёте, либо со-
общает заведомо ложные сведения, созда-
вая тем самым угрозу безопасности возд
судна а палете Попытка совершить к л
нз указанных актов или соучастие в ием
также рассматривается конвенцией как пре-
ступление Конвенция устанавливает обязан
ность каждого гос-ва принимать в отноше-
нии таких преступлений суровые меры нака-
зания
М к 1971 содержит нормы, аналогич-
ные Гаагской конвенции 1970 о борьбе с
незаконным захватом, возд судов, в отно-
шении установления гос-вамн своей юрис-
дикции над преступлением, принятия процес-
суальных мер по задержанию предполагае-
мого преступника и обращению с ним, рас-
следования фактов, выдачи или наказания
преступника и др
Лит Международное воздушное право кн I,
М , 1980	Ю Н Малеев
МОНРЕАЛЬСКОЕ СОГЛАШЕНИЕ 19вв за-
ключено между перевозчиками — членами
Междунар ассоциации возд транспорта
(ИАТА) и Управлением гражд авиации
США Предусматривает обязательство уча-
ствующих в соглашении авиатраисп пр-тий
внести в их правила перевозок положения
об установлении повыш предела ответствен-
ности перед пассажирами при перевозках,
проходящих через США Возражения пере-
возчика об отсутствии внны с его сторо-
ны ие допускаются, однако ои может ссы-
латься на грубую вину потерпевшего В М с
1966 предусмотрено, что содержащиеся в нём
правила должны быть указаны а билете
При несоблюдении этого условия ссылки на
ограничение ответственности перевозчика не
допускаются Хотя М с 1966 не является
межправительста соглашением, установлен-
ные им пределы ответственности применяют-
ся авиакомпаниями мн стран и прн пере-
возках, ие затрагиаающих территорию США
Гражданская авиация нашей страны при пе-
ревозках, затрагивающих территорию США,
руководствуется правилами о пределах от-
ветственности, установленных этим соглаше-
нием
«МОРАВАН» (Moravan narodni podnik)—
авиастроит фирма Чехословакии Образо-
вана в 1934 под назв «Злинска летецка
сполечиост», назв «М » получила после
2-й мировой войны Специализировалась на
произ-ве спортивных самолётов В 70-х гг
большой серией строила самолёты Z42, Z43
и Z50 и нх варианты, с нач 80-х гг выпус-
кала самолёты Z142 (первый полёт в 1978)
н Z50L/LS (1984) с ПД, с-х самолёт
Z37T «Агро турбо» с ТВД (1983)
«МОРАН-СОЛЬНЬЕ» (Morane-Saulnier) —
самолётостроит фирма Франции Осн в 1911
Ее разведчики и истребители монопланной
схемы широко применялись в 1-ю миро-
вую войну, причём Моран Сольнье L (см
рис в табл VI) стал в 1915 одним из пер-
вых истребителей, способных вести огонь
из иеподанжного пулемёта через круг, оме-
таемый возд винтом (для этого на лопас-
тях винта устанавливались уголковые отра-
жатели попадавших в них пуль) В числе
известных самолётов последующего периода
М S 230 (первый полет в 1929) — тре-
нировочный самолет массового произ-ва
(выпускался также на экспорт и по лицен-
зиям в др странах) и М S 406 (1938, см
рис в табл XXI)—один из истребите-
лей нового поколения, созданных во Фран-
ции перед 2-й мировой войной Его осн
хар-ки мощн двигателя 633 кВт, дл са-
молета 8,15 м, выс 2,82 м, размах крыла
10,65 м, взлетная масса 2720 кг, макс ско-
рость 486 км/ч, потолок 9400 м, макс даль-
ность полета 800 км, вооружение — пушка
калибра 20 мм и 2 пулемёта калибра 7,5 мм
После войны фирма была воссоздана, вы-
пускала в осн лёгкие (тренировочные,
туристич и т п ) самолёты, а т ч реак-
тивные М S 760 «Париж» В 1960 «М -С »
была поглощена фирмой «Потез», а произ
во легких самолётов серии «Ралли» с ПД
продолжила SOCATA — дочерняя компания
фирмы кСюд авиасьон»
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими jMQPAH 357
МОРСКАЯ АВИАЦИЯ — один из наиболее
манёвренных родов сил ВМФ. В иностр,
гос-вах М а наз авиацией ВМС Пред-
назначена для уничтожения надводных ко-
раблей в море и на базах, поиска и уничто-
жения подводных лодок противника, поста-
новки минных заграждений, обеспечения вы-
садки десантов, содействия сухопутным вой-
скам на приморских направлениях, ведения
возд. разведки, выдачи целеуказания в ин-
тересах применения оружия силами фло-
та и решения др. задач Подразделяется
на базовую (береговую) и палубную (ко-
рабельную) .
Впервые авиация в боевых действиях на
море применялась в 1-ю мировую войну,
и её влияние на ход борьбы на море оцени-
валось достаточно высоко. Она выполняла
возд. разведку, корректировку арт огня
при стрельбе надводных кораблей по берего-
вым объектам, наносила удары по надвод-
ным кораблям и воен.-мор базам, а также
вела борьбу с авиацией противника В це-
лях увеличения радиуса действия самолё-
тов в море в рус и иностр, флотах нсполь-
зоаались авиатранспорты (предшественники
совр. авианесущих кораблей) Они имели на
борту неск гидросамолётов, к-рые спуска-
лись с корабля на воду для взлёта и под-
нимались на корабль с воды после посадки.
Первые подразделения М а в России были
сформированы в составе Балтийского и Чер-
номорского флотов в 1912—14- В 1915 —16
на вооружение поступили отечеств летаю-
щие лодки М-5 и М-9 Д. П Григоровича,
отличавшиеся высокими для того времени
лётными хар-ками (см Григоровича самолё-
ты). Всего к нач. 1917 рус. М_ а имела в
своём составе 269 самолётов. Регулярные
части сов. М. а. были созданы в 1918 и прини-
мали участие в Гражд. войне, взаимодей-
ствуя с кораблями и войсками в боях под
Петроградом, на Балтике, Чёрном море, на
реках Волга, Кама. Сев. Двина и Онеж-
ском озере- В 20-е гг М. а. перешла на
единые с сухопутной авиацией формы орга-
низац. структуры. Её развитие осуществля-
лось в общем едином процессе развития
ВВС. Специфичность боевого назначения
и тесная связь М а. с флотом требовали
реорганизации её управления. В 1935 сое-
динения и части М а. были выведены из
ВВС РККА и включены в ВМС РККА
С образованием 1 янв 1938 Наркомата
ВМФ определилось положение М. а. как од-
ного нз осн родов сил флота М. а. стала
называться на первом этапе ВВС ВМФ, а
в последующем — авиацией ВМФ. В сер.
30-х гг были созданы ВВС Балтийского,
Черноморского, Тихоокеанского и Северного
флотов Значение М. а. особенно возросло
к 1938—40, она стала одной из гл состав-
ных частей ВМФ СССР
Незадолго до нач 2-й мировой войны
появились новые классы и подклассы са-
молётов: штурмовики, торпедоносцы, пики
рующие бомбардировщики. В связи с Этим
создаются и новые роды сил М. а.—
Штурмовая и минно-торпедная авиация
Штурмовая авиация предназначалась для
поражения живой силы и техники, а также
малых кораблей и транспортов в море и
на базах, минно-торпедная — для уничтоже-
ния крупных надводных кораблей (преим.
в море), конвоев и для постановки актиа-
ных минных заграждений В Великобрита-
нии, Японии и США М. а. входила в состав
флотов на прааах самостоят- рода сил В пе-
риод между мировыми войнами М а. ве-
дущих зарубежных стран развивалась как
авианосная, в СССР — преим. как базовая,
В этот период в составе М. а. иностранных
государств произошли значит изменения,
в т- ч. и в соотношениях между разл.
родами авиации Количественно состав авиа-
358 МОРСКАЯ
ции за этот период вырос в большинстве
стран в 2 раза, качественные же измене-
ния шли прежде всего по линии улучшения
лётно-тактич. свойств разл. типов самолётов,
в первую очередь увеличения скорости, про-
должительности и высоты полёта, повыше-
ния мощности бомбового, торпедного, мин-
ного н огненого залпа, улучшения манёв-
ренных и лётных качеств самолётов. Ско-
рость полёта самолётов увеличилась более
чем в 2.5 раза, практич. потолок, бомбовый
(торпедный, минный) залп и продолжитель-
ность полёта возросли в 1,5 раза Торпе-
доносцы имели горизонт- скорость полёта
225—275 км/ч, потолок 4000 -5000 м, хо-
рошую манёвренность и вооружались 350-мм
или 450-мм торпедой массой 600—1000 кг.
Увеличились скорость и потолок истребит
авиации до 350—400 км/ч и 8—10 тыс. м
соответственно. Истребители вооружались
пулемётами (2—4) и пушками (1-2).
Во 2-й мировой войне М. а. была одной
из гл. ударных сил на мор. театрах воен,
действий. Действия М. а. с авианосцев
позаолили не только повысить динамику и
эффективность вооруж. борьбы на море,
но и распространить возд. и минную уг-
розу на обширные пространства океанских
и мор театров Значит, парком палубных
истребителей и бомбардировщиков распо-
лагали США, Великобритания, Япония. К
нач. Вел Отечеств, войны на вооружении
авиации сов ВМФ состояли дальние топпе-
доносцы-бомбардировщики (ДБ-3, ДБ-ЗФ),
бомбардировщики (СБ, ТБ-3, Ар-2), истре-
бители (И-]5бис, И-16, И-153, Як 1, МиГ-1),
гидросамолёты (МБР-2, Че-2). Всего в сос-
таве авиации ВМФ имелось 2824 боевых
самолёта. В ходе войны произошло её пе-
ревооружение. Осн. типами самолётов стали
торпедоносцы и бомбардировщики Ту-2 и
Ил-4, пикирующие бомбардировщики Пе-2,
штурмовики Ил-2, Ил 10, истребители Як-3,
Як-7, Як-9, Ла-5, Ла-7.
В ходе Вел. Отечеств войны М. а. сов,
вооруж. сил активно участвовала в решении
боевых задач, возложенных на ВМФ, при-
влекалась к выполнению заданий командова-
ния на сухопутных фронтах Лётчики М. а.
за годы войны произвели св 380 тыс боевых
вылетов, сбросили на врага св 40 тыс. т
бомб и 1371 торпеду, выставили 2428 мин,
потопили 778 и повредили 800 кораблей с
десятками тыс. солдат и офицеров против-
ника и сотнями тысяч тонн разл- грузов,
что составляет г/3 от общего кол-ва по-
топленных и поареждённых кораблей против-
ника всем ВМФ СССР; сбили в возд.
боях и уничтожили на аэродромах ок. 5500
самолётов противника. В авг. 1941 мор.
лётчики под командованием Е Н. Преоб-
раженского нанесли первые удары по Бер-
лину Важнейшими принципами применения
М. а были концентрация усилий на гл на-
правлениях и по важнейшим объектам, эко-
номия сил, внезапность нанесения удароа,
скрытность подготовки действий, В годы вой-
ны 57 соединений и частей М а. на-
граждены орденами, 25 частей стали гвар-
дейскими, 259 лётчикам присвоено звание
Героя Сов. Союза, пятеро удостоены этого
звания дважды (Б Ф Сафонов, В. И Раков,
Н В Челноков, Н Г Степанян, А Е Ма-
зуренко). Из более чем 500 таранов, совер
шённых сов лётчиками, 38 принадлежат
лётчикам М а.
После войны на вооружение авиации
ВМФ СССР стали поступать реактивные
самолёты-торпедоносцы Ил-28 и Ту-14, реак-
тивные истребители МиГ 15, МиГ-17, МиГ-
19, а также гидросамолёты Бе-6. Создают-
ся новые роды авиации ВМф — противоло-
дочная и мор ракетоносная. Развитие авиа-
ции ВМС ведущих зарубежных стран на-
правлено на повышение скорости и потолка
www. vokb-la. sp
ЛА, увеличение огневой мощи и совер-
шенствование радиотехн оборудования. В
своём составе авиация ВМС этих стран
насчитывала к кон. 80-х гг. св. (0 000 са-
молётов и вертолётов. Подразделения авиа-
ции ВМС предназначены гл. обр. для на-
ступят боеаых действий на море самостоя-
тельно или во взаимодействии с подвод-
ными лодками и надводными кораблями,
а также дли ударов по береговым объек-
там и содействия сухопутным войскам на
приморских направлениях.
М. а. нашей страны организационно сос-
тоит из ВВС флотов, являющихся опера-
тивными объединениями, авиац соединений,
отд авиац. частей и подразделений. В США
и Великобритании авиация ВМС по опе-
ративной орг-ции подразделяется на авиа-
цию флотов и оперативных соединений, по
повседневной орг-Пии — на корабельную,
авиацию мор. пехоты и берегового базиро-
вания (патрульная). Эти роды авиации
ВМС состоят из авиац крыльев, авиац.
групп, эскадрилий и отрядов (звеньев).
В 80-х гг почти во всех страиах чётко
определилась тенденция к специализации —
созданию самолётов и вертолётов для ре-
шения вполне определ. задач на море
Поэтому на вооружение М. а. большинства
стран принимаются специально созданные
поисково-ударные системы для борьбы с под-
водными лодками, ударные системы для по
раження надводных кораблей и самолё-
тов, противоминные — для поиска и трале-
ния мин, разаедыват системы для выясне-
ния мор обстановки и др. В развитии
М а. наметилась тенденция повсеместного
проникновения её на разл. надводные кораб-
ли н суда обеспечения. Корабельная авиация
в том или ином качестве находится на воору-
жении практически всех надводных кораблей
водоизмещением от 3—4 тыс т. Этому спо-
собствуют значит усовершенствования вер-
толётов и самолётов с аертнк. (укорочен-
ным) взлётом и посадкой, к-рые делают М
а ещё более мощной силой флота. Совр
М а. отличается универсальностью, ма-
нёвренностью, мобильностью. Она может ре-
шать задачи как самостоятельно, так и во
взаимодействии с др силами в сложных
метеорол условиях днём и ночью, в ши-
роком диапазоне высот и скоростей- полёта,
Г А Кузнецов.
МОСКАЛЁВ Александр Сергеевич (1904—
82)—сов. авиаконструктор, проф (194(),
канД- техн наук (1950), полковник-инж.
После окончания Ленинградского гос ун-та
(1928) работал на з-де «.Красный лётчик»,
где была построена его летающая лодка
МУ-3. С 1932 зам нач, нач. ОКБ Воро-
нежского авиац з-да В 1930—45 разрабо-
тал св. 35 проектов и построил 23 типа
лёгких самолётов (марка САМ — самолёт
А Москалёва) разл. назначения, в т ч
санитарный самолёт САМ 5бис (1936), экс-
перим. самолёт «Стрела» (1937) бесхвостой
схемы с треугольным крылом малого удли-
нения (рис в табл. Х11Г) и др На само-
лётах М. был установлен ряд рекордов даль-
ности и высоты полёта Во время Вел.
Отечеств, войны под рук. М развернулось
опытное и серийное произ-во возд.-десант-
ной техники (многоместные десантные под-
весные кабины для самолётов ДБ-ЗФ, пла-
нёры О. К Антонова А-2 и А-7, мото-
планёры САМ-24, САМ 22, САМ-28 и др.)
С 1948 на преподавательской работе в
Ленингр воен.-инж. академии нм. А Ф Мо-
жайского Награждён орденами Красной
Звезды, «Знак Почёта», медалями. Портрет
см. на стр. 361.
Лит: Чутко И Э Мост через время. М-,
1989
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗАВОД
ММ им В. Р Менжинского берёт
tj.ru - Самолёт своими руками?!
начало от рем з-да «Авиаработник», обра-
зованного в 1921 в Москве н входившего
в трест «Пром воздух» Управления ВВС
РККА В 1927 получил назв авиац з-да
№ 39 нм В Р Менжинского, в нач
1930 включен в авиац пром-сть Особая
роль пр тия в истории сов авиац пром
сти обусловлена тем, что оно стало важной
(наряду с отделом авиации, гидроавиации
и опытного стр ва ЦАГИ) производств
базой опытного самолетостроения в стране
В действовавшем при з де Центральном кон-
структорском бюро (см ЦКБ) были разра-
ботаны такие известные самолёты, как И 5,
И 15, И-16, МБР 2, ДБ 3 Изготовлена гон-
дола для стратостата «СССР» В 1934- 36
большинство конструкторских бригад ЦК Б
перевели иа серийные з-ды, а на з-де .№ 39
осталось только КБ С В Ильюшина,
к рое в предвоен годы работало над моди-
фикациями бомбардировщика ДБ 3 и созда
ло штурмовик Ил 2 Наряду с опытным
стр вом з-д осуществлял и серийное произ во
самолётов выпускался бомбардировщик
ДБ-3, небольшими сериями строились истре
бителн И-Z И 15, И-16, ДИ 6, Пе-3, бомбар
дироа щнк Йе 2 Н аграждён орденами Лени-
на (1936), Трудового Красн°го Знамени
(1940) В окт 1941 эд № 39 был эва-
куирован и продолжил свою деятельность
в Иркутске, а КБ Ильюшина находилось
в эвакуации в Куйбышеве на з де № 18
(с апр 1942— в Москве, позже это Мос-
ковский машиностроительный завод и м
С В Ильюшина)
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИ-
ТУТ (МАИ) нм Серго Орджоникид
зе— высш уч заведение в области авиа
строения Осн в 1930 на базе аэромеха
нич ф-та МВТУ В 1935 нн ту присвоено
имя Серго Орджоникидзе С ин-том связана
деятельность таких ученых и конструкторов,
как В С Авдуевский, П Д Грушин,
М Д Миллионщиков, В М Мясищев,
Б Н Петров, Н Н Поликарпов, Ю А Ры
жов, А Н Туполев, Б Н Юрьев,
А С Яковлев, М К Янгель и др Сре
ди выпускников ин та 164 лауреата Ленин
ской пр , крупные ученые, ген и гл конструк-
торы Р А Беляков, Г В Новожилов,
М Н Тищенко, А А Туполев и др , а также
летчики космонавты СССР В Н Волков,
А С Иванченков, В Н Кубасов, В В Ле-
бедев, М X Манаров, С Е Савицкая,
В И Севастьянов
В составе ин-та (1990) ф-ты — летатель
ных аппаратов, бортовых автоматизиро
ванных систем н установок ЛА, само-
лёте- и вертолетостроения, двигателен ЛА,
систем управления, приборостроения, энер-
гетики ЛА, радиоэлектроники ЛА, эконо
мнкн н организации производства ЛА, при
кладкой математики, прикладной механи-
ки, завод-втуз, 2 филиала, ]2 вечерних
ф тов, дневное и вечернее подготовит
отделения, факультеты повышения квалнфи
капни преподавателей втузов и инженер
но-техн работников, 83 кафедры, н и
сектор, в к-ром 8 проблемных и 16 отрас-
левых лабораторий, а также 80 науч отде
лов и лабораторий при кафедрах В 1990/91
уч г в ин-те обучалось ок 26 тыс студентов,
работало св 2 тыс преподавателей, в т ч
7 акад и чл кОрр АН СССР, св 200
проф и д-ров наук, ок 1000 доцентов и
канд наук
Издаются «Труды» ин-та (с 1935), мно-
готиражная газета «Пропеллер» (с 1931)
За годы существования ин-т подготовил
св 80 тыс специалистов В студенч КБ
ин та разработаны самолёт «Квант» (5
мировых рекордов в 1979—83), радиолюбит
ИСЗ серий «радио» (запущены в 1978) и
«Искра» (запушены в 1982—83) С 1966
действует на обществ началах физ матем
школа ин-та для учащихся старших классов
Ин-т награжден орденами Ленина (1945),
Октябрьской Революции (1980)
Ю Л Рыжов
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ТЕХ-
НОЛОГИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ (МАТИ)
нм К Э Циолковского—высш уч за
ведение в области технологии авиастроения
Осн в 1940 на базе Моск нн та инже-
неров ГВФ им К Э Циолковского Ис-
тория ин та начинается с 1933, когда был
образован Дирижаблестроительный учебный
комбинат, преобразованный затем в Моск
нн т инженеров ГВФ им Циолковского
С ин-том связана деятельность таких ученых
и конструкторов, как С В Серенсен, А А Ту-
полев, И Н Фридляндер и др В составе
нн та (1990) дневные ф ты — авиац тех
нол , технологии авиаконструкций из компо
зиц материалов, авиац механич , радиоэ-
лектронной аппаратуры, филиал в г Ступи-
но Моск обл , 6 вечерних ф тов, вечер
нее и дневное подготовит отделения, меж
отраслевой ин-т повышения квалификации и
переподготовки специалистов пром-сти, ф т
повышения квалификации преподавателей
втузов, 40 кафедр, 17 филиалов кафедр,
14 учебно научно-производств комплексов
на базе irp-тий, н и часть, в к рой 2
проблемные и 28 отраслевых лабораторий
В 1989/90 уч г в ин те обучалось 9
тыс студентов, работало 700 преподавате-
лей, вт ч 2 чл корр АН СССР, 50 проф
и д-ров наук, ок 350 доцентов и канд
наук В 1940—71 выходили «Труды МАТИ»
Издаются «Труды молодых учёных и специа-
листов МАТИ нм К Э Циолковского»
(с 1978), сборник трудов Всесоюзной сту
денч науч техн конференции «Гагаринские
и Королёвские чтения» (с 1983) Ин т
был соучредителем ассоциации инженерных
вузов н государственно кооперативного объе-
динения «ДирижаблестроЙ СССР»
Б С Митин
МОСКОВСКИЙ ВЕРТОЛЁТНЫЙ ЗАВОД
нм МЛ Миля—берет начало От ОКБ
по гелнкоптеростроению, осн в кон 1947 и
возглавлявшегося М Л Милем Первона
чально ОКБ базировалось на территории
ЦАГИ, в г Жуковском Моск обл , с 1948
располагалось в подмосковном Тушине, с
1951—в Москве Совр назв пр-тие носит
с 1967, имя Миля присвоено в 1970 На-
граждено орденом Трудового Красного Зна-
мени (1977) О вертолётах, созданных на
пр тнн под рук Миля и его преемников,
см в ст Ми
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ (МГТУ)
им Н Э Баумана см Московское
высшее техническое училище
МОСКОВСКИЙ ИНСТИТУТ ИНЖЕНЕРОВ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (МИИГА)-
высшее уч заведение, осуществляющее под-
готовку авиац инженеров для техн экс
плуатацин возд судов Осн в 1971 В сос
таве ин-та (1990) ф-ты—механический,
авиац оборудования, радиоэлектронного
оборудования и вычислит техники, вечерний,
заочный, повышения квалификации руковц
дящих работников гражд авиации и пре
подавателей вузов отрасли, дневные и вечер
ние подготовит отделения, 29 кафедр,
и -и сектор, 11 отраслевых лабораторий,
уч авиац -техн база, база эксплуатации
радиотехн оборудования и связи, вычислит
центр, студенч КБ В 1989/90 уч г в
ин те обучалось ок 4 тыс студентов, ра-
ботало св 300 преподавателей, в т ч 30
проф и д-ров наук, 160 доцентов н канд
наук Набор студентов производится при
емными комиссиями в Москве и Тюмени
Издаются межвузовские тематнч сборни-
ки науч трудов ии-та по пяти направлениям
(с 1977)
МОСКОВСКИЙ МАШИНОСТРОИТЕЛЬ-
НЫЙ ЗАВОД им С В Ильюшина
История пр-тия восходит к 1933, когда
при Московском авиационном заводе № 39
нм В Р Менжинского было образовано
Центральное конструкторское бюро (см
ЦКБ), а в нем бригада по разработке
дальнего бомбардировщика, возглавлявшая-
ся, как и ЦКБ в целом, С В Ильюшиным
В 1935 это конструкторское подразделение
получило статус ОКБ Б составе ЦКБ
Ильюшиным были созданы эксперим самолёт
ЦКБ-26, дальний бомбардировщик ДБ-3
(ЦКБ 30) и его модификации, штурмовик
Ил 2 (ЦКБ-55) В окт 1941 ОКБ было
эвакуировано в Куйбышев на з д № 18, а
в апр 1942 возвращено в Москву на терр
з да № 240 Здесь разработки и опытное
стр во самолётов семейства Ил были про
должены В 1946 к пр-тию был прнсоедн
иен з-д 482, где ранее базировалось
ОКБ В М Мясищева Указ назв н имя
Ильюшина пр-тие носит е 1977 Оно награж
дено орденами Ленина (1942), Октябрьской
Революции (1983), Красного Знамени (1944),
Трудового Красного Знамени (1969) О са-
молетах, созданных на пр-тнн под рук
Ильюшина я его преемника Г В Ново
жилова, см в ст Ил
МОСКОВСКИЙ МАШИНОСТРОИТЕЛЬ-
НЫЙ ЗАВОД им А И Микояна Ис
торня пр-тия восходит к 1939, когда на
моек авиац з де № 1 (бывший «Дуке»)
был образован Опытный конструкторский
отдел (ОКО) Здесь А И Микоян (рук
отдела) и М И Гуревич разработали
истребители МнГ-l и МиГ 3, к-рые строи
лись з дом № 1 серийно В окт 194] ОКО
был эвакуирован вместе с з-дом в Куйбы-
шев В марте 1942 отдел перевели в Моск-
ву, на территорию бывшего з да № 480,
и преобразовали в опытный з д № 155, где
были продолжены разработки и опытное
стр во истребителей семейства МиГ Указ
назв с 1978, нмя Микояна присвоено в
1971 Пр тие награждено орденами Ленина
(1957), Октябрьской Революции (1975),
Трудового Красного Знамени (1982) О са-
молетах, созданных на пр тин под рук Ми-
кояна и его преемника Р А Белякова, см
в ст МиГ
МОСКОВСКИЙ МАШИНОСТРОИТЕЛЬ-
НЫЙ ЗАВОД «СКОРОСТЬ» нм А С Яков
лева — берет начало от Гос союзного
з да № 115, образованного в 1934 Основу
этого пр-тия составила выделившаяся нз
Московского авиационного завода № 39
им В Р Менжинского конструкторско-
производств группа («группа легкой авиа
дни») А С Яковлева (до этого, в 1927—
32, группа Яковлева была, по оществу, ia
модеятельной и при финансовой и техн
помощи Оюавиахима создала ряд лёгких
самолетов серин А ИР) В качестве произ
водств базы использовалась кроватная мае
терская В окт 1941 ббльшая часть пр тия
эвакуирована в Новосибирск на территорию
авиац з-да № 153, где был образован фи-
лиал з-да № 115, а часть пр тия остава
лась в Москве В марте 1942 была начата
реэвакуация з-да О самолетах н верто-
летах, созданных под рук Яковлева, см в
ст Як Указ назв пр-тие носит с 1966,
имя Яковлева присвоено в 1990 Награжде-
но орденами Ленина (1942), Красного Зна-
мени (1944), Октябрьской Революции
(1981)
МОСКОВСКИЙ ФИЗИКО-ТЕХНИЧЕ-
СКИЙ ИНСТИТУТ (МФТИ)- высш уч
заведение по подготовке науч инж кадров
для академич ин тов, НИИ и КБ ряда от
раслей пром-сти, в т ч авиационной Осн
в 1951 на базе фнз -техи ф та МГУ Из
аестен системой обучения, получившей
назв «система физтеха» Уч процесс орга
359
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сМЯОрДСКИИ
нически сочетает фундаментальное общетео
ретич и инж образование и н и работу
студентов, организуемую на базе академии
нн-тов, НИИ и конструкторских бюро
С ин том связана деятельность О М Бе-
лоцерковского (ректор ин та в 1963—87),
А В Белякова, Г С Бюшгенса, К К Ва
снльченко, Г И Загайнова, В Я Нейланда,
Д А Огородникова, И Ф Петрова (пер
вый ректор МФТИ, 1952—63), Г П Сви-
щева, Л И Седова, А Ф Селихова,
В В Сычёва, О Н Фаворского, С А Хри-
стиановича и др учёных и специалистов
Среди выпускников МФТИ (1990) 40 акаде-
миков и чл корр АН СССР, в составе ин та
было 9 ф-тов, обучалось ок 5500 студен
тов и аспирантов При МФТИ работают ф-т
переподготовки кадров для разл отраслей
пром сти, втч авиационной, заочная
физ -техн школа, в к-рой обучается 10—
12 тыс школьников 9—11 х классов В под
готовке студентов участвовало 102 акаде
мика и чл -корр АН СССР 550 профес-
соров и д ров наук Подготовка специалис-
тов в области авиац иауки и техники осу-
ществляется на ф-те аэромеханики н летат
техники (ФАЛТ, до 1965 аэромеханич ф т)
Студентами ФАЛТ выполняются актуальные
и и работы, входящие в планы базовых
орг-ций (ЦАГИ, ЦИАМ, ЛИИ и др )
Ин-т награждён орденом Трудового Крас
ного Знамени (1967)
МОСКОВСКОЕ АВИАЦИОННОЕ ПРОИЗ-
ВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ им
П В Дементьева — берёт начало от
з-да «Дуке» и ведёт отсчет своей истории
от 1909, когда на этом з-де был изготовлен
первый самолёт После национализации
(1918) «Дуке» был переименован в Гос
авнац з-д № 1 В разные годы в КБ з-да
работали Н Н Поликарпов, Д П Григо-
рович, А И Микоян, МИГуревич и др
конструкторы В 20—30-х гг выпускались
самолёты разл типов, гл обр разведчи
ки и истребители (Р-1, Р-2 И-\, И-2,
И 2бнс, Р 5, И 5, И 15, И 15бнс, Р Z,
И 153 и др ) Перед Вел Отечеств войной
(в 1940) было развернуто произ-во истре-
бителей МиГ-l и МиГ 3 В окт 1941 з-д
№ I был эвакуирован и продолжил свою
деятельность в Куйбышеве (см ст Куй
бышевский завод «Прогресс») В Москве иа
терр з-да оставалась бригада по ремонту
самолётов, но уже в дек 1941 здесь был
образован з-д № 30, приступивший к произ-
ву штурмовиков Ил-2 (в годы войны з-д
выпустил их ок 9000) После войны з д
№ 30 (с 1963—з д «Знамя труда») строил
пасс самолёты Ил-12, Ил-14, Ил-18, бомбар
дировщик Ил 28, истребители Як-26 (опыт
ная серия). Су 9 С 1962 зд производил
истребители семейства МиГ (МиГ 21, МиГ
23, МиГ 29) Пр тне награждено 2 ордена
ми Ленина (1945, 1970) В 1974 на основе
з-да образовано ПО
МОСКОВСКОЕ ВЫСШЕЕ ТЕХНИЧЕСКОЕ
УЧИЛИЩЕ (МВТУ, с 1989—М ос ков
ский государственный техниче-
ский университет) им Н Э Баума
на — высшее уч заведение машино и при
боростроит профиля, готовит инж кадры
для предприятий, КБ. НИИ по 40 специаль-
ностям Осн в 1830 как Моск ремесленное
уч заведение для «подготовки искусных мае
теров с теоретич сведениями», с 1868 — Им-
ператорское техн уч-ще, в 1917—89—
МВТУ В 1930 уч-щу присвоено имя Н Э Бау
мана В 1872—1921 в уч ще преподавал
Н Е Жуковский С 1909 он начал читать
курс «Теоретич основы воздухоплавания»,
положивший начало широкой пропагаи
де авнац знаний среди учащейся молодё
жи Это способствовало возникновению ави-
ац специализации в вузах, обучению лёт
чиков н инженеров теории авиации В том
360 МОСКОВСКОЕ
же году был организован студеич воздухе
плават кружок В 1910 создана аэродина
мич лаборатория и проведена первая моек
воздухоплават выставка В 1914 при МВТУ
открылись Теоретич курсы авиации, после
окончания к-рых слушатели обучались полё-
там в Моск школе авиации при Москов-
ском обществе воздухоплавания В 1919 на
базе Теоретич курсов авиации был открыт
авиатехникум, преобразованный в 1920 в
Ин-т инженеров Красного Возд Флота
(впоследствии Военно воздушная инженер
ная академия им проф Н Е Жуковского)
В 1916 при аэродинамич лаборатории МВТУ
было организовано Авнац расчётно испытат
бюро для проведения опытных и теоретич
исследований, связанных с конструировани
ем самолётов После орг ции ЦАГИ (в 1918)
аэродинамич лаборатория с бюро стали ба-
зой эксперим аэродинамич отдела ЦАГИ. а
позже его крыловой секции К 1920 в
МВТУ была создана аэродинамич специа
лизания, в уч планы к рой входили гндро
динамика, эксперим аэродинамика, возд
винты авиадвигатели, расчет самолётов на
прочность, конструкция самолётов В 1925 в
системе механич ф-та МВТУ организует
ся аэромеханич отделение, к-рое в 1930
преобразуется в самостоят аэромеханич
ф т В 1930 иа базе этого ф та было создано
Высшее аэромеханич уч-ще, преобра-
зованное в том же году в Моск авиац
ин т (МАИ)
МВТУ—один из крупнейших вузов России,
в к-ром обучалось св 20 тыс студентов
(1990), было св 2100преподавателей, вт ч 5
акад и чл корр АН СССР, 255 профес
соров и докторов наук, св 1200 доцентов
и канд наук С 1987 в МВТУ действуют
7 НИИ Из стен МВТУ вышли мн извест-
ные конструкторы и учёные в области авиа
ции (А А Архангельский, В П Ветчин-
кин, В А Добрынин, В Я Климов, С А Ла-
вочкин, А И Макаревский, А А Микулин,
В М Мясищев, В М Петляков, А И Пу-
тилов, Б С Стечкин П О Сухой, А Н Ту
полев, А Д Швецов, Б Н Юрьев н др )
С 1934 издаются научные труды МВТУ
награждено орденами Ленина (1955), Октяб-
рьской Революции (1980), Трудового Крас-
ного Знамени (1933)
Лит Московское высшее техническое училище
имени Н Э Баумана, 1830- J980 М 1980
МОСКОВСКОЕ МАШИНОСТРОИТЕЛЬ-
НОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕ-
НИЕ им В В Че р и ы ш ё в а — берёт
начало от образов в 1932 рем мастерских
ГВФ С 1933—з-д № 163 НИИ ГВФ, с
1938— з д № 82, с 1942— з д Ns 500 Нар
комавиапрома, с 1963— з-д «Красный Ок-
тябрь» В 1932—38 здесь выпускались авиац
ПД серии МГ (МГ 11, МГ-21, МГ 31), а с
1938— дизели А7-30Б, к-рые строились и в
период Вел Отечеств войны (с авг 1941
по февр 1942 з-д находился в эвакуации
в Казани, на з де № 16) С 1947 произво-
дились реактивные двигатели, в числе к-рых
РД 500. ВК I, AM 5А, РИФ 300 (моднфи
кации), Р27Ф2 300, Р29 300, Р-35, РД 33
КБ з-да в разные годы возглавляли М А Кос-
сов, А Д Чаромский, Н Г Мецхвари
швили, К Р Хачатуров Пр-тие награжде
ио орденами Ленина (1966), Октябрьской
Революции (1976) В 1983 на основе з да
образовано ПО, к рое носит имя Владимира
Васильевича Чернышёва — директора з да
в 1947 — 83 гг
МОСКОВСКОЕ МАШИНОСТРОИТЕЛЬ-
НОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕ-
НИЕ «САЛЮТ»— берет начало от з да
«Гном», образов в 1912 в Москве (франц
концессия) и строившего авиац двигатели
(франц модели «Гном», «Рон») Пр-тие,
национализиров в 1918 и известное под
назв з д № 2 «Икар» (с 1920) и з д № 24
им М В Фрунзе (с 1927, после объеди
нения с з дом № 4 «Мотор»), выпускало
ПД М 1 («Рон 80»), М-4, М-5, Мб, М-11,
М-15, М-17, М 26, AM 34, AM-35, AM 37,
AM 38, М-62, М-63 и др В КБ з да
№ 24 работали А Д Швецов, А А Бес-
сонов, А А Микулин, В А Добрынин
В окт 1941 з-д был эвакуирован и продол
жил деятельность в Куйбышеве (впослед
ствии Куйбышевское моторостроительное
производственное объединение им М В
Фрунзе) Воссозданный в февр 1942 под
Ns 45 в Москве з-д строил ПД АМ-38,
АМ-38Ф (их было выпущено св 10 тыс ),
дизели АЧ-ЗОБ, а после Вел Отечеств
войны освоил произ во ТРД (выпускались
ГР-1, РД-45, РД-45Ф, ВК 1, ВК 1Ф,
АЛ-7Ф-1, АЛ 7П, АЛ-7Ф-2, АЛ 21Ф-3,
АЛ-31Ф, Р-15Б 300 и др ) В КБ при з-де
№ 45 работали В Я Климов, Н Г Мецхва-
ришвили С 1963 пр-тие наз Машнностроит
з-дом «Салют» В 1981 на его основе об
разованоПО Пр тне (объединение) награж-
дено орденами Ленина (1945), Трудового
Красного Знамени (1982)
МОСКОВСКОЕ НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТ-
ВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ «СОЮЗ»—бе
рёт начало от образованного в 1943 опыт
ного авиамоторного з-да Ns 300 С 1966-
Моск машнностроит з-д «Союз», с 1981 —
НПО Пр-тие награждено орденами Ленина
(1947) и Трудового Красного Знамени
(1963) О созданных на нём под рук
А А Микулина и его преемника С К Туман
ского поршневых и турбореактивных дви
гателях см в ст AM
МОСКОВСКОЕ ОБЩЕСТВО ВОЗДУХО-
ПЛАВАНИЯ Учреждено 18(31) марта 1910
Одним нз его основателей был проф
Н Е Жуковский Руководящим органом
являлся совет При М о в работали
науч -техн , спортивный и военный комите-
ты Научно-техн комитет под рук Жуков
ского проводил науч -иссл работы в лабора
ториях Моск ун та, Моск техн уч ща
(ныне МГТУ) и Аэродинамич ин-та в Ку-
чнно В работе М о в принимали участие
учёные и изобретатели Б М Бубекин,
А П Гавриленко, Б К’ Млодзеевский,
С С Неждановский, А X Репман, С А Чап-
лыгин и др М о в располагало аэродромом
на Ходынском поле В 1911 при М о в
была организована Моск школа авиации,
где велась подготовка воен летчиков и ме-
хаников, переподготовка лётчиков (освое
ние новых типов самолётов), а также про
водились опытные работы и испытания са
молетов и их вооружения В этой школе
получили лётную подготовку Б К Веллинг,
М М Г ромов, А В Квасников, Б Н Куд
рин, А М Черемухин и др В мастерских
М о в , уч-ща и школы авиации успешно
звнимались постройкой ЛА студенты
Н Р Лобанов, А Н Туполев, Б Н Юрьев,
лётчики А Я Докучаев, М Г Лерхе,
Г В Янковский и др М о в участвова
ло в созыве и проведении Всероссийских
воздухоплават съездов, а также орг цни
междунар выставок воздухоплавания Из-
давало «Бюллетени Московского об ва воз
духоплавания» В кон 1917 деятельность
М о в (кроме школы авиации) прекра
тилась Личный состав школы в окт 1917
принял активное участие в борьбе за уста
новление Сов власти Она получила найме
нование 1-й Моск авнац школы В период
Гражд войны и воен интервенции школа
являлась осн базой подготовки лётных кад
ров для сов авиации Школа расформирова
на в 1925, личный состав направлен на по
полнение др воен авнац школ
МОСОЛОВ Георгий Константинович (р
1926)—сов лётчик испытатель, полковник
засл летчик-испытатель СССР (1967), засл
мастер спорта СССР (1965), Герой Сов
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Союза (1960) Окончил ср спец школу
ВВС в Казани (1944), Чугуевское высш
авиац уч ще летчиков (1948) и работал
инструктором (до 1951) Окончил также
Школу лётчиков испытателей (1953) и МАИ
(1959) В 1953—62 в ОКБ А И Микоя-
на Проводил лётные испытания ми опытных
сверхзвук истребителей Установил 3 абс
мировых рекорда М присуждены 3 медали
А де Лаво Награждён 2 орденами Ле
инна, орденом Красной Звезды, медалями
МОТОГОНДОЛА—см Гондола
МОТОР (от лат motor — приводящий в дви
жение)— механизм, преобразующий разлнч
ные виды энергии в механическую энер-
гию вращения вала В авиации термин «М »
применяется наряду с термином «двигатель»,
но охватывает более узкий класс объектов,
не распространяясь на газотурбинные, паро
вые и т п установки М (поршневой дви
гатель) в сочетании с возд винтом обра-
зует винтомоторную группу самолёта, транс
формирующую работу на валу М в работу
тяги возд винта Назв источников энер!Ии,
используемых во вспомогат энергосистемах
ЛА, обусловлены видом носителя энергии
(пневматич , гндравлич электрич М ) См
также ст Двигатель авиационный
«МОТОР» — машнностроит пр-тие, осн в
1895 в Риге Здесь в 1911 под рук Т Ф Ка
лева был создан первый в России авиац
ПД К 60 мощностью 44 кВт (60 л с ) ро
тативного типа С 1913 производился более
мощный К 80 Летом 1915 з-д был эвакуи
роваи в Москву, где выпускал ПД К 80 и
«Рои» После национализации (1918) з-д
До 4 «М» строил авиац ПД М-2 («Рон
120»), а затем также и М 5 В 1924 объе
дннился с з-дом «Амстро» (бывший «Сальм-
сон») В 1926 на з де «М » под рук А Д Шве-
цова был создан первый сов авиац
ПД М-11 (80,9 кВт) В 1927 «М » изд
«Икар», объединившись, образовали авиа
моторный з-д № 24 им МВ Фруизе
(в 1941 эвакуирован в Куйбышев)
МОТОРАМА--стержневое устройство для
крепления двигателя (мотора) в гондоле ЛА
Используется, как правило, для установ
ки ПД и ТВД М состоит из связанных
друг с другом (обычно С помощью свар-
ки) стержней н элементов ферменных и
каркасных конструкций М различают по
взаимному расположению входящих элемен
тов—плоские и пространственные, по кои
етруктивно-силовой схеме — выполненные по
подкосной схеме в виде совокупности стерж-
ней, шарнирно связанных между собой, с
двигателем и ЛА (см рис ), по балочной
Моторамз 1 — стержни 2 — крыло 3 — двигатель
схеме — в виде сочетания фермениых и кар
касных элементов, по смешанной схеме, по
числу устаиовл двигателей — М одиноч-
ного двигателя, спаренных двигателей и т д
МОТОРИЗОВАННЫЙ АЭРОСТАТ — при
вязной аэростат, к рый можно трансформи-
А С Москалёв
Г К Мосолов
ровать в дирижабль с целью облегчения
перебазирования В отличие от обычной кон
струкцни привязного аэростата М а имеет
т н планы, состоящие из стабилизаторов
и рулей и обеспечивающие а процессе
полета управление в вертик и горизон
тальной плоскостях Оперение может быть
аналогично оперению дирижаблей М а
имели объём от 1000 до 1400 м3 В при-
вязном состоянии экипаж М а размещает-
ся в корзине или обтекаемой гондоле При
трансформации М а в дирижабль ис
пользуется спец гондола с установл в ее
передней части двигателем с возд винтом
При наличии подгондольного колеса взлёт
может проводиться с затяжелением и нс
пользованием разбега (взлёт «по самолёт
ному») Для вертик взлета и вертик по-
садки с затяжелением на М а применялись
двигатели с возд винтами, обеспечиваю
[Ними как горизонтальную тягу, так и вер
тикальную, уравновешивающую вес экипажа
и топлива (франц геликостат системы
Э Эмишена) Трансформация М а из при
вязного состояния в моторизованное (и
обратно) совершается за 7 —10 мин
«МОТОРЛЕТ» (Motorlet narodnf podnrk)-
авиадвигателестроит фирма Чехословакии
Образована в 1947 на базе фирмы «Валь-
тер» В 50-х гг производила по лицензии
сов авиац ГТД, в 60 х г г наладила
пронз во двигателей собств конструкции
ТРД М70] (для самолёта Аэро L 29),
позднее — ТВД М601 «Вальтер» (для само
лётов Лет L-410 и Мораван Z37T) Разрабо-
тала ТВД М602 (для самолёта Лет L 610)
МОШКОВСКНЙ Яков Давидович (1905—
39)—один из организаторов сов парашю-
тизма, майор, мастер парашютного спорта
(1934) Окончил Борисоглебскую школу
летчиков (1927) С 1931 в Осоавиахиме
В 1933—38 нач Высш парашютной школы,
с 1938 нач спортотдела ЦК Осоавиахима
Готовил кадры инструкторов парашютистов
Один из организаторов массовых парашют-
ных прыжков Совершил 502 прыжка с па
рашютом В качестве второго пилота в эки
паже И П Мазурука участвовал в высад
ке экспедиции И Д Папанина на Сев
полюс (1937) Погиб выполняя показа-
тельный прыжок с парашютом, при причем
леиии иа препятствие Награжден орденами
Ленина, Краской Звезды
Соч Записки пилота, М 1938
МОЩНОСТЬ ДВИГАТЕЛЯ — характери
зует полезную работу производимую двига
телем в единицу времени Мощность газо-
турбинного двигателя К e=G ул зависит от
секундного расхода воздуха GB и уд мощ
ности Ауд (прн GB=-1 кг/с), определяемой
параметрами термодинамнч цикла Авиац
ГТД работают с большими расходами воз
духа, поэтому их мощность может достигать
тысяч кВт при умеренных размерах и мае
се В турбовальных двигателях практически
вся полезная работа является механич ра
ботой вращения вала, используемой для
привода несущего виита вертолета электро
Я Д Мошиовский
Г М Мусивяиц
генератора н т д Такая мощность наз эф-
фективной мощностью ТРД и ТРДД
сочетают функции теплового двигателя и
движителя Полезная работа в них получает-
ся в виде работы силы тяги двигателя,
используемой для перемещения ЛА К этим
двигателям применяется понятие тяговой
мощности Л'тяг=Р1', края вычисляется
как произведение тяги двигателя Р на ско-
рость полёта V В ТВД тяга создаётся в
осн возд винтом и отчасти (до 12%) за
счёт истечения из реактивного сопла струи
газов Мощность такого двигателя принято
называть эквивалентной мощностью
и вычислять по ф ле Мэ=Л/в4-Рр с 1//чв, где
Nв~ мощность на валу возд винта, Рр с —
тяга, создаваемая реактивной струёй, и т]Е —
КПД ВОЗД винта	А М Тихонов
«МРЙЯ» (укр мр|я - мечта) — название
трансп самолета Ан 225
МУЗЕИ авиационные (включая постоян-
ные выставки) открыты во мн странах ми
ра К числу крупнейших отечеств М от
носятся следующие
Музей Военно Воздушных Сил
(Монино, Моск обл ) Открыт 23 февр
I960 как Музей выставка авиац тех-
ники ВВС Состоит из девяти залов,
двух открытых стоянок н двух ангаров От-
ражены осн этапы развития сов авиации
и воздухоплавания Основу экспозиции
составляют натурные самолёты, вертоле-
ты, планёры др авиац техника В музее
к кон 80 х гг были собраны 130 натур-
ных самолётов вертолётов планеров, св
200 моделей самолётов 120 авиац дви
гателей, св 40 авиаи пушек и пулемё
тон, св 50 самолетных и наземных связных
и радиолокац станций, св 90 стрелковых
и бомбардировочных прицелов, фототека иа
считывает ок 20 тыс негативов, библиоте-
ка — св 10 тыс томов авиац литературы,
кинотека — св 100 документальных фильмов
по истории развития авиац техники и бое-
вого применения ВВС Представлены кол
лекция скульптуры, живописи многочисл
документы, фотографии Экспонируются са-
молеты периода I й мировой и Гражд войн
(триплан «Сопвич» биплан «Вуазен»), пер-
вый сов цельнометаллич самолёт АНТ-2,
штурмовики Ил-2, Ил 10, бомбардировщики
СБ, Пе 2, Ту 2, Ту-4 истребители МиГ 3,
Ла 7, первые отечеств реактивные самолё-
ты, др авиац техника Представлены ма-
териалы о ведущих КБ
Центральный Дом авиации и кос-
монавтики им М В Фрунзе (Моск-
ва) Основан 6 нояб 1924, открылся
18 янв 1927 как Центр аанахиммузей, с
1948— Центр дом авиации и ПВО, с
1963—указ назв Состоит нз семи залов,
кинозала, библиотеки Представлены много-
чнел документы, фотографии, модели др
материалы по истории отечеств авиации,
воздухоплавания, космонавтики Работает
Учёный совет
Музей истории планеризма н
парашютизма (пос Планёрское, Крым)
www.vokb-la.spb.ru
Самолёт своими
361
Открыт 14 нояб 1970 как музей ис-
тории сов планеризма Отражены осн
этапы развития отечеств планеростроения,
парашютостроения, планерного и парашют
ного спорта дельтапланеризма Представ
лены многочисл документы, фотографии,
макеты, модели, натурные образцы плане
ров, парашютов, дельтапланов, втч
парашют РК-2 конструкции Г Е Ко-
тельникова
Научно мемориальный музей
Н Е Жуковского (Москва) Создан в
1947, открыт Для посещений 17 янв 1956
Отражены история отечественной авиац
науки и техники, достижения сов космонав-
тики Состоит нз пяти залоа и кабинета
физики полета Представлены печатные тру-
ды, рукописи, документы, фотографии, маке
ты н модели, втч планер О Лилиен-
таля, первая плоская аэродинамич труба,
модель самолёта «Илья Муромец» Хранят
ся фонды Н Е Жуковского, С А Чаплы
гнна, их учеников и соратников, св 50 тыс
негативов по истории отечеств авиации
Филиалом музея является музей квартира
акад Чаплыгина в Москве Создан в 1973,
открыт для посещения 5 апр 1979 В экспо
зицни представлены подлинные документы
и фотодокументы из фонда Чаплыгина, ха-
рактеризующие его научную, пед и обществ
деятельность, а тажке модели самолётов,
вертолётов, аэродинамич трубы В биб-
лиотеке музея квартнры ок 5 тыс книг.
Музей Военно-Воздушных Сил
Краснознаменного Северного
Флота (Североморск, Мурманская обл)
Открыт в 1977 Состоит из трех залов,
ангара, дома музея Ю А Гагарина, прича
ла мор разведчиков, тира, двух землянок
Отражены осн этапы развития отечеств
мор авиации, истории ВВС Сев флота
Представлены мор ближний разведчик
МБР 2. истребители И-16 и Як-7б, штур-
мовик Ил-2, бомбардировщик Ил-4, истре-
бители Мессершмитт Ме109, Хокер «Харрн-
кейн», др авиац техника, многочисл доку-
менты, фотографии, модели Коллекция
скульптуры и живописи
Кроме указанных отечеств музеев и по
стоянных выставок существуют музей исто-
рии гражд авиации в Ульяновске, музей
спортивной авиации а Каунасе (Литва),
дом музей Н Е Жуковского в с Орехово
(Владимирская обл ), дом-музей А Ф Мо-
жайского в с Котельникове (Вологодская
обл ), квартира музей С В и В С Грн
зодубовых в Харькове (Украина), музей
братьев Микоян в с Санаин (Армения), му
зей авиации Краснознамённого Тихоокеан-
ского флота во Владивостоке, музей авиа-
ции дважды Краснознамённого Балтийско-
го флота в Балтийске (Калининградская
обл ) Экспозиции по авиации имеются в
Политехи музее, Центр музее Вооруж Снл
(Москва), Гос музее истории космонавтики
им К Э Циолковского (Калуга) н Др
Крупные зарубежные М находятся в
США и ряде европейских стран
Национальный музей авиации и
космонаатики (National Air and Space
Museum) при Смитсоновском ин те, США,
Вашингтон Открыт в 1946 как Нац му
зей авиации В 1966 получил совр наиме-
нование 1 июля 1976 переведен в новое
здание Экспозиции размещены в 26 залах
общей пл ок 14 000 м2, 60% площади
отведено авиац технике Отражены осн Эта-
пы развития авиации и воздухоплавания
В музее собрано ок 300 ЛА, втч самолет
братьев Райт, ок 450 авиац двигателей
Библиотека насчитывает ок 20 тыс томов
литературы по авиации и космонавтике,
фототека — ок 600 тыс фотографий, ок
500 тыс микрофильмов, ок 300 км доку-
ментальных кинолент
Музей авиации (Musee de 1'Air),
Франция, Париж Старейший специализир
авнац музей Осн в 1919 как «хранили-
ще воздухоплават техники» в парижском
пригороде Медон Открыт для посещений
23 нояб 1921 Переведен в парижский аэро-
порт Бурже (1975) Состоит из 4 залов
общей пл св 10 000 м2, открытой стоян-
ки, библиотеки, кинотеатра Зал А отражает
развитие авиации между 1 й и 2 й мировы
мн войнами, выставлено 25 ЛА В зале
В—14 ЛА периода 2 й мировой войны,
включая сов истребители И-153 «Чайка»
н Як-3 В залах С и D выставлены 35 са-
молётов и вертолетов ВВС Франции, экспе
рим самолёты и вертолёты В фондах му-
зея св 150 ЛА, ок 500 авиац двигателей,
30 тыс томов литературы по авиации, 200
тыс фотографий, 10 тыс гравюр
Музей королевских ВВС (Royal Air
Force Museum), Великобритания, Лондон
Открыт 15 нояб 1972 на бывшем аэродро-
ме Хендон Отражены осн этапы развития
авиации, воздухоплавания ВВС Великобри
танин Представлены документы и материалы
по истории авиации и воздухоплавания а
1870—1912, самолеты периода 1-й и 2 й ми
ровых войн, самолеты и вертолёты совр
брит ВВС Коллекция (Хендон) насчитывает
ок 50 натурных ЛА, втч самолеты «Бле
рио XI», «Авро 504 К», Сопвнч «Трайплейн»,
Авро «Ланкастер», Глостер «Метеор», Су
пермарин «Спитфайр» и др В экспозицию
включена художеств галерея В коллек-
цию входят экспозиции ряда музеев и
выставок брит ВВС
Военный музей (Vojenske muzeum —
exposice leteetva kosmouautiku), Чехослова
кия, Прага Экспозиция авиации и космо-
навтики расположена на аэродроме Кбелы
в пригороде Праги Открыта в 1968, раз-
мещена а ангаре и на открытых стоян-
ках Коллекция натурных самолетов и вер-
толётов — одна из крупнейших в Европе
Насчитыаает св 150 ЛА, втч сов По 2,
Ил-2, Ил-10, Ла-7, МнГ-15 с модифика-
циями, Як 17, Як-23 В экспозицию вклю-
чены многочисл документы, материалы, от
ражающие осн этапы развития воздухопла-
вания, авиации и космонавтики
Музей авиации и астронавтики
(Muzeum Lotmctwa i astronautjki), Польша,
Краков Осн в 1964 как Краковский са
лон авиации Открыт для посещений в 1970
Отражает осн этапы развития воздухопла
вания, авиации и космонавтики Коллекция
натурных самолетов и вертолётов - одна нз
крупнейших в Европе, насчитывает ок 130
ЛА, втч сов Ил-10, МнГ-15, По-2,
Ту 2, Як-17УТИ, Як-23 Экспозиция вклю-
чает большое число авиац даигателей, обо-
рудование, многочисл документы
Из других М обширные коллекции авиац
техники имеют Музей ВВС на базе Пойнт-
Кук (Австралия), Музей королевской армии
в Брюсселе (Бельгия), Воен -нсторич музей
в Софин (Болгария), Аэрокосмич музей в
Рио-де Жанейро (Бразилия), Музей науки в
Лондоне (Великобритания), Музей транс-
порта в Будапеште (Венгрия), Музей авиа-
ции а Мадриде (Испания), Музей ВВС близ
Рима (Италия), Авиадом в Амстердаме (Ни-
дерланды), Музей королевских ВВС в Банг-
коке (Таиланд), Немецкий музей в Мюнхене
(ФРГ), Музей транспорта в Люцерне
(Швейцария), Авиац музей а Линчёпинге
(Швеция), Музей воздухоплавания в Белгра
де (Югославия)	А И Горохов.
МУЛЬТИПЛАН (от лат multum — много и
planum — плоскость)— то же, что полиплан
МУСИНЯНЦ Гургеи Мкртичевич (1895-
1967)—сов учёный в области механики,
конструктор измерит аппаратуры для аэро
динамич труб ЦАГИ, проф (1938), др
техн наук (1940), засл деятель науки и
техники РСФСР (1946) Окончил МВТУ
(1925) С 1918 в ЦАГИ, где руководил ря-
дом науч подразделений Создал весы для
аэродинамич труб ЦАГИ, приборы для
аэродинамич испытаний самолётов Пр им
Н Е Жуковского (1940) Гос пр СССР
(1944, 1946) Награжден орденами Ленина,
Отечеств войны 1 й степ , Трудового Крас-
ного Знамени, Красной Звезды, медалями
Портрет см на стр 361
МУСКУЛОЛЕТ — ЛА, приводимый в дейст-
вие мускульной энергией пилота Известны
М . выполненные в виде самолёта, вертолё
та, и М с машущим крылом (см Махолет)
Наиболее распространены М, построенные
по самолетной схеме с возд винтом, при
аодимым в движение ногами (иногда допол-
нительно руками) пилота Мощность, разви-
ваемая тренированным человеком, изменяет-
ся от 1 кВт в первую секунду до 0,2—
0,4 кВт после 20—30 мин работы Поэтому
ЛА для мускульного полёта должен обладать
аысоким аэродинамическим качеством (бо-
лее 30) при взлетной массе не более 100—
120 кг Такое аэродниамнч качество пока не
может обеспечить М - вертолёт и М с машу-
щим крылом
В СССР строились М всех типов
В 1935 М самолётной схемы с педаль-
ным приводом тянущего винта был создан
С Чеичнковским в Новочеркасском индуст-
риальном ин те (рис 1) Неск М с машу-
щим крылом в довоен время были построе-
ны Б И Чераноаским (БИЧ-18, в 1937—
наиболее совершенный из них) В 50—
70-е гг М -махолеты строили М Г Ляхов,
С А Топтыгин и др конструкторы
Рис I. Мускулолет С Ченчнковского с тянущим
винтом (СССР, 1935)
Рис. 2 Мускулолёт «Сторк-1» (Япония, |976)
Стимулированию работ по созданию М за
рубежом способствовало учреждение в 1959
англ промышленником Кремером премии
размером в 5 тыс фунтов стерлингов (уве-
личенной в 1977 до 50 тыс фунтов стер-
лингов) за облет с помощью М на выс
3 м двух контрольных точек, расстояние
между к рыми 805 м В 1977 был учреждён
приз в 100 тыс фунтов стерлингов за пере
лет на М через пролив Ла-Манш Благо-
даря этому начиная с I960 повысился ин-
терес к проблеме М и резко возросло
число М , построенных за рубежом Все за-
рубежные М были выполнены по самолет-
ной схеме Наиболее удачные из них «Юпи
тер» (Великобритания. 1977, полет на рас
стояние 1071 м), «Сторк-1» (Япония, 1976,
полёт на 2024 м, см рис 2' Масса этих
362 МУЛЬТИПЛАН
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
М (без пилота) 40—80 кг, размах крыла
21—40 м В 1979 Б Аллен на М «Гос
самер альбатрос» (рис в табл XXXV11)
конструкции Пола Мак Криди (США) пере-
летел через пролив Па-де-Кале Масса этого
М 31,8 кг, взлетная масса 97,5 кг, раз-
мах крыла 28,65 м, скорость 19,3 км/ч
В 1988 на М «Дедал» совершен перелет с о
Крит на о Санторин (119 км за 3 ч 54 мин)
Размах крыла этою М 34,14 м, масса
31,75 кг, средняя потребляемая мощность
ок 0,2 кВт
Лит Тихонравов М К, Полет птиц и мэ
шины с машущими крыльями. 2 изд . М , 1949.
Reay D A, The history of man powered flight
Oxf —N Y . 1977 А А Бадягин К) В Макаров
МУХНН Валентин Григорьевич (p 1926) —
сов лётчик-испыта гель, геи майор авиации
(1981), засл летчик-испытатель СССР
(1967), Герой Сов Союза (1966) Окончил
Качинское воен авиац уч те летчиков
(1949), Школу лётчиков-испытателей (1953),
МАИ (1959) В 1953 — 57 на испытательной
работе в ЛИИ С 1957 летчик испытатель
самолётов Як Освоил многие типы опыт-
ных и серийных самолетов Як Прово
дил испытания самолетов Як 28 всех мо-
дификаций, Як-30, Як 32, Як 18, Як 18Т
(в т ч на критич режимах полета) Be
душий летчик испытатель первого в СССР
опытного самолета вертик взлета и посадки
Як-36 и пасс самолётов Як-40 и Як-42
Проводил демонстрац полеты на самолётах
Як-40 и Як-42 более чем в 60 странах
Европы, Азии, Африки и Америки Уста-
новил 3 авиац мировых рекорда Гос пр
СССР (1981) Награждён орденами Лени-
на, Октябрьской Революции, Красного Зна-
мени, медалями	.
МЫЛЬНИКОВ Григорий Михайлович
(1919-79)- сов летчик, подполковник,
дважды Герой Сов Союза (дважды |945)
В Сов Армии с (939 Окончил Борисо
глебскую воен авиац школу лётчиков
(1940), Ин-т нар х ва им Г В Плеханова
(1954) Участник Вел Отечеств войны Вхо-
де войны был летчиком штурмовиком, ком
звена, ком эскадрильи, зам ком штурмово
го авиаполка Совершил 223 боевых вылета
Награжден орденом Ленина, 3 орденами
Красного Знамени, орденами Александра
Невского, Отечеств войны 1 й степ , Красной
Звезды, медалями Бронзовый бюст в с Его-
рьевка Курской обл
Лит НазаровО, Защитник Ленинграда, в кн
Люди бессмертного подвига 4 изд, ки 2, И ,
1975 Кузьменко В, Полет в пургу в кн Ге
рои и подвиги кн 6, М , 1978
МЫХЛНК Василий Ильич (р 1922)—сов
лётчик, полковник, дважды Герой Сов Сою-
за (дважды 1945) В Сов Армии с 1940
Окончил I ю Вольскую авиац техн школу
им Ленинского комсомола (1941), ВВИА
(1951) Участник Вел Отечеств войны
В ходе войны был летчиком штурмовиком,
ком звена, ком эскадрильи, штурманом
авиаполка в штурмовой авиадивизии Со-
вершил 188 боевых вылетов После войны
в ВВС Награжден орденом Ленина, 3 ор
денами Красного Знамени, орденом Алек
саидра Невского, 2 оренами Отечеств
войны 1 й степ, орденом Красной Звезды,
медалями Бронзовый бюст в Кривом Роге
Лит Б у н дю ков А Т , Кравченко М В,
Кава nep дв\х золотых звезд, в их кн Сыновняя
верность Отчизне. Одесса, 1982
МЯГКИЙ ДИРИЖАБЛЬ - дирижабль с
корпусом в виде мягкой оболочки обтекае
мой формы, наполненной под давлением
nud семным газом (гелием, водородом, нагре-
тым воздухом) Носовая часть корпуса
имеет реечное усиление В кормовой части
корпуса устанавливается оперение из трех
или четырех планов с рулями, обеспечи-
вающее устойчивость и управляемость в
полете Сохранение формы и создание необ
ходи мой жесткости и прочности корпуса
М д обеспечиваются подачей воздуха в
баллонеты, расположенные в ниж части
корпуса и обычно имеющие объем, допус-
кающий полет на выс до 3 км Экипаж,
пассажиры, грузы, топливо и оборудование
размещаются в гондоле, закрепляемой под
корпусом И Д используются для мор
разведки, поисков мин, подводных лодок,
рекламы, уч и др целей, объём оболоч
ки — от 1400 до 42 000 м3
В строившихся до нач 30 х гг М д гон
дола крепилась на нек ром расстоянии от
корпуса (с просветом) на подвесной сис-
теме, состоящей из стальных тросов, зак
репленных на оболочке на особых матер
чатых поясах или лапчатых креплениях
Начиная с 30 х гг использовалась внутр
подвеска, обеспечивающая равномерное рас
Пределение веса гондолы по Длине корпуса,
что позволяло свести к минимуму статич
изгибающие моменты и сохранить расчётную
форму дирижабля Конструкция внутр под-
вески состоит из вшитых в верх часть
оболочки катенарных поясов (от I до 4)
длиной, равной 0,6 - 0,7 длины корпуса
(см Катенария) От узлов этих поясов к
гондоле или короткому килю идут вертик
и наклонные тросовые стропы (стальные или
из синтетич волокон) У таких М д , обычно
наз полумягкими (в США - «блимпа-
ми»), гондола крепится либо непосредствен-
но к оболочке, либо к короткому иад-
гондольиому килю, закрепленному на внутр
и внеш подвесках При этом иосовое уси
ление и оперение непосредственно закреп-
лены на оболочке Движит установки раз-
мещаются на гондоле или на надгондоль
иом киле Под гондолой устанавливается
пневматич амортизатор, смягчающий удар
при посадке Полумягкие дирижабли имеют
колёсное шасси, закреплённое под гондолой
или движит установками, что обеспечивает
перемещение дирижабля по земле и амор-
тизацию при посадке Полумягкие дирижаб
ли в 60-х гг строились объемом до 42 тыс м3,
в 80 х гг разрабатывались объёмом до
70 тыс м3 В США, Великобритании, ФРГ и
ряде др стран строятся и применяются по-
лумягкие Дирижабли объемом 5 — 10 тыс м3
(оси данные нек рых полумягких дирижаб
лей приведены в ст Дирижабль) На англ
дирижаблях SKS 500 и SKS 600, построен
ных в кон 70-х — нач 80-х н , оболоч
ки изготовлены из ткане-пленочных мате-
риалов с применением ткани сложного пе
реплетения
С нач 70-х гг в США и Великобритании
для демоистрац, рекламных, спортивных и
др целей разрабатываются и строятся М д ,
наполняемые н<иретым до 80—120 °C воз
духом, имеющие объем от 1 до 6,5 тыс м3
Такие тепловые дирижабли (ТД) способны
летать с экипажем от 1 до 4 чел в течение
2 ч (допускаются полеты с 8 чел на борту
и подъемы до выс 1500 м) Скорость ТД
достигает 45 км/ч Движит устанг вка сос
тоит из двигателя мощн 30—135 кВт, ра-
ботающего на пропане или беизиномасляной
смеси, и толкающего двух , трехлопастного
возд винта диам 1,5—1,7 м, действую-
щего в кольце Наполнение ТД может про
водиться на открытой площадке при ско-
рости ветра до 4 м/с После полёта иагре
тый воздух из оболочки быстро выпускает-
ся через разрывное устройство, и оболоч-
ка складывается в компактный пакет, к рый
вместе с гондолой может перевозиться на
автомобиле
См рис при ст Дирижабль
Р В Пятышев
МЯСЙЩЕВ Владимир Михайлович (1902 —
78) — сов авиаконструктор, геи майор-инж
(1944). Герой Соц Труда (1957), Д'-p техн
Г М Мыльников
В Г Мухин
В И Мыхлик
В М Мясищев
наук (1959), засл деятель науки и тех
ники РСФСР (1972) После окончания МВТУ
(1926) работал в КБ А Н Туполева
(в составе ЦАГИ), участвовал в созда
нии самолётов ТБ 1, ТБ-3, АНТ-20 «Мак-
сим Горький» С [934 нач бригады экс-
перим самолётов конструкторского отдела
сектора опытного стр ва ЦАГИ, к рой в
1936 создай бомбардировщик торпедоносец
АНТ 41 (Т-1) В 1937 38 руководил пе-
реработкой документации для внедрения в
серийное произ-во на з де № 84 в г Хйм-
ки Моск обл лицензионного самолета DC-3
(Ли 2) Был необоснованно репрессирован и
в [938 — 40 находился в заключении, работая
при этом в ЦКБ-29 НКВД сначала в от
деле В М Петлякова (нач бригады кры-
ла), а затем там же (и после освобожде
ния) возглавлял КБ по созданию дальнего
высотного бомбардировщика ДВБ-102 С
1943— гл конструктор и руководитель опыт
но конструкторских отделов на з-де № 22 в
Казани по модификациям и серийному произ
ву пикирующего бомбардировщика Не 2 и
на з де № 482 в Москве по доводке само-
лета ДВБ-102 Под его рук в 1943—46
разработаны самолеты Пе 2Б, Пе 2И, Пе 2М,
ДИС, ДБ-108 В 1946—51 М — зав кафеД
рой проектирования самолетов, декан само-
лётостроит ф-та МАИ С 1947—проф В
1951 —60— рук	Опытно-конструкторского
бюро № 23, где разработаны стратегии бом-
бардировщики М 4, ЗМ, М 50 С 1956 —
ген конструктор В I960—67 — нач ЦАГИ,
в 1967 — 78— ген конструктор Эксперимен-
тального машиностроительного завода, где
под его рук проводились эксперим работы
по увеличению дальности полета самолё
тов за счет ламинарнзации обтекания, по
использованию композиц материалов, а так-
же была начата разработка самолёта ио
сителя ВМ-Т «Атлант» и высотного дозвук
самолёта М-17 «Стратосфера» Деп ВС
СССР в 1958 — 66 Ленинская пр 11957)
Награжден 3 орденами Ленина, орденами
Октябрьской Революции, Суворова 2-й степ ,
Трудового Красного Знамени, медалями
Имя М присвоено Эксперим машиност
роит з-ду См ст М
Лит Гай Д И . Небесное притяжение Ч
|984. Козлов П Я. Конструктор М 1989
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свогшМ^СИЩЕВ 363
Kl
H-37— авиационная пушка, созданная в 1946
А. Э. Нудельманом и В. Я Неменовым Ка-
либр 37 мм, скорострельность 400 выстрелов в
1 мин, масса снаряда 735 г, нач скорость 690
м/с, масса пушки ЮЗ кг. Широко применя-
лась иа сов. реактивных истребителях первых
поколении.
НАБОР ВЫСОТЫ — этап полёта, на к-ром
происходит существенное увеличение высо-
ты. При Н в крейсерского полёта после
взлёта самолёта время и расход топлива
могут составлять значит, часть их суммар-
ных значений на траектории полёта Поэто-
му необходима оптимизация режима Н в
Наибольший эффект оптимизация Н. в. даёт
при выходе в условия сверхзвук, крейсерско-
го полёта. Для истребителей-перехватчиков
характерны траектории Н. в. с миним. затра-
тами времени, а для пасс, и трансп. само-
лётов - с миним. расходом топлива.
НАВЕДЕНИЕ РАКЕТ — процесс изменения
траектории управляемой ракеты, направлен-
ный на уменьшение расстояния между ней
и целью. Миним. расстояние между целью и
ракетой (см. рис.), характеризующее точ-
ность наведения, наз. конечным пролётом. В
процессе Н. р. сигналы управления строят-
ся на базе прогнозированного значения точ-
ности наведения — т. н. текущего пролё-
та, построенного с учётом гипотезы о движе-
нии цели. В предположении прямолиней-
ности её движения текущий пролёт есть век-
тор, перпендикулярный касательной к траек-
тории ракеты относительно цели и равный
по модулю расстоянию от цели до касатель-
ной. Отличие поведения цели от её по-
ведения по принятой гипотезе и возмущения,
действующие непосредственно иа ракету н
Относительное движение ракеты и цели /?(),),
R(is)— векторы дальности ракеты от цели в
моменты времени и /s. V(<i), Г(/2) - векто
ры скорости ракеты относительно цели (цель
остановлена) в моменты /2, ftp,)- Л(/2)—
минимальные дальности ракетН от цели, если
бы она продолжала своё движение со скорос-
тями ЕЮ) или ^Ог). т и пролёты ракеты;
Л(/я) =/?(/к) _ конечный пролёт, равный минималь-
ной по модулю дальности ракеты относительно
цели
мешающие точному воспроизведению задан-
ного управления, приводят к необходимости
построения замкнутой САУ, использующей
текущий пролёт в качестве ошибки регули-
рования. Случайные ошибки измерения те-
кущего пролёта заставляют строить систему
наведения как систему статистич. оцени-
вания Т о., процесс наведения состоит в из-
мерении относит координат ракеты и цели,
статистич. оценивании текущего пролёта,
формировании по нему заданного управле-
ния и воспроизведении последнего ракетой.
На практике оценивание текущего пролёта
удобно заменять оцениванием нек-рых ве-
личин, связанных с ннм линейным опе-
ратором. напр оцениванием угловой скорости
движения линии ракета — цель, линейного
рассогласования и т д. Различают системы
автономного наведения, само- и теленаведе-
ния. Системы автономного наведения отли-
чаются тем, что координаты цели опре-
деляются заранее и в процессе наведения
для компенсации нач. ошибок и текущих
возмущений используются только измере-
ния абс. координат ракеты. В системах само-
наведения относит, координаты цели изме-
ряются устройством, установленным непос-
редственно на борту ракеты,— головкой са-
монаведения В системах теленаведения абс.
или относит координаты ракеты и цели из-
меряются с нек-рой вынесенной точки (назем-
ной установки, борта самолёта, корабля
и т д.), по ним оценивается текущий
пролег и формируется сигнал, к-рый пере-
даётся через канал связи в качестве задан-
ного управления на ракету.
Принципы автономного наведения при-
меняются в баллистич. и крылатых ракетах,
предназначенных для поражения заранее
выбранных целей Здесь для измерения коор-
динат ракеты применяются инерциальные
системы, корректируемые в случае больших
дальности и времени полёта измерениями
скорости с помощью доплеровского из-
мерителя или линейных координат сопостав-
лением, напр., высоты полёта с картой мест-
ности (крылатая ракета Боинг AGM-86B,
США). Самонаведение используется в боль-
шинстве ракет, предназначенных для пора-
жения подвижных целей (самолётов, ко-
раблей), а также излучающих объектов
(например, ракеты «Сайдуиндер», США,
«Экзосет», Франция) Теленаведение при-
меняется главным образом для зенитных
ракет, так как на самолёте трудно раз-
местить РЛС, обеспечивающую достаточ-
ную точность наведения авнац ракеты
Теленаведение применяется и в случае
включения в контур наведения человека-
оператора (itanpiiuip, ракета «Булпап»,
США). Указанные выше три типа систем на-
ведения в ряде случаев комбинируют
Так, объединение автономного наведения н
самонаведения используется в случае при-
менения полуактивных головок самонаведе-
ния непрерывного излучения, способных
захватывать цель только после удаления
ракеты От РЛС, осуществляющей подсвет
цели (например, ракеты «Спарроу», «Фе-
никс», США). В зенитном комплексе кон-
ца 80-х — начала 90-х гг. «Патриот» (США)
наземная система осуществляет совм. обра-
ботку измеренных наземной станцией абсо-
лютных и полученных на борту ракеты
относительных координат цели с передачей
команд по радиоканалу. В ракете класса
«воздух — воздух» AMRAAM (США) ис-
пользуется сложная комбинир. система,
включающая систему инерциальной нави-
гации, измеряющую координаты ракеты и
осуществляющую автономное наведение ра-
кеты по прогнозируемым данным о дви-
жении цели, систему измерения текущих ко-
ординат цели и передачи их на борт ра-
кеты для коррекции Инерциальной системы;
систему самонаведения, корректирующую
инерциальную систему на конечном участ-
ке полёте	в ф_ Левитин
НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ КООР-
ДИНАТ — системы координат, в к-рых опре-
деляются навигационные параметры (коор-
динаты, скорости, курсовые углы и др),
характеризующие ориентацию и движение
ЛА относительно пов-сти Земли. Осн. Н. с. к.,
в к-рых осуществляется решение задач на-
вигации ЛА, являются геоцентрич. сфери-
ческая ортодромическая и геогр. системы
координат (рис 1). Местоположение ЛА
в этих Н. с. к. определяется широтой
(<р— географическая, Ф — ортодромиче-
ская), долготой (Л—географическая, Л —
ортодромическая) и высотой полёта (И —
в геогр.; в ортодромнческой — Н или длиной
радиуса-вектора R). Обе системы относятся
к классу планетоцентрич. (геоцентрич ) сис-
тем координат (географическая — условно).
В качестве вспомогательных используются
геоцентрич н гравитационная (условно)
Н, с. к., отличающиеся от географической
направлением вертикали и, следовательно,
широтой (рнс. 2), а также геоцентрич.
Рис. 1- Системы координат, связанные с Землёй-
OoXoYeZu~ геоцентрическая прямоугольная систе
ма координат (вспомогательная); OXa¥gZt—сопро-
вождающий географический трехгранник (горизон-
тальная система координат) Географическая снсте
ма координат определяется на сфероиде мери-
дианами и параллелями Координаты ЛА а ней
Ч> — широта. X — долгота, Н — высота полёта. 1
нулевой Гринвичский меридиан; 2 — меридиан, про-
ходящий через точку О (положение ЛА иа Н —
эллипсоиде); 3 — экватор. 4 — ортодромия (дуга
большого круга), 5 - географическая параллель,
Pft — Географический северный полюс; геогра-
фический южный полюс, Рв— северный полюс орто-
дромии. OoXjEjZg - геоцентрическая прямоуголь-
ная система координат, оси и ОоГ“— в плос-
кости Ортодромии,	— сопровождающий
ортодромический трёхгранник Ф — широта, Л —
дол гота
Ряс. 2. Виды широт' Q — географическая; ц>'— гео-
центрическая, <р" — гравитационная; д'— вектор
гравитационного ускорении, Дв — вектор центро-
бежного ускорения, B=B'4-Ag — вектор ускорения
силы тяжести (направлен но нормали к геоиду),
г - - радиус-вектор земного эллипсоида.
364 НАБОР
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Ркс. 3. Системы небесных координат а горизонтальная, б- экваториальная Z- зенит Z'—
надир. ZZ'— отвесная линия. Р — северный полюс мира Р' — южный полюс мира РР' — ось мира
(совпадает с осью вращения Земли) PZP'Z' _ небесный меридиан или мернднан наблюдателя
(большой круг небесной сферы), NESV - истинный горизонт, N к S - точки севера и юга. Е н W —
точки востока и запада. TVS полуденная линия. QEQ'W — небесный экватор. С — светило qq'—
суточная параллель светила Координаты светила в горизонтальной системе координат А — азимут
светила (дуга NB). й — высота светила (дуга ВС) илн г — зенитное расстояние светила (дуга вер
тикали светила ZC) Координаты светила в экваториальной системе координат п прямое восхож
дение светила (дуга уО. где т — точка весеннего равноденствия) нлн t местный часовой угол све
тила 6 — склонение светила (дуга DC) нлн р - Полярное расстояние (дуга PC)
прямоугольные системы координат Системы
небесных координат (горизонтальная и эк
ваториальнаЯ), также относящиеся к классу
геоцентрич систем координат, используются
в астронавигации и при построении астро
навигац систем (рис 3) При решении
задач навигации в навигац комплексах,
инерциальных системах навигации и других
используются горизонт системы координат,
оси плоскость отсчёта в к-рых горизон-
тальная, перпендикулярная к соответствую-
щей вертикали Сопровождающие трёх
граникн OX'gY'gZ'g, OXgYgZg, OX"gY"gZ"g
наз соответственно названиям Н с к —
геоцентрич, геогр и гравитационным Эти
Нек относятся к классу геотопическнх
(топоцентрических) систем координат
К этому же классу относятся прямо
угольные правые системы координат (стар-
товая в р не цели, аэродрома и др ),
используемые для решения задач навига
ции и управления, а также ряд сис-
тем координат, связанных с приборами и
системами пилотажно навигац оборудова-
ния Примером являются позиционные систе-
мы координат (полярные, гиперболич н др ),
используемые в радионавигации
Н с к применяются при построении
навигац систем и комплексов, при созда-
нии алгоритмов, реализуемых в навигац
ЭВМ и обеспечивающих решение задач на
внгации и самолетовождения, при выдаче
информации экипажу
Лит Воробьев Л М Астрономическая иа
вигаиия летательных аппаратов, М. 1968, Меха
ника полета М, 1969, Аэромеханика самолета
под ред А Ф Бочкарева, М, 1977, Бром
Верг П В, Теория инерциальных систем нави
гации. М, 1979	Е Г Харин
НАВИГАЦИЯ летательных аппара-
тов, аэронавигация (от греч аёг —
воздух и лат navigatio — мореплавание),—
наука о методах и средствах вождения ЛА
из одной точки пространства в другую по
траекториям, обусловленным характером за
дачи и условиями её выполнения Для ре
шения задач Н необходимо знать след
группы навигац параметров текущие значе-
ния параметров — местоположение ЛА (ши-
рота фс, долгота X ), высоту Л и её произ
водную Л, курс V и вектор путевой ско-
рости V,,, заданные значения параметров,
определяющие программу полёта, отклоне-
ния фактич значений от заданных
В наиболее общем случае с целью опре
деления этих параметров на борту ЛА вы
полняются построение системы координат,
измерение первичных параметров в этой сис-
теме и привязка её к одной из систем ко-
ординат. связанных с Землей, построение
модели информац поля, реализующей связь
измеряемых параметров с навигационными,
построение модели геом формы Земли,
используемой для приведения первичных па-
раметров, измеренных относительно истин
ной пов-сти Земли, к пов-сти, относительно
к-рой решается задача Н , реализация в бор-
товом вычислителе уравнений Н на основе
моделей информац поля и геом формы
Земля, позволяющих по измеренным пара-
метрам определить осн навигац параметры,
пересчёт навигац параметров в разл систе
мы координат для ориентации, пилотиро-
вания. взаимодействия с др ЛА и службой
УВД, решения спец задач (см Навига
ционные системы координат)
Средства Н по принципу действия делятся
на 4 группы геотехн , радиотехн , астро-
номич и светотехнические Геотехниче-
ские средства Н основаны на изме-
рении параметров естеств геофиз полей
Земли магн поля (магн компасы), поля
земной атмосферы (барометрнч высотоме-
ры, измерители возд скорости) топографич
поля (навигац карты), поля оптич конт-
раста (оптич визиры), гравитац поля
(гравиметры) Особо след;с> выделить
группу гироинерц средств Н . осн на ис-
пользовании гвроскопич эффект i и измере-
нии сил инерции ускор движения в сово
купности с силой тяготения (г>вертика-
ли, инерциальные системы навигации и
др ) Эта группа средств позволяет опре-
делять гироскопич курс, вектор путевой
скорости Vn, относительную высоту полета
Лр, местоположение ЛА (<pc, X) Радио-
технические средства Н основаны
на измерении параметров искусств эл -магн
полей, создаваемых наземными или борто
выми излучателями Это радиоиавигац сис-
темы ближней и дальней Н , радиокомпа-
сы. радиолокаторы доплеровские измерите-
ли скорости и угла сноса, спутниковые
навигац системы (см Радионавига-
ция ЛА), позволяющие определить Vn,
угол сноса, истинную высоту полёта Л, мес
тоположенне ЛА (q> XJ Астрономиче
ские средства Н (астрокомпасы, сек
станты, астрономич и звездно-солнечные
ориентаторы), основанные на пеленгации не-
бесных светил, позволяют определять геогр
курс и местоположение ЛА (<рс, XJ (см
Астронавигация Астронавигационные систе-
мы) Светотехнические средства Н
основаны на использовании бортовых или
наземных источников света, гл задача
к-рых—облегчение ориентировки в сложных
метеорол условиях и ночью (прежде все-
го при посадке) Т к каждой группе техн
средств Н свойственны свои преимущества
и недостатки, для обеспечения точной и
надёжной Н в любых условиях осуществля-
ется нх комплексирование
Методы определения местополо
жения ЛА Текущее местоположение ЛА
может быть определено по информации о
нач местоположении и информации о состав-
ляющих вектора скорости на последующем
участке полета или на основе непосредств
измерений параметров, определяющих место
ЛА относительно наблюдаемых ориентиров
Применяются след методы определения
местоположения ЛА Метод счисления
пути основан на определении составляющих
вектора скорости ЛА в системе координат,
привязанной к земной пов сти, и интегри
рованин этих составляющих по времени
Для решения задачи этим методом может
быть использована информация от инерци-
альных, доплеровских, курсовых систем и из
мерителей возд скорости Позиционный
метод основан на измерении физ вели
чин (навигац параметров), для к-пых из-
вестна пространств зависимость В этом
случае одно измерение позволяет опреде
лить пов-сть положения (ПП), во всех точ
ках к рой навигац параметр постоянен
и равен измеренному его значению В од-
ной из точек ПП находится ЛА в момент
измерения соответствующего ей навигац
параметра Пересечение ПП с пов-стью зем-
ного геоида даёт линию положения (ЛП) —
линию на земной пов-сти. являющуюся геом
местом точек проекции возможного место
положения ЛА на пов-сти Земли Могут
быть три типа ЛП изолинии геом пара-
метра (радиоиавигац и астронавиган ),
изолинии физ параметра (нзодннамы магн
поля изобары поля давления, изолинии
ноля силы тяжести), топографич линии
Местоположение ЛА определяется (рис 1)
как точка пересечения двух ЛП или более
(трёх ПП или более) Обзорно-сравни
тельный метод основан на определении
местоположения ЛА путём сравнения пара-
метров к л физ поля, заложенных в па-
мять ЭВМ с измеренными значениями па-
раметров этого поля Могут использоваться
поле рельефа, магн поле, гравитац поле,
поле давления, поле оптич контраста, поле
радиолокац контраста, поле ИК контраста
Методы формирования програм-
мы полёта В горизонт плоскости марш-
рут полета прокладывается в виде отрезков
частных ортодромий, к рые задаются г₽огр
координатами промежуточных пунктов
маршрута расположенных в начале (конце)
каждой ортодромии —дуги большого круга,
проходящей через две точки на земной пов-
сти полёт по к-рым является полётом по ли-
нии кратчайшего расстояния между этими
точками В р-не аэродрома траектория полё-
та формируется с учётом особенностей дан-
ного аэродрома и хар-к ЛА В вертнк
плоскости траектория формируется одним из
след способов выход на заданный эшелон
полёта (см Эшелонирование) по жестко
программируемой траектории, выход на за-
данный эшелон полёта по непрограммируемой
траектории, полет по экономичной по расхо-
ду топлива траектории Осн варианты режи-
мов полета в последнем случае — полет на
макс дальность, макс время полёта и
полет, наиболее экономичный по эксплуа-
тац расходам Для иск рых воен само-
летов типовым является полет по «потол
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свогМАЗДУаМ^МЯ 365
Рис. 1. Определение местоположения ЛА по ли-
ниям положения о — по измерению дальностей Д
до двух радиостанций, б — по измерению азимута
А и дальности Д, в — по двум гиперболическим
линиям положения, Р,, Рг, Р3-— наземные радио-
станции, Мс— местоположение ЛА; N - направле-
ние на север
кам», а для гражданских — полёт со сменой
эшелонов. Осуществляется также програм-
мирование полёта по времени В этом слу-
чае осн. вариантами являются программи-
рование времени прибытия самолёта в отд.
точки маршрута (прежде всего в конеч-
ную) и программирование графика полё-
та по времени непрерывно по всему марш-
руту.
Методы вывода ЛА в заданную
точку. Различают маршрутный и путевой
(курсовой) методы вывода ЛА а заданную
точку. При маршрутном методе (рис.
2, а) задача Н. решается в земной сис-
теме координат. Оси. параметром управле-
ния является линейное боковое уклонение
Z, а также расстояние до заданной точки
по линии пути (Socr). При этом методе
достигается макс точность выдерживания
линии заданного пути и определения расчёт-
ного времени прибытия в заданную точку.
При путевом (курсовом) методе
(рис 2, 6) параметром управления являет-
ся угол доворота (разность между задан-
ным и текущим путевыми углами) Полёт
в заданную точку выполняется по кратчай-
шему расстоянию из точки, соответствующей
текущему местоположению ЛА.
В развитии средств и методов Н. можно
выделить след, осн этапы Первый этап
(до нач. 20-х гг.) характеризовался приме-
нением метода визуальной ориентировки,
второй (20—50-е гр.)—применением прос-
тых средств инструментальной навигации
(напр., радиокомпаса). Рост интенсивности
возд движения, концентрация движения в
р-иах расположения наземных радиомаяков
привели к необходимости осуществления зо-
нальной навигации, осн, отличит, особен-
ностью к-рой является возможность по-
лётов по любым траекториям и прежде
всего по трассам, не проходящим через
радиомаяки. Решение этой задачи было
реализовано на след этапе (50—80-е гг )
установкой на борту ЛА навигац. вычисли-
телей, позволяющих «хранить» программу
полёта и вычислять сигналы выхода на за-
данную траекторию. Появление на борту
ЛА навигац. вычислителей привело к об-
разованию навигац. и пилотажио-навигац
комплексов (см. Пилотажно-навигационное
оборудование).
Лит Помыкаев И. И, Селезнев В. П,
Дмнтрочеико Л А, Навигационные приборы и
системы, М, 1983. Оляиюк П В, Астафь-
ев Г П., Грачев В В, Радионавигационные
устройства и Системы гражданской авиации, М ,
>983, Воздушная навигация. Справочник, М ,
1988	О В Виноградов.
Рис. 2. Основные навигационные параметры и методы вывода ЛА в заданную точку а -- маршрут-
ный метод; б — путевой метод. ИПМ — исходный пункт маршрута, ППМ,— промежуточные пункты
маршрута 0=1,- ,п); КПМ — конечный пункт маршрута, Z— линейное боковое уклонение от
заданного маршрута; SocT оставшееся расстояние до очередного ППМ, Мс- местоположение ЛА;
Vn—вектор путевой скорости; V - вектор воздушной скорости; W — вектор Скорости ветра, ¥ —
курс ЛА; ПУ—путевой угол ЛА; УС — угол сноса; ЗПУ — заданный путевой угол, УД — угол дово
рота, Д — дальность до пункта назначения; N направление иа север.
НАВЬЕ (Navier) Луи Мари Анри (1785—
1836) франц учёный и инженер в области
механики, чл. франц. АН 1824). С 1820
проф. Оси. работы по строит, механике,
сопротивлению материалов, теории упруго-
сти, гидравлике и гидромеханике Вывел
Ур-ния движения несжимаемой вязкой жид-
кости (см. Навье — Стокса уравнения), общие
ур-ння равновесия и движения упругого
тела, ур-ния изогнутой оси прямого и кри-
вого брусков при изгибе. Исследовал изгиб
прямоугольной пластины и т д.
Соч Метопе sur les lois du mouvemeni
des fluides, P., 1827
НАВЬЕ —СТОКСА УРАВНЕНИЯ (по име-
ни Л М. А. Навье и Дж Стокса)-- фун-
даментальная система ур-ний аэро- и гидро-
динамики, выражающая в диф форме за-
кон сохранения количества движения; впер-
вые были выведены Л М А. Навье (1822) и
С. Д. Пуассоном (1829) на основе упро-
щённой молекулярной модели для газов,
А Ж. К- Сен-Веианом (1843) и Дж
Стоксом (1845) на основе континуального
подхода. В последнем случае при примене-
нии теоремы о сохранении кол-ва движения
к элементарному объёму жидкости наряду
с напряжениями давления учитываются вяз-
Jl М А Навье.	Я И Нагурсккй
кие напряжения и предполагается линей-
ная зависимость тензора напряжений от
тензора скоростей деформации
При течении несжимаемой жидкости Н.—
С. у. имеют вид:
DV	I
=F-------р +vAV,
Dt	у
где V — вектор скорости, F — вектор мас-
совых сил, (> — плотность, р—давление,
v - кинематич. вязкость, t — время, D/Dt —
т- и. субстанциональная, или полная, произ-
водная, А — символ оператора Лапласа Для
невязкой жидкости (v = 0) Н —С. у. пере-
ходят в Эйлера уравнения. Решение Н.—
С. у. должно удовлетворять заданным иач
и граничным условиям, последние зависят
от рода исследуемой задачи Для твёрдого
тела с непроницаемой пов-стью, движущего-
ся в покоящейся среде, оии представляют
собой условия прилипания на обтекаемой
пов-сти и условия затухания вносимых те-
лом возмущений на больших расстояниях от
неё Н.— С. у. замыкаются неразрывности
уравнением, имеют в общем случае седьмой
порядок, и нахождение решения из-за нели-
нейности сопряжено с очень большими труд-
ностями.
Если ввести вектор завихренности ы =
= rotV и применить операцию ротора к Н.—
С у в предположении, что массовые силы
имеют потенциал (F=gradn). то получим
обобщённое ур-ние Гельмгольца
D<n
—— = (bjgrad)V -j-vAw,
т. е Н.— С. у. описывают процесс конвек-
тивного переноса и диффузии завихренности
в поле течения
В частных случаях Н.— С. у допускают
точные решения. Среди них выделяется
класс течений, в к рых движение происходит
лишь в одном направлении. Типичным при-
мером является задача о бесконечной
плоской пластине, к-рая из состояния покоя
мгновенно приводится в движение с пост,
скоростью uw в своей плоскости; её ре-
шение записывается в квадратурах
’I
и	2 С	,
—=1 —ЙПехР(	)dn-
U	rtl ' J
о
где т) = y/2(vt),/2. Эта задача хорошо рас-
крывает природу Н — С у. как ур-ния пе-
реноса завихрениости: при ( = 0 в плоскости
пластины возникает тангенциальный разрыв,
к-рый равносилен появлению вихревой пеле-
ны и к-рый при />0 диффундирует в ок-
ружающую среду; при этом суммарная за
вихренность в поперечном сечении потока
остаётся постоянной во всё время движе-
ния. Толщина увлекаемого пластиной слоя
жидкости 5 = 4 (vZ)1/2. Аналогичный характер
поведения имеет решение ур-ннй изобари-
ческого ламинарного пограничного слоя на
плоской пластине.
Прн движении сжимаемой среды Н — Су.
имеют более сложный вид, и для их замы-
366 НАВЬЕ
www.vokb-la:spb.ru - Самолёт своими руками?!
кания кроме ур ния неразрывности исполь
зуются энергии уравнение и ур ние состоя
НИЯ среды	В А Башкин
НАГРАДЫ ФАИ — вручаются Международ
ной авиационной федерацией (ФАИ) отдель
ным лицам и коллективам, внесшим боль
той вклад в дело развития авиации и
космонавтики В число этих наград входят
следующие
Золотая авиационная медаль
Является высшей наградой ФАИ Учреждена
в 1924 Ежегодно присуждается только од
ному человеку за особо крупный вклад в
развитие авиации и космонавтики Первая
медаль аручена в 1925 итальянцу Фран
ческо де Пинедо Этой награды удостоены
восемь граждан СССР А Н Туполев
(1958), Ю А Гагарин (1961), В К Кок-
кинаки (1965), А С Яковлев (1967)
С В Ильюшин (1969), М Л Попович
(1972), А В Федотов (1974) С И Харла
мое (1987)
Золотая космическая медаль Яв
ляется высшей наградой ФАИ Учреждена
по предложению Федерации авиац спорта
СССР в 1963 Ежегодно присуждается обыч
но одному человеку — космонавту за выдаю-
щиеся достижения в космосе или другому
лицу, внесшему значит вклад в развитие
космонавтики Этой медалью награждены
лётчики космонавты СССР А Г Николаев
(1963), П Р Попович (1963), В В Те
решкова (1964), В М Комаров (1965),
К П Феоктистов (1965), Б Б Егороа
(1965), А А Леонов (1966, 1976), Г Т Бе-
реговой (1978), Ю В Романенко (1979),
В А Ляхов (1980), А Н Березовой (1983),
В А Соловьев (1985), Г С Титов (1986),
В С Титов (1989), М X Манаров (1989)
Золотая медаль им Юрия Гага-
рина Учреждена по предложению Федера
ции авиац спорта СССР в 1968 в честь
космонавта Ю А Гагарина, первого в мире
человека, совершившего космич полёт 12
апр 1961 Ежегодно присуждается обычно
одна медаль — лётчику-космонавту, к рый в
предыдущем году достиг выдающихся успе
хов в покорении космоса Среди награждён-
ных медалью лётчикн-космонааты СССР Бе
реговой (1969), Николаев (1970), В И Се-
вастьянов (1970), В А Шаталоа (1971),
А С Елисеев (1971), В Н Кубасов
(1976), В В Ковалёнок (1979), В В Рю-
мин (1980), Соловьёв (1987), Романенко
(1987), А А Волков (1989)
Золотая парашютная медаль Уч-
реждена по предложению почетного прези
дента Междунар парашютной комиссии
ФАИ Д Истела (США) в 1968 Прису-
ждается ежегодно одному лицу за выдаю
щиеся достижения в области парашютизма
Ови могут быть а области спорта, безо-
пасности прыжков, изобретений, техники
Медалью удостоен сов парашютист И И Ли
сов (1984)
Золотая медаль Нила Учреждена
по предложению аэроклуба Египта в 1972
Медалью ежегодно награждают лицо, группу
лиц или организацию за выдающиеся рабо
ты в области ааиационно космич образова-
ния, особенно в течение года, предшествую
щего награде Медалью Нила награждены
сов граждане В Ф Башкиров (1976)
В С Брусов (1989)
Золотая авиамодельная медаль
Учреждена по предложению Федерации ави
ац спорта СССР в 1987 Присуждается
ежегодно одна медаль за выдающиеся ор
ганнзаторские заслуги в области авиамоде
лизма
Медаль Анри де Лаво Учреждена в
1933 в честь основателя Междунар авиац
федерации и бывшего её президента графа
де Лаво, к-рын внес большой вклад в раз
витие авиации и погиб в авиац катает
рофе при исполнении служебных обязаннос-
тей Медалью награждаются обладатели
признанных ФАИ абсолютных авиац и кос-
мич рекордов мира Первыми из сов лет
чиков медалью де Лаво были награждены
М М Громов, А Б Юмашев, С А Дани-
лин (1937) Медали де Лаво удостоены св
40 сов лётчиков и космонаатов Г К Мо-
солов (1960, 1962, 1963), Б М Адрианов,
К К Коккинаки (оба в 1961), Фе до
тов (1962, 1973, 1977), Гагарин, Г С Ти
тов (оба в 1962), П М Остапенко,
В С Ильюшин (оба в 1963), С Е Савиц
кая (1985) и др Ежегодно может присуж
даться неск медалей в. зависимости от
числа установл в течение года абсолютных
мировых рекордов
Медаль Лун Блерио Учреждена в
1936 в честь Л Блерио, бывшего вице
президента ФАИ Медалью могут награж
даться ежегодно не св трёх человек — об
ладателей наивысших рекордов по скорости,
высоте и расстоянию полёта по прямой на
лёгком самолёте Награды удостоены сов
лётчики А И Бодрягина (1949) и О А Бу-
лыгин (1977)
Медаль Отто Лилиенталя Уч ре ж
дена 1938 в честь О Лилиенталя При
суждается за значит достижения или боль
шие заслуги в области планеризма в тече
ние продолжит времени Ежегодно награж-
дается один пилот планерист, к-рый побил
междунар рекорд или совершил «пионерский
полёт» в течение прошедшего года, открыл
новые возможности для планеризма или в
течение длит времени оказывал большие
услуги в развитии планеризма и является
активным пилотом планеристом
Медаль А Туполева Учреждена
а 1989 по предложению Федерации авиац
спорта СССР Ежегодно присуждается од
ному авиамоделисту, к-рый в одном го
ду стал победителем нац чемпионата
и чемпионата мира по авиамодельно
му спорту в одном и том же классе мо
дели
Бронзовая медаль Учреждена в
1962 Ежегодно присуждается одна медаль
по предложению ген директора ФАИ за
выдающиеся заслуги перед ФАИ в адм
работе, в организации междунар спортиа
ных соревнований, работе техн комиссий
Диплом Поля Тиссандье Учрежден
в 1952 в честь ген секретаря ФАИ в
1919—45 Присуждается авиац специалис-
там за добросовестную работу и инициа
тиву в развитии спортианой авиации
Ежегодно награждается неск человек Дип-
лома удостоены 92 сов гражданина
Почётный групповой диплом Уч
режден в 1965 по предложению Федерации
авиац спорта СССР Им ежегодно награж
дают группу людей, к рые внесли большой
вклад в развитие авиации и космонавти-
ки Дипломом награждены 26 сов коллек-
тивов, среди них журнал «Крылья Роди-
ны» (1965), ОКБ Яковлева (1966), О К Ан
тонова (1967), А Н Туполева (1969), Цент
ральиый аэроклуб СССР (1973), космо
дром «Байконур» (1974), коллективы, создав
шие космич аппараты «Луна 17», «Венера
9», «Венера-10» (1977), Центр подготов-
ки космонавтов им Ю А Гагарина (1987)
и др
Диплом В М Комарова Учрежден
ФАИ в 1970 по предложению Федерации
авиац спорта СССР в память о сов космо
навте Комарове, командире экипажа кос
мич корабля «Восход», погибшего в 1967
Этот дипюм может присуждаться космо
навтам, членам экипажа многоместных
космич кораблей за выдающиеся достиже
ния в исследовании космич пространства
в предыдущем году Ежегодно присуждают
не более трех дипломов
Диплом им О К Антонова Уч
режден в 1987 по предложению Федера
ции ааиац спорта СССР в честь ген кон
структора авиац техники Антонова Ежегод
но присуждается один диплом ааиамоде-
листу за новые техн решения а авиа
модельном спорте, получившие признание у
мировой спортивной общественности
Почётный диплом президентам
ФАИ Учрежден в 1973 Им награждают
ся бывшие президенты ФАИ в знак при
знания их заслуг перед ФАИ Такого дип
лома удостоен В К Коккинаки (1984)
Диплом Монгольфье Учрежден в
I960 в честь братьев Монгольфье Им еже
годно награждают трёх человек за лучшие
спортивные достижения за предыдущий год
в воздухоплавании и вклад в развитие
спортивного воздухоплавания
Диплом Альфонса Пенс Учреждён
в 1979 в честь франц изобретателя Еже
годно присуждается один диплом авиамоде-
листу, к-рый завоевал титул чемпиона мира,
или не менее трёх раз стал победителем на
нац первенствах, или установил не менее
трех мировых рекордов, либо лицу, дважды
выполнявшему обязанности директора на
нац, междунар соревнованиях, чемпиона
тах Европы и мира
Диплом Леонардо да Винчи Уч-
режден в 1970 в честь Леонардо да Вин-
чи Ежегодно награждают одним дипломом
парашютиста за выдающиеся успехи
Диплом дельтапланеризма Уч-
реждён в 1979 Ежегодно может награж-
даться один человек за выдающийся вклад
в развитие дельтапланеризма
Диплом Феникса Учрежден в 1978
Им награждают любителя авиатора за луч-
шую реконструкцию или восстановление ста-
рого самолёта, построенного 30 лет назад
и более
Диплом Чарлза Линдберга Уч-
реждён в 1983 в честь Ч Линдберга Им
награждают лиц или opr-Ции, к-рые внесли
значит вклад за период не менее 10 лет в
развитие спортивной или трансп авиации
Ежегодно присуждается один диплом
Диплом «Колибри» Учрежден в 1983
Им может награждаться ежегодно одни че-
ловек, внесший выдающийся вклад в раз-
витие сверхлегкой авиации
См также Ареста кубок, Нестерова ку-
бок	Ю А Постников
НАГРУЗКА летательного аппарата,
полезная нагрузка,— запас топлива и
целевая нагрузка Определяет осн размеры
и массу ЛА Запас топлива складывается
из топлива, расходуемого при взлёте, наборе
высоты, крейсерском полете и посадке, а
также нормируемого аэронавигационного за-
паса топлива Топливо, расходуемое на
земле до старта, в Н не входит
Состав целевой нагрузки зависит от на-
значения ЛА Для гражд ЛА—это ком-
мерческая нагрузка (иногда ее наз
платной нагрузкой)—пассажиры, ба-
гаж, почта, грузы Для воен транспорт
ных — десантируемая техника, грузы, лич-
ный состав Для боеаых ЛА — боевая нагруз
ка (ракеты, бомбы нт п ) Для пасс
ЛА коммерч нагрузка ограничивается в осн
прочностью или объемом конструкции, для
воен транспортных — взлетной массой, со-
ответствующей миним значению эксплуата-
ционной перегрузки, для боеаых ЛА —
нормальной и перегрузочной взлётной мас-
сой
НАГРУЗКА НА ОМЕТАЕМУЮ ПОВЕРХ-
НОСТЬ — отношение взлётной массы вер-
толета к ометаемой площади его несуще-
го винта (или нескольких аинтов) или,
что точнее, тяги винта к ометаемой его
лопастями площади Значение Н на о п
определяет скорость отбрасываемого винтом
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимЛ^кСДМЭК А	367
потока (индуктивную скорость), к-рая пада-
ет с уменьшением нагрузки, что приводит
к снижению индуктивных потерь мощности
Поэтому уменьшение Н. на о. п. при неиз-
менной мощности силовой установки верто-
лёта позволяет увеличить тягу несущего
винта, однако необходимое для этого увели-
чение диаметра несущего винта приводит
к возрастанию массы конструкции вертолёта.
Максимум весовой отдачи достигается при
оптимальной Н. на о. п., к-рая в зависи-
мости от массы вертолёта, его схемы и
типа силовой установки обычно составляет
12—70 кг/м2. Снижение уд. массы двига-
телей, появление тяжёлых вертолётов, воз-
растание их энерговооружённости приводят
к увеличению оптимальной Н. на о. п.
Существуют эксплуатац ограничения Н.
на о. п., обусловленные значением индук-
тивной скорости потока. Для трансп. вер-
толётов макс. Н. на о. п. исходя из усло-
вий безаэродромиого базирования не должна
превышать 70—80 кг/мг Для вертолётов-
краиов, используемых на монтажных рабо-
тах (когда под вертолётом находятся люди
в спец, снаряжении), Н. на о. п. допу-
скается не выше 50 — 60 кг/м2. Для спа-
сат вертолётов, подбирающих людей на ре-
жиме висения, Н. на о. п. должна быть
не выше 30—35 кг/м2.
Наибольшие значения Н. на о. п. имеют
преобразуемые аппараты вертик. взлёта: ап-
параты с поворотными винтами — 50—
150 кг/м2, аппараты с винтами на пово-
ротных крыльях —200 — 300 кг/м2, СВВП с
вентиляторами — до 2500 кг/м . Увеличение
Н. на о. п приводит также к увеличению
скорости снижения аппарата на режиме ав-
торотации, что затрудняет выполнение ава-
рийной посадки при отказе силовой установ-
ки или делает такую посадку невозможной
М П Логинов.
НАГРУЗКИ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АП-
ПАРАТ - система сил, действующих иа ЛА
и являющихся основой для определения его
прочности. В эту систему входят аэроди-
намич , аэростатич , инерционные силы, тяга
двигателей, силы от реакции земли при
движении по аэродрому, от неравномерного
изменения темп-ры конструкции, от акустич.
давлений, от наддува в гермоотсеках и др.
Р иличают внешние нагрузки — поверхност-
ны» ,силы давления и трения), объёмные,
или массовые (сила тяжести, инерционные
силы) и внутренние нагрузки - усилия, по-
токи напряжений и т. п., являющиеся ре-
зультатом действия внеш, сил, нагревания
(тепловые нагрузки) и др. факторов. При
решении ряда задач применяют способы с
использованием интегралов от внеш, нагру-
зок в виде распределённых по длине и
сосредоточенных (суммарных) нагрузок, а
также в виде перерезывающих сил Q и
моментов — изгибающих А4И1Г и крутящих
Л4ирут. В расчётах ЛА широко применяется
интегральная хар-ка нагрузок — перегрузка,
равная отношению суммы поверхностных сил
к силе тяжести ЛА.
По характеру изменения во времени Н. иа
л. а. разделяют на статические (напр., в ус-
тановившемся вираже), квазистатические,
относящиеся к т. и. манёвренным нагруз-
кам, и динамические, возникающие в кон-
струкции, когда развиваются упругие коле-
бания (напр., от посадочного удара); при
этом время изменения внеш, поверхностных
сил сравнимо или много меньше к -л. перио-
да собств. колебаний конструкции. Н. на л. а
принято определять в соответствии с Норма-
ми прочности ЛА, в к-рых регламентиро-
ваны типичные условия нагружения и их нор-
мированные параметры для каждого расчет-
ного случая. Напр, при манёвре самолё-
та типичным является показанное на рис.
I распределение вертик проекций аэроди-
Рнс. I. Типичный случай распределения верти-
кальных проекций аэродинамических нагрузок иа
самолёт, действующих при его манёвре, уравно-
вешенных массовыми нагрузками- р — аэродина-
мическая нагрузка, Рразгр— раэгрузка₽от массовых
сил	и F
намических нагрузок, уравновешенных мас-
совыми нагрузками. Эти нагрузки разгру
жают (на Ю—30%) крыло самолёта, ио
для таких его частей, как нос фюзеля-
жа, пилоны двигателей, являются основными
при расчёте на прочность. Н. на л. а. опре-
деляют ещё для ряда расчётных случаев;
разворота ЛА при рулении, действия ветра
на стоянке, остановки двигателей на одном
полукрыле в полёте, действия шума реак-
тивных струй, раскрытия тормозного пара-
шюта, выиужд посадки на воду (действует
гидродинамич. нагрузка), примерзания лыж-
ного шасси, буксировки и пр. Для быстро
Вращающихся агрегатов двигателей сущест-
венной является, напр., гироскопическая
нагрузка.
При расчёте динамич. Н. на л. а во вре-
мя полёта в неспокойном воздухе кроме
воздействия однократных порывов ветра рас-
сматривается и реакция конструкции ЛА на
непрерывную турбулентность возд. потока.
В этом случае воздействие Н. на л. а. может
быть описано многомерным случайным про-
цессом со спектральными плотностями в виде
след, линейного ур-ния:
5(<i))=SK4<B)|r(iw)l2,
где SKXw)—спектральная плотность тур-
булентности, Т (iw)— передаточные ф-ции
или амплнтудно-фазовые частотные хар-ки
Н на л. а. при действии синусоидального
порыва ветра, w — частота. По S(n>) нахо
дят повторяемость нагрузок и, задаваясь
вероятностью нецревышения уровня к.-н.
нагрузок, получают макс, эксплуатацией
ные нагрузки Такой же приём используют
и при расчёте нагрузок, возникающих во
время пробега самолёта по неровностям
аэродрома. Другим примером динамич.
нагружения ЛА может служить воздействие
никлич. аэродинамич. сил на винтах верто-
лётов в полёте из-за изменения условий
обтекания лопасти при её азимутальном пе-
ремещении (аналогично и для винтов са-
молётов при косой обдувке) Вызываемые
этими силами перем деформации лопасти
Приводят к появлению инерционных сил.
В этом случае имеет место характерное
для состояния аэроупругости совм. дейст-
вие аэродинамич., инерционных и упругих
сил. При равенстве их частоты собств. час-
тоте колебаний лопасти возникает резо-
нанс, приводящий к значит, увеличению
уровня перем нагрузок. Перем. Н на л. а.
в совокупности с осн. нагрузками Опреде-
ляют выносливость конструкции. Прн этом
первостепенную роль играют не только зна-
чения нагрузок, но и их число на едини-
цу пути нли времени.
Для расчётов на статич. прочность
и проведения испытаний из всего многооб-
разия внеш. Н. на л. а. важны лишь те,
к рые дают наибольшие внутр, нагрузки,
что в общем случае требует одновремен-
но и решения задачи о напряжённо-де-
формированном состоянии. На практике эти
задачи, как правило, разделяются. В част-
ности, применительно к конструкциям, допус-
кающим балочную схематизацию, о важ-
ности для прочности тех или иных нагру-
зок судят по макс, нлн миним. значе-
ниям Q, или А4крут, т к., как прави-
ло, нет одного такого расчётного случая,
к-рый давал бы наибольшие нагрузки для
всего рассчитываемого элемента конструк-
ции, напр., это показывают эпюры /W?jr
по полуразмаху крыла самолёта (рис. 2)
Теоретич. определение Н. на л. а. зачастую
является достаточно сложной задачей: тре-
буется решение систем диф. ур-ний, в ряде
случаев нелинейных (напр., прн расчёте
люфтов и насыщения в САУ, нелинейности
сил шасси и сил прн больших углах атаки),
а прн учёте нестацнонарности аэродинамич.
сил — и систем иитегро-диф. ур-иий- Для
нахождения Н. на л. а. используются также
методы аэродинамики и динамики полёта,
законы теории колебаний и аэроупругости,
акустики и теплофизики, а также теории
вероятностей и матем статистики. Приме-
няются эксперим. методы определения Н. на
л. а. при лётных испытаниях, испытаниях в
аэродинамич. трубах, в гидроканалах, на ра-
кетных Дорожках, копрах, стендах и т. п.
Проводятся измерения перегрузок н др. па-
раметров, характеризующих нагружение ЛА
на разл. трассах и в разных режимах
полёта.
Лит  Тейлор Дж., Нагрузки, действующие на-
самолет, лер с англ . М, 197I; Прочность са-
молета. Методы нормирования расчетных условий
прочности самолета, под ред А И. Макарев-
сксго. М, 1975, Макаревский А И., Чи-
жов В. М, Основы прочности и аэроупругости
летательных аппаратов, М, 1982
О А Кузнецов
НАГУРСКНЙ Ян Иосифович (1888—1976)
воен, и полярный лётчик, штабс-капнтаи
русской армии. По иац. поляк. Участник
1-й мировой войны. Окончил Одесское юн-
керское пехотное уч-ще (1909), Петерб. офи-
церскую воздухоплават. щколу (1913). В авг.
1914 вместе с механиком Е. В. Кузнецовым
совершил полёт в Арктику (в поисках про-
павшей рус. экспедиции Г. Я- Седова)
вдоль зап. побережья Новой Земли на само-
лёте «Морис Фарман», удаляясь от суши
на расстояние до 100 км и покрыв 448 км
за 4 ч 20 мин. Н выполнил ещё 4 продолжит
полёта в Арктике. В 1914—17 командовал
возд. отрядами, днвизиоиом Балтфлота. 17
(30) сент. 1916 Н. первым в мире совер-
шил «мёртвую петлю» на гидросамолёте
(М-9). В 1919 он возвратился в Польшу
и больше ие летал. На Земле Франца-
Иосифа его именем названа полярная стан-
ция. Награждён 5 рус. боевыми орденами
и орденом Возрождения Польши. Портрет
см. на стр. 366
368 НАГРУЗКИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
НАДАШКЁВИЧ Александр Васильевич
(1897—1967)—сов. конструктор авнац. во-
оружения, д-р техн, наук (1947). Окончил
Киевский ун-т (1916), Московскую воен,
авиац. школу высш, пилотажа (1918), а за-
тем работал в ней инструктором. С 1925 чл.
науч’.-техн. комитета Возд. Флота РККА.
Дважды подвергался необоснов. репрессиям
н, находясь в заключении, работал в
ЦКБ-39 ОГПУ (1930—31) и ЦКБ-29 НКВД
(1937—41) над новой авиац. техникой.
С 1932 помощник А. Н. Туполева по
оснащению самолётов авиац. вооружением.
Под рук. Н. созданы пулемёт ПВ-1 с лен-
точным питанием для истребителей, турель-
ные стрелковые установки, бомбардировоч-
ные установки самолётов Р-1, Р-5, ТБ-1,
ТБ-3, СБ, Пе-8, Ту-2, Ту-4, Ту-16 и др.
Ленинская пр., Гос. пр. СССР (дважды).
Награждён орденом Ленина, 4 орденами
Трудового Красного Знамени, орденами Оте
честв. войны 1-й степ., Красной Звезды,
медалями.
НАДЕЖНОСТЬ авиационной техни-
ки— свойство ЛА в целом и (или) его
частей (конструкции, бортового оборудова-
ния, двигателей и др.) выполнять заданные
функции, сохраняя значения эксплуатац. по
казателен в установленных пределах, соот-
ветствующих режимам и условиям исполь-
зования, техн, обслуживания, ремонта, хра-
нения и транспортировки. Науч- принципы,
методы и техн, приёмы обеспечения Н. из-
делий авиац. техники разрабатываются тео-
рией надёжности, основой к-рой являются
теория вероятностей и матем. статистика,
иауч. методы изучения функционирования и
нагружения изделий, их прочности, а также
материаловедение. Практич. основой Н.
являются инж. методы проектирования, ис-
пытаний, произ-ва н эксплуатации авиац.
техники.
Наука о Н. авиац. техники изучает физ.
причины и закономерности возникновения и
развития отказов, влияние нарушений внутр,
процессов функционирования и внеш, воз-
действий на работоспособность изделий. Она
создаёт иауч. основы расчёта и практич.
обеспечения Н. изделий, прогнозирования
возможных отказов, разрабатывает теоре-
тич. основы их нормирования, методы реа-
лизации нормативных требований на этапах
создания и подтверждения при испытаниях
опытных и эксплуатации серийных образцов
авиац. техники.
Н., являясь комплексным свойством, в
зависимости от назначения н условий при-
менения изделий авиац. техники, может
включать свойства безотказности, долговеч-
ности, ремонтопригодности н сохраняемости
в отдельности или при определённом их со-
четании.
Для многих изделий определяющими будут
свойства безотказности и долговечности,
характеризуемые способностью изделия быть
работоспособным в заданное время при
обеспечении свойств ремонтопригодности и
сохраняемости. Под работоспособностью по-
нимается состояние изделия, прн к-ром оно
способно выполнять заданные ф-цин, сохра-
няя значения параметров в пределах, уста-
новленных нормативно-техн, документаций.
Уровень безотказности количественно харак-
теризуется вероятностью безотказной работы
за полёт, наработкой на один отказ и ин-
тенсивностью отказов. Долговечность оце-
нивается значениями ресурса по числу по-
лётов (илн суммарной наработкой изделия)
и по срокам службы. Фактич. уровень Н.
(безотказности нлн долговечности) зависит
от совершенства методов проектирования,
стабильности технол. процессов и хар-к ма-
териалов, определяемых общим уровнем
развития науки и техники н производств,
возможностями.
А. В Надашкевич
А. С. Назаров
Сущность решения проблемы рбеспечення
Н. изделий заключается в изучении физ.
причин появления и развития отказов, соз-
дании ннж. методов проектирования высоко-
надёжных изделий, разработке производств.-
технол. процессов изготовления материа-
лов, деталей и узлов с заданными фнз.-
механич. и прочностными свойствами, приме-
нении эффективных методов и средств экс-
плуатац. контроля и техн, обслуживания
изделий, разработке науч, методов анализа
и прогнозирования ожидаемых нагрузок и
внеш, воздействий в реальных условиях
эксплуатации.
Изделия авиац. техники являются сложны-
ми системами, и уровень их Н. зависит
от уровня Н. составных частей. Особен-
ность этих изделий заключается в том,
что прн допущении возможности отказа отд.
составных частей работоспособность всего
изделия должна сохраняться. С этой целью
применяется рациональное резервирование
частей с потенциально возможными от-
казами. Отказы должны быть контролируе-
мыми (экипажу выдаётся информация об их
появлении). Наиболее опасные отказы долж-
ны парироваться аварийными системами, из-
менением условий нлн режимов работы от-
казавших агрегатов. Состояние работоспо-
собности и возникшие отказы в полёте ре-
гистрируются с помощью систем сбора по-
лётной информации (см. Бортовой накопи-
тель). ЛА в целом и его составные части
должны быть приспособлены к установле-
нию причин неисправностей, нх устранению и
предупреждению, т. е. должны обладать
необходимой эксплуатационной технологич-
ностью.
Уровень Н- ЛА и его составных частей
оценивается рядом единичных количеств,
показателей, характеризующих свойства без-
отказности, долговечности и сохраняемости.
Для ЛА в целом применяются также
комплексные показатели, характеризующие
готовность к вылету, регулярность и безо-
пасность полётов и совершенство техн, об-
служивания. Н. является важнейшей состав-
ной частью более общего свойства из-
делий — качества, характеризующего спо-
собность изделия быть использованным по
назначению.
Создание и развитие науки о на-
дёжности. Теоретич. основы науки о Н-
авиац. техники в СССР были заложены
в 50—60-х гг- Их базу составили коли-
честв. методы расчёта и анализа и инж.
методы обеспечения Н. прн создании н ис-
пытаниях изделий авиац. техники. Разработ-
ка методов количеств, оценки уровня Н.,
днфференцнр. подход к оценке влияния разл.
видов отказов систем иа выполняемые ЛА
ф-ции позволили перейти к активному уп-
равлению процессом обеспечения Н. на эта-
пах проектирования, эксперим. отработки и
лётно-доводочных испытаний ЛА. Была со-
здана основа для объективной сравнит, оцсн-'
ки уровней Н. ЛА разл. типов и динами-
ки нх изменения во время эксплуатации.
Реализация этих методов стала возможной
благодаря созданию н широкому внедрению
единой отраслевой системы учёта и сбора
информации об отказах, выявляемых в экс-
плуатации, а также благодаря разработке
вероятностно-статистнч. и расчётно-анали-
тических методов. В 70-х гг. наука о на-
дёжности в авнацин получила дальнейшее
развитие. Основу её составили комплекс-
ные программы обеспечения Н., опираю-
щиеся на науч, методы проектирования,
испытаний и эксплуатац. оценки Н. из-
делий авиац. техники. Цель работы по
обеспечению и анализу Н-— изучение причин
зарождения и развития неисправностей и
создание изделий с заданным и контроли-
руемым уровнем Н. Сложность решения
проблемы Н. возрастает одновременно с уве-
личением сложности создаваемых изделий и
их насыщением автоматич. устройствами и
системами, поддерживающими рабочие ре-
жимы вблизи пределов устойчивости ра-
боты и прочности конструкции. Благодаря
применению науч, методов обеспечения Н.,
учёту предшествующего опыта уровень Н.
вновь создаваемых изделий возрастает по
сравнению с уровнем Н. прототипов.
Научные методы и практика
обеспечения надёжности изделий.
Сущность науч, методов заключается в обос-
новании выбора рациональных конструктив-
ных схем, обеспечивающих наиболее пол-
ное выполнение заданных ф-ций в расчёт-
ных условиях эксплуатации при разл. внеш-
них воздействиях и возможных отказах
отд. узлов и подсистем. Расчётно-аналитич.
методы основаны на применении теории
вероятностей н статистич. информации об от-
казах элементов, агрегатов и узлов, полу-
ченной в ходе эксплуатации. При анализе
рассматриваются работоспособное состоя-
ние изделия и состояние отказа, а само изде-
лие представляется состоящим из последо-
ват. и параллельных соединений элементов
и узлов. Н. отд. узлов и изделия в це-
лом рассчитывается с применением струк-
турных, логич. или схемно-функциональных
методов. Последний метод позволяет учи-
тывать изменяющуюся схемную структуру
изделия применительно к меняющимся режи-
мам и условиям полёта ЛА- Комплекс вы-
полняемых работ даёт возможность полу-
чить данные по прогнозированию ожидае-
мого уровня Н-
В число применяемых способов обеспече-
ния требуемых уровней Н. изделий входят
следующие. На стадии проектирования — ис-
пользование новых материалов с улучшен-
ными фнз.-хнм. хар-ками и новых элемен-
тов повыш. Н.; разработка принципиально
новых схемных решений, включая резер-
вирование; выбор оптим. рабочих режимов и
условий работы; разработка эффективного
производств, и эксплуатац. контроля, обес-
печивающего диагностику и прогнозирование
техн, состояния изделий. На стадии произ-
ва — использование прогрессивной техноло-
гии; применение эффективных методов конт-
роля; проведение спец, испытаний на Н- осн.
систем и изделия в сборе. На стадии экс-
плуатации — обеспечение и контроль задан-
ных условий и режимов работы; проведе-
ние профилактич. работ; эксплуатац. конт-
роль работоспособности; анализ и устране-
ние причин выявляемых отказов.
Надёжность авиационных кон-
струкций — способность конструкций сох-
ранять заданную прочность при выполнении
своих ф-цнй в процессе отработки назнач.
ресурса. Под безотказностью конструкции
понимается: отсутствие разрушений её эле-
ментов и (илн) конструкции в целом из-за
недостатка прочности (несущей способности)
или устойчивости при возникновения экстрем,
условий нагружения; отсутствие поврежде-
ний от действия многократно повторяющихся
24 Авиация
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт сНАДЕ^КНОбТЬ 369
перем, нагрузок или температурных напря-
жений; отсутствие чрезмерных упругих
деформаций несущих пон-стей от действия
аэродинамич. нагрузок и т. п. Безотказность
авиац. конструкций тесно связана с безопас-
ностью, гарантирующей практическую не-
вероятность катастрофнч. ситуаций. Требо-
вания безопасности авиац. конструкции от-
ражаются в гос. документах: Нормах лёт-
ной годности гражданских самолётов (дей-
ствовавших в СССР), Федеральных пра-
вилах лётной годности (США), Требовани-
ях к лётной годности (Великобритания) и
т. д. или в межгосударств, положениях
(напр,, в Руководстве по лётиой годности
ИКАО).
Долговечность авиац, конструкции харак-
теризуется её техн, ресурсом, к-рый оп-
ределяется наработкой — продолжитель-
ностью работы аниац. конструкции (число
лётных часов, полётов и др.) и сроком
службы, выражвемым календарным време-
нем эксплуатации. Срок службы парка ЛА
может быть увеличен путём рацион, исполь-
зования индивидуального ресурса каждого
экземпляра. Эксплуатац. сохраняемость кон-
струкции — способность её сохранять рабо-
тоспособность в промежутках между перио-
дами эксплуатации (напр., когда ЛА нахо-
дится на стоянке, в ангаре). Для обес-
печения сохраняемости конструкции в это
время (от действия окружающей среды и
т- п.) важное значение имеет корроз. стой-
кость материалов н их антнкорроз. защита.
Контроль фактич. уровня Н. конструкции
ЛА в процессе эксплуатации проводится
на основе оценки показателей Н. При раз-
работке методов обеспечения Н. авиац.
конструкций в кои. 60-х гг. возникла тен-
денция прямого использования вероятност-
ных критериев теории Н. из-за недостатка
фактич. данных в диапазоне весьма малых
вероятностей. Начиная с кон. 70-х гг- по-
лучили практич. использование типовые под-
ходы теории Н., осн. иа формулировке
количеств, вероятностных критериев.
Надёжность авиационного дви-
гателя. Особенность Н. авиац. двигателя
заключается в необходимости получения
оптим. удельных хар-к по тяге, массе и рас-
ходу топлива в широком диапазоне изме-
нения внеш, условий при безотказной рабо-
те всех его систем в течение назнач.
ресурса. Работоспособность и совершенство
функциональных хар-к двигателя зависят
от Н. обеспечивающих систем (топливной,
охлаждения, смазки), систем управления,
регулирования и контроля. Уровень Н.
двигателя зависит от прочности осн. сило-
вых частей, определяемой запасами проч-
ности и значениями тепловых, газодинамич-,
вибрац. и др. воздействий. Уровень Н. дви-
гателя оценивается его наработкой на от-
каз, а также значениями назначенного и
межремонтных ресурсов. Оценка уровней Н.
выполняется также в ходе спец, стендо-
вых ресурсных и лётных испытаний на ле-
тающих лабораториях. Н. двигателя но
многом определяет его стоимость и эффек-
тивность эксплуатации.
Надёжность авиационного бор-
тового оборудовании. Особенность
бортового оборудования — взаимосвязь и
взаимодействие отд. систем и большая за-
висимость работоспособности отд. приборов
и устройств от внешних условий в местах
их установки (вибраций, темп-ры, давления,
влажности). Осн. направления работ по обес-
печению Н. оборудования: оптим. резерви-
рование, создание приемлемых местных ус-
ловий работы отд. приборов и устройств.
Лабораторно-стендовая отработка отд. уз-
лов и систем является важной составной
частью работ по обеспечению Н. обору-
дования. Уровень Н. оборудования оказывает
существ, влияние на объём трудозатрат при
техн, обслуживании и на степень готовности
ЛА к полётам. Это обусловливает повыш.
требования к уровню Н., контролепригод-
ности, эксплуатац. технологичности и уни-
фикации отд, устройств, приборов и систем.
Важным условием улучшения эксплуатац.
свойств оборудования является широкое
применение встроенного контроля.
В В Косточкин.
НАЗАРОВ Аркадий Сергеевич (1899—
1987)— сов. конструктор авиац. двигателей.
Окончил Воен.-возд. академию РККА им.
проф. Н. Е. Жуковского (1925, ныне ВВИА)
В 1930 организовал н возглавил КБ на
авиамоторном з-де № 29 в Запорожье. Под
его рук. были внедрены в серийное про-
из-во первый сов. ПД М-1 1 конструкции
А. Д. Швецова и лицензионные ПД М-22,
М-85, разработан ряд их модификаций, в
т. ч. М-86, М-87. В 1937 назначен гл.
конструктором авиамоторного З-да № 16 в
Воронеже. В том же году был необос-
нованно репрессирован; находясь в заклю-
чении, работал в спецоргаиизациях над соз-
данием новой авиаи. техники. После осво-
бождения из заключения (1947, реабили-
тирован в 1956) работал до 1970 в разл.
КБ. Награждён орденом Красной Звезды.
Портрет см. на стр. 369.
НАЗЕМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ летатель-
ного аппарата — комплекс наземных ра-
бот, связанных с подготовкой опытного
(модифицированного) ЛА к вылету перво-
му. В зависимости от характера решаемой
задачи Н. и. выполняются в ангаре или в
испытат. боксе, на специально оборудов.
площадках или непосредственно иа мес-
те стоянки ЛА, а также на рулёжных
дорожках и лётиой полосе испытат- аэрод-
рома (полигонные испытания самолётов и
вертолётов). Цели Н. и.: выявление воз-
можных конструктивных и производств, де-
фектов ЛА, его силовой установки, отд.
бортовых систем, автоматич. устройств и обо-
рудования, установление готовности ЛА к
выполнению на нём испытат. полёта, а также
подготовка экипажа и наземного обслужи-
вающего персонала к лётным испытаниям
этого ЛА.
До начала Н. и. ЛА, как правило, долж-
ны быть завершены лабораторные, стендо-
вые и лётные испытания его двигателя,
осн. бортовых систем и оборудования, а
также эксперименты на пилотажных стендах
и летающих лабораториях (при необхо-
димости). В ходе Н. и. на этапе завод-
ских испытаний опытного (модифицир.) ЛА
выполняются след, работы: контрольная про-
верка работоспособности силовой установки
ЛА, его бортовых систем и оборудования;
проверка соответствия их хар-к техн, тре-
бованиям и предварит, оценка надёжности
их работы, отказо- и пожаробезопасности.
При подготовке ЛА к первому вылету, кро-
ме того, осуществляется оценка по резуль-
татам полигонных испытаний (рулёжек, про-
бежек, подлётов — на самолётах, испытаний
на стенде и в свободном висении — вер-
толётов и СВВП, аэростатнч. испытаний
дирижаблей и др.) его управляемости и
устойчивости движения как при отсутствии
ветра, так и при боковом ветре; условий
балансировки ЛА и эффективности органов
управления; уровня усилий на рычагах уп-
равления. Узловыми вопросами в этом слу-
чае ивляютси: оценка работоспособности си-
ловой установки ЛА и всех жизненно важ-
ных бортовых систем; выявление неприятных
и опасных особенностей в поведении ЛА в
момент отрыва от ВПП или подтверждение
их отсутствия; оценка эффективности работы
осн. и аварийной тормозных систем; оцен-
ка эффективности амортизац. устройств шас-
си; оценка уровня и характера вибраций в
кабине на всех этапах движения ЛА по
аэродрому
По совокупным результатам указанных ис-
пытаний принимается решение о возмож-
ности и условиях проведения первого вы-
лета ЛА (уточняются для этого полёта его
масса, центровка и конфигурация, взлёт-
ное и посадочное положение относительно
ВПП, положения механизмов балансировки
и Др.).
На этапе контрольно-сдаточных испытаний
серийных ЛА проводятся только предусмот-
ренные инструкцией по техн, эксплувтации
ЛА наземные работы и эксперименты.
Лит: Пашковский И. М., Леонов В А,
Поплавский Б К., Летные испытания самолетов
и обработка результатов испытаний, М , 1985.
И М Пашковский.
сНАКАДЗЙМА» (Nakajima Hikoki Kabushi-
ki Kaisha; Nakajime Aircraft Co)— авиа-
строит. фирма Японии. Осн, в 1914, указан-
ное иазв. с 1924 (до этого — Японские
авиац. з-ды). Функционировала до 1945,
выпуская гражд. и воен, самолёты и авиац.
двигатели. В 20-х и н нач. 30 х гг- значит,
место в продукции <Н.» занимали самолёты
и ПД, производившиеся по лицензиям Ве-
ликобритании, Франции, Нидерландов и
США. В нач. 20-х гг. был создан пераый
япон. цельнометаллич. самолёт (бомбарди-
ровщик В-6 и его гражд. вариант Р-6), а
в нач. 30-х гг.— первый истребитель япон.
конструкции («тип 91»). К известным само-
лётам фирмы периода 2-й мировой войны
относятся истребители Ki-43 (первый полёт
н 1939, выпущено св. 5900 см. рис. в
табл. XXII), Ki-44 (1940), Ki-84 (1943) и па-
лубные торпедоносцы B5N (1937) и B6N
(1941). В 1945 был построен опытный реак-
тивный бомбардировщик Kikka с двумя ТРД
(по образцу нем. самолёта Мессершмитт
Ме262). Всего в 1914—45 было выпушено
ок. 26 тыс. самолётов разл. типов. В 1953
пр-тия «Н.» отошли пром, концерну «Фуд-
зи» и фирме «Ниссан мотор». Произ-во
ЛА «Фудзи» возобновил лиценз. выпуском
лёгких самолётов фирм «Бич» и «Цессна».
В числе собств. разработок концерна тре-
нировочный самолёт Т-1 (1958; первый реак-
тивный самолёт япон. конструкции), четы-
рёхместный адм. самолёт F-200 (1965) с
ПД и др. Начатое в 60-х гг. лицеиз.
произ-во вертолётов фирмы «Белл» продол-
жалось в 70-х и 80-х гг.
НАНЬЧАНСКНЙ АВИАЦИОННЫЙ ЗА-
ВОД — авиац. предприятие Кит. Нар. Рес-
публики. В кон. 50-х и в 60-е гг. выпускал
по лицензии сов. самолёты Ан-2 (под обоз-
начением Y-5) В кон. 60-х гг. был начат
выпуск штурмовика Q-5/A-5 (на основе
самолёта Afu/"-19), с 1961— уч.-тренировоч-
ного самолёта CJ-6 (иа основе Дк-18). З-д
разработал уч-тренировочиый самолёт
«Хейян» с ПД (первый полёт а 1985, на ос-
нове CJ-6) и уч.-тренировочный реактив-
ный самолёт К-8 (1990).
НАПЛЫВ КРЫЛА —- часть крыла, высту-
пающая из обвода осн. трапеции (С на рис.).
В зависимости от расположения различают
передние и задние Н. к. На крыльях боль-
шого удлинения для увеличении площадей
поперечных сечений в бортовой части кры-
ла, а также для размещения устройств
механизации крыла применяются, как прави-
ло, задние наплывы. Для крыльев сложной
формы в плане характерно наличие перед-
них наплывов. Простейший передний Н. к.
имеет прямые передние кромки и представля-
ет собой, по существу, треугольное крыло
очень малого удлинении, расположенное не-
посредственно перед исходным крылом; в
общем случае форма наплыва может быть
произвольной. Крыло сложной формы в пла-
не с передним наплывом обладает рядом
аэродинамич. особенностей. При дозвук. ско-
370 НАЗАРОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
наплыв
Наплывы крыла
ростих полёта добавление наплыва практи-
чески не изменяет размерных несущих
свойств исходного крыла при малых углах
атаки а< (5—10)° но приводит к усиле-
нию нелинейного прироста подъёмной силы
при дальнейшем увеличении угла атаки и к
значит возрастанию критич угла атаки и
макс коэф подъёмной силы Благопрнят
ное увеличение несущих свойств крыла на
больших углах атаки при наличии перед
него Н к улучшает взлетно посадочные ха-
рактеристики и маневренность самолета
Оно обусловлено отрывным поперечным об
теканнем передних кромок Н к и обра-
зованием интенсивных устойчивых вихревых
систем (см рис 3 к ст Крыла теория),
к рые индуцируют большие дополнит разре-
жения на верх пов сти крыла Переход
от исходного трапециевидного крыла к кры-
лу с передним наплывом дает возможность
увеличить внутр объемы крыла и однов
ременно уменьшить относительные толщины
профилей в наплывной части крыла, что при-
водит к уменьшению сопротивления и к рос
ту значений макс аэродинамического качест-
ва Ктах самолета при сверхзвук скорос-
тях полета Кроме того, имеющие большие
углы стреловидности передние кромки наплы
ва остаются дозвуковыми до очень боль-
ших значений Маха числа полёта, что поз
воляет реализовать на крыльях сложной
формы в плане заметные выигрыши в аэро-
динамич сопротивлении и значениях Ктах
путём оптимизации формы срединной пов сти
и распределения объёма крыла по хорде
и по размаху При соответствующем выборе
высоты и размаха переднего наплыва мож
но получить несущую пов сть с заданной
разницей в положениях фокуса аэ род ина
мического при малых дозвук скоростях и
при данной сверхзвук крейсерской скорое
ти Указанные аэродинамич особенности обу
словили широкое применение крыльев слож-
ной формы в плане с передними наплы
вами в авиационной, ракетной и авиац
КОСМИЧ технике	Л F Васильев
НАПРАВЛЯЮЩИЙ АППАРАТ КОМПРЕС-
СОРА— неподвижный лопаточный венец
устанавливаемый за рабочими колёсами осе
вого компрессора Назначение Н а к —
преобразование части кинетич энергии пото-
ка в потенциальную, изменение направления
потока за рабочим колесом данной ступе
ни для подачи к рабочему колесу след
ступени под заданным углом Н а к , ус
танавлнваемый за рабочим колесом послед
ней ступени компрессора наз его спрям-
ляющим аппаратом (СА) и предназначен
для раскрутки потока до осевого направле
ния В зависимости от угла поворота по-
тока СА могут быть одно , двух или
трехрядными Для обеспечения заданной ки
нематики потока перед компрессором испОль
зуется входной направляющий аппарат
В многоступенчатых высоконапорных
компрессорах Н а к используется еще и
для регулирования их работы на нерасчёт
ных режимах В этом случае лопатки Н а к
или их выходные части выполняются пово
ротными относительно своих продольных
осей что позволяет изменять их углы ус-
тановки с тем, чтобы обтекание лопаток
как самих На к, так и примыкающих
рабочих колес регулируемых ступеней проис
ходило без срыва потока и существ по-
вышения потерь Кроме того, регулирование
компрессора улучшает согласование работы
разл групп ступеней компрессора Благода
ря регулированию удаётся обеспечить необ
ходи мы й запас газодинамич устойчивости
двигателя и поддержать высокий уровень
его кпд в заданном диапазоне режимов
двигателя, получить заданную зависимость
расхода воздуха от частоты вращения ро
тора, облегчить запуск ГТД, устранить
повыш вибронапряжеиия иа лопатках комп
рессора	Ф 111 Гельмедов
НАПРЯЖЕН НО-ДЕФОРМ А РО ВЛ Н НОЕ
СОСТОЯННЕ (НДС) конструкции — со
вокупность внутр напряжений и деформа
ций, возникающих при действии на нее
внеш нагрузок, температурных полей и др
факторов НДС определяется расчётными и
эксперим методами в виде распределения
напряжений, деформаций и перемещений в
конструкции и является основанием для
оценки статической прочности и ресурса
авиац конструкций на всех этапах жиз
нениого цикла ЛА При расчетах НДС
определ образом идеализируется расчёт
ная схема (см Строительная механика.
Конструктивно-силовая схема) С внедрени
ем совр универсальных числ методов рас
чёта сложная авиац конструкция может
рассматриваться как совокупность простых
механич элементов (балок, пластин, стерж-
ней и пр ) В одной из возможных схем рас-
чета НДС крыла малого удлинения (рис 1)
стенки лонжеронов (л—л), стенки нер
вюр (и—н) и обшивка (о—о) моде
лнруются плоскими четырёхугольными эле
ментами, воспринимающими плоское напря
жённое состояние, пояса лонжеронов и нер
вюр (о — п) моделируются стержнями Раз
личают общее и местное НДС Общее НДС
определяется в силовых элементах конструк
ции без учета концентрации напряжений,
вызванных местными конструктивно технол
особенностями (отверстиями, выточками и
пр ) Местное НДС определяется вблизи
концентратора напряжений с учетом вида
концентратора и приложенной нагрузки При
расчётном методе исследования местного
НДС вид нагрузки может быть опреде
лен из предшествующего расчета общего
НДС Напр, в расчетной схеме плоского
кольцевого шпангоута (рис 2,а) к об-
щему НДС относятся прогиб упругой ли
иии шпангоута f (рис 2,6) и нормальное
Рис 2 Расчетная схема плоского кольцевого шпаи
гоута с радиусом упругой линии R и приложен
ными силами Р (а) и результаты общего (б) и
местного (в) напряжённо деформированного со
стояния
напряжение в наруж волокне верх поя-
са лонжерона о0, к местному НДС — рас-
пределение напряжений гти (рис 2, в) по
сечению С — С отверстия, расположённого в
элементе шпангоута А— А, В — В
В случае линейной упругости материала
и малости перемещений (при линейном НДС)
расчёт конструкции можно производить на
единичные случаи нагружения Напр НДС
фюзеляжа рассчитывается отдельно при дей-
ствии единичных значений силы р и изги
бающего момента ш, приложенных к опере
нию самолета НДС разл случаев совм
нагружения определяется сложением резуль
татов расчетов НДС на единичные случаи
нагружения с коэф Кр и Кт (суперпо-
зиция результатов расчётов) Р = Крр, М =
= Ктт
При нелинейном НДС суперпозиция недо-
пустима Напр , при расчёте несущей спо-
собности поперечного сечения фюзеляжа са
молёта учитываются нелинейные эффекты —
пластичность материала и потери устой
чивости элементов конструкции Результаты
расчета НДС должны подтверждаться экс-
периментально (см Тензометрия)
Лит Филин А П Прикладная механика
твердого деформируемого гела т I М 1975
В Ф Воробьев
НАСАДКИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ — то
же что приёмники давлений
НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ИН-
СТИТУТЫ Н ЦЕНТРЫ авиационные—
организации, проводящие теоретич и экспе-
24'
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своимиЦАУНЙФ
рим исследования в разл областях авиац
науки и техники Сфера их деятельности
охватывает аэродинамику, динамику полё-
та и системы управления ЛА, конструкц
материалы и прочность авиац конструк
ций, силовые установки и бортовое обо-
рудование ЛА, вопросы эксплуатации авиац
техники и т д В задачи авиац Н -и и
и ц входит определение перспективных на-
правлений развития авнац техники, изыска-
ние новых эффективных методов и средств
совершенствования ЛА н внедрение их в
практику авиастроения, науч (втч экс-
периментальное) обеспечение опытно-конст
рукторских работ по созданию новой авиац
техники и т п Для выполнения этих
задач иссл орг ции имеют развитую (во мн
случаях уникальную) эксперим базу
Первые орг-ции такого профиля появи-
лись в нач 20 в Создание их в России свя-
зано с именем Н Е Жуковского — органн
зованы первые аэродинамич лаборатории в
Моск ун те (1902) и Императорском техи
уч-ще (1910), а в 1904 в Кучине* под
Москвой осн первый специализир Аэро-
динамический институт Также по ииициати
ве Жуковского в 1918 был учреждён
Центральный аэрогидродинамический инсти
тут В последующий период в ходе разви-
тия отечеств авиации и авиац пром-сти
сеть н и ии-тов авиац профиля в СССР
непрерывно расширялась Были созданы Го-
сударственный научно-исследовательский ин-
ститут гражданской авиации. Центральный
институт авиационного моторостроения Все-
союзный научно-исследовательский институт
авиационных материалов. Лет но-исследова-
тельский институт, Государственный союз-
ный сибирский научно-исследовательский ин-
ститут авиации. Научно-исследовательский
институт авиационной технологии и орга-
низации производства, Всесоюзный институт
легких сплавов. Научно-исследовательский
институт авиационного оборудования. Госу-
дарственный научно исследовательский ин-
ститут авиационных систем и ряд др
и -и орг-ций
Также к нач 20 в относится зарождение
авнац Н и и иц за рубежом В 1909 осно
вали аэродинамич лаборатории Л Прандтль
в Гёттингене, А Г Эйфель и О Ра-
то в Париже В 1915 в США был об-
разован Национальный консультативный ко
митет по аэронавтике (National Advisory
Committee for Aeronautics, NACA), под эги-
дой к-рого стали формироваться иссл цент-
ры В 1958 он был реорганизован в Нацио-
нальное управление по аэронавтике и ис
следованию космического пространства Од-
ним из старейших является Королевский
авиационный научно-исследовательский ин-
ститут в Великобритании, образованный в
1918 иа базе Королевского авиационного
завода (Royal Aircralt Factory), иа к-ром
к тому времени получили широкое разви
тие проектные и иссл работы Крупными
иссл орг-циями являются также Нацио-
нальное управление авиационно-космичес
ких исследований во Франции и Научно-ис-
следовательский институт авиации и космо-
навтики ФРГ Подобные орг ции широкого
профиля были созданы и во ми др стра-
нах в Индии— Национальный авиационный
институт (National Aeronautical Laboratory),
оси в 1959, в Канаде—Национальный
авиационный научно исследовательский ин-
ститут (National Aeronautical Establish-
ment), осн в 1951, в КНР—Китайский
аэродинамический научно-исследовательский
S (China aerodynamics research and
opment centre), образован в 1976,
в Нидерландах — Национальный иаучно-ис
следовательский институт по авиации и кос
монавтике (National Luchten Ruimtevaar-
laboratorium), осн в 1919, в Польше —
Институт авиации (Instytut Lotnictwa),
оси в 1926, в Румынии — Национальный
институт научных и технологических иссле-
дований (Institut National de Creation Scien
tifique et Technique), в Чехословакии — Ави
ацноиный исследовательский и испытатель-
ный институт (Vyikumny a Zkusebm Letecky
Ustav),ocH в 1922, в Швеции—Авиационный
научно-исследовательский институт (Hygtek-
niska Forsoksantalten), осн в 1940, в Юго-
славии — Институт воздухоплавательной
техники (Vazduhoplovna tehmf-ki institut),
осн в 1946, в Японии — Национальный
институт по авиации и космонавтике (Na-
tional Aerospace Laboratory), осн в 1955
И в указанных выше и в др зарубеж-
ных странах существуют н -и орг ции бо-
лее узкой специализации, работающие в
области авиации и космонавтики
НАУЧ НОНССЛ ЕдОВАТЕЛ ЬСКН Й ИН-
СТИТУТ АВИАЦИИ И КОСМОНАВТИКИ
ФРГ (Deutsche Forschungs- und Versuch
sanstait fur Luft- und Raumfahrt, DFVLR)—
ведущая орг-ция ФРГ по иауч исследо-
ваниям в области авиации и космонавти-
ки Ин-т образован в 1969 в результа
те объединения трёх ранее существовавших
иссл центров авиац профиля Имеет отде-
ления механики полёта и навигации, меха-
ники жидкости, материаловедения и кон
струкцнй, систем связи и изучения ок-
ружающей среды, энергетики, разработ-
ки проектов ЛА, эксперим установок Иссл
центры нн-та располагают высокоразвитой
эксперим базой
НАУЧ НО-НССЛ ЕДОВАТЕЛ ЬСКН Й ИН-
СТИТУТ АВНАЦНОННОГО ОБОРУДОВА-
НИЯ (НИИАО) Создан в 1983 в г Жу-
ковском Моск обл на базе филиала и
специализир КБ Лётно-исследовательского
института Является головным ин том авиац
пром-сти России в области бортового обору-
дования ЛА и эргономики В ин-те про-
водятся теоретич и эксперим исследования
по созданию иа базе новых физ принци-
пов и технологий, структур перспективных
образцов оборудования для самолётов и
вертолётов разл типов, опытно конструктор-
ские разработки электронных бортовых комп
лексов и их элементов, систем отображения
информации и органов управления пило
тируемых космич аппаратов, комплексных
тренажёров для подготовки космонавтов
Ин-т располагает вычислит центром, экс-
перим -стендовой базой для проведения ис-
следований и отработки комплексов, систем
и отд образцов бортового оборудования,
опытным и макетно эксперим произ-вом
Издаёт тематич сборники
НАУЧ НО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНС-
ТИТУТ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНОЛОГИИ И
ОРГАНИЗАЦИИ ПРОИЗВОДСТВА
(НИАТ)—организован из Центр ии-та
труда, созданного в 1920 А К Гастевым
в Москве Указ иазв с 1947 Имеет
неск филиалов в др городах В состав
ин-та входят ряд специализир технол
конструкторских отделений Осн задачи
ин-та технол обеспечение создания новых
образцов авиац техники, постоянное новы
шение эффективности и техн уровня се-
рийного произ ва в целях повышения
производительности труда и качества про
дукции, разработка общих теоретич ос
иов технологии и науч основ всех ви-
дов технол процессов, совершенствование
методов и средств технол подготовки
произ-ва, разработка новых технол про
цессов изготовления заготовок, обработ-
ки деталей, их сборки и контроля, разра-
ботка методов и средств комплексной меха-
низации и автоматизации произ-ва, повыше
ние качества, надёжности и ресурса изде
лий технол методами, совершенствование
орг-ции и управления произ-вом, подготов
ка науч кадров Издаются «Труды* ин та
(с 1948) Награждён орденом Трудового
Красного Знамени (1966)
НАУЧ Н0-ПР0НЗВ0ДСТВЕН НОЕ ОБЪЕ-
ДИНЕНИЕ им С А Лавочкина — бе
рёт начало от авиац з да № 301, образо
ванного в 1937 в г Химки Моск обл на
базе мебельной ф-ки З-д серийно выпускал
самолёты УТ 2, УТ-3, Як-1, Як-7 В ОКБ,
организов при з-де, сначала проводились
(под рук А А Дубровина) работы по
созданию уч тренировочного истребителя на
осн франц самолёта «Кодрон*, а в 1939
оно было передано С А Лавочкину,
В П Горбунову и М И Гудкову, по проек
ту к-рых на з-де были изготовлены нстре
бители ЛаГГ-1 и ЛаГГ 3 Для обеспечения
серийного произ-ва ЛаГГ-3 Лавочкин (с час
тью ОКБ) был переведён в нояб 1940 на
з-д Ns 21 в Горьком, а Горбунов—на з-д
№ 3| в Таганроге, Гудков продолжил ра-
боты по дальнейшему развитию ЛаГГ 3 в
Химках В окт 1941 з-д был эвакуирован
в Новосибирск, а на его месте образован
рем з д, проводивший в годы Вел Отечеств
войны капитально-восстановит ремонт бое-
вых самолётов (в т ч непосредственно в
воинских частях), а также сборку самолё
тов из привозных узлов (было собрано и
сдано 397 самолётов) ОКБ Лавочкина в
Горьком создало в годы войны истребите
ли Ла-5 и Ла 7 В окт 1945 авиац опыт-
ное пронз-во в Химках было воссоздано
(снова как з-д № 301), и возглавил его
Лавочкин Здесь были продолжены разработ
кн его самолётов (см ст Ла), а в 50-х гг
были также развёрнуты работы по ракет-
ной технике созданы комплексы зенитных
УР, стратегии крылатая ракета «Буря» с
маршевым ПВРД В I960 пр тие стало име
иоваться Гос союзным машнностроит з-дом
им С А Лавочкина, а в 1974 получило
указанное назв
С середины 60-х гг специализирует-
ся в области беспилотных космич средств
для исследований околоземного простраист
ва. Луны, планет и малых тел Солнечной
системы дистанц и контактными методами
и астрофиз наблюдений Созданы автоматич
космич аппараты и межпланетные стан-
ции серий «Луна», «Венера», «Марс», са
моходные автоматич зонды (типа «Луно
ход» и др ), автоматич аппараты по между-
иар проектам «Вега» и «Фобос», автома-
тнч обсерватории «Астрон», «Гранат» и др
объекты космич техники В этот период с
пр-тием связана деятельность таких конст-
рукторов и учёных, как Г Н Бабакнн,
В М Ковтуненко Пр-тие награждено ор-
деном Ленина (1944), двумя орденами Тру-
дового Красного Знамени (1956, 1971)
И Л Шее алев
НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕ-
ДИНЕНИЕ «МОЛНИЯ* Образовано в
1976 В НПО были включены КБ «Молния*
(Москва), Машнностроит КБ «Буревестник*
(Москва) и Экспериментальный машиност-
роительный завод В НПО «Молния» под
рук Г Е Лозино-Лозинского разработай
планёр орбитального корабля многоразового
использования «Буран*
НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕ-
ДИНЕНИЕ «САТУРН» им А М Люль-
ки— разработчик авиац двигателей семей
ства АЛ Образовано в 1982 на основе
моек Машиностроительного завода «Са-
турн* В числе пр-тий, входящих в НПО,—
Машиностроительное конструкторское бюро
«Гранит* С 1984 НПО носит имя А М Люль-
ки
НАУЧ НО-ЭКС ПЕрНМЕНТ АЛ ЬНЫЙ
ЦЕНТР АВТОМАТИЗАЦИИ УПРАВЛЕ-
НИЯ ВОЗДУШНЫМ ДВИЖЕНИЕМ
(НЭЦ АУВД) Учреждён в яив 1974 в
372 НАУЧНО
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Москве Создание НЭЦ АУВД связано с
интенсивным развитием возд. транспорта,
необходимостью повышения уровня безопас-
ности, регулярности и экономичности полё-
тов самолётов и вертолётов гражд. авиа-
ции. Является головным НИИ по вопросам
развития и совершенствоиания Единой сис-
темы УВД страны; разработки, испытаний
и внедрения перспективных автоматизир.
систем УВД; наземных и бортовых техн,
средств навигации, посадки и связи; ведёт
науч исследования по эргономич. обеспе-
чению УВД и подготовке диспетчерского
состава. Имеет лаб. базу для проведения
всех видов исследований по закреплённой
тематике. С 1979 на НЭЦ АУВД возло-
жены функции междунар. науч.-эксперим.
центра УВД для совершенствования и даль-
нейшего развития систем и средств УВД.
НЭЦ АУВД представляет гражд. авиацию
страны в ИКАО и др. междунар. орг-циях.
НАЦИОНАЛЬНАЯ принадлежность
ВОЗДУШНОГО СУДНА - см. в ст Воздуш-
ное судно'
НАЦИОНАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ АВИА-
ЦИОННО-КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВА-
НИЙ (Office National d’Etudes et de Re-
cherches Aerospatiales, ON ERA)—ведущая
орг-ция Франции по науч, исследованиям
в области авиации и космонавтики. Осн. в
1946. Находится в ведении мин-ва оборо-
ны, тесно сотрудничает с орг-циями др.
ведомств. Имеет отделения аэродинамики,
энергетики, прочности конструкций, материа-
лов. общей физики, комплексных исследо-
ваний, больших эксперим. установок, средств
информации. Иссл. центры управления рас-
полагают высокоразвитой эксперим. базой.
НАЦИОНАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПО
АЭРОНАВТИКЕ И ИССЛЕДОВАНИЮ
КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА,
НАС A (National Aeronautics and Space
Administration, NASA),— правительств, орг-
ция США, обеспечивающая координацию и
выполнение работ по программам освоения
космоса и развития авиации. Создана в
1958 иа базе Нац. консультативного к-та
по аэронавтике (National Advisory Com-
mittee tor Aeronautics, NACA), существо-
вавшего c 1915. Основные задачи НАСА: со-
здание науч.-техн. задела для разработки
перспективных ЛА на основе проведения
теоретич. и эксперим. исследований; со-
действие внедрению науч.-техн- достиже-
ний и совершенствованию находящихся
в эксплуатации гражд. и воен. ЛА; раз-
работка и испытания ЛА разл. наз-
начения, в т. ч. беспилотных и пилоти-
руемых космич. аппаратов; осуществление
нац. программ в области освоения космо-
са, а также в рамках междунар. и дву-
сторонних соглашений США с другими стра-
нами.
В состав НАСА входят пять програм-
мно-целевых бюро для руководства, плани-
рования и орг-цни выполнения работ: бюро
иауч.-техн, проблем авиации и космонав-
тики (Office of Aeronautics and Space Techno-
logy, OAST)—руководит программами раз-
работки перспективной авиац. и космич
техники, созданием эксперим. ЛА н прове-
дением их демонстрац. испытаний, коор-
динирует все перспективные исследования
и разработки, обеспечивает науч.-техн. по-
меть др. орг-циям; бюро космич. науч,
исследований и прикладных работ' (Office
of Space Science and Applications, OSSA),
бюро по разработке космич. транспортных
систем (Office of Space Transportation
Systems Acquisition, OSTSA); бюро по эксп-
луатации космич. трансп. систем (Office
of Space Transportation Systems Operation,
OSTSO) и бюро по слежению и обработ-
ке данных космич. полётов (Office of Space
Tracking and Data Systems, OSTDS).
НАСА имеет II н.-и. центров, к-рые рас-
полагают крупной эксперим. базой, аэроди-
намич. дозвук. и гиперзвук, трубами, газо-
динамич. установками (гелиевые, азотные,
ударные, импульсные трубы, газодинамич.
установки с нагревом), акустич. камерами,
стендами для прочностных и усталостных
испытаний и др. Центры НАСА, осн. деятель-
ность к-рых связана с науч, исследования-
ми в области авиации, созданием и совер-
шенствованием ЛА, проведением их испыта-
ний: Н.-и центр им. Ленгли (Langley
Research Center, LaRC), осн. в 1917; Н.-и.
центр им. Эймса (Ames Research Center,
ARC), осн. в 1940; Лётно-испытат. центр
им. Драйдена (Hugh L. Dryden Flight
Research Center, DFRC), осн. в 1947, с
1981 включён в состав Н.-и. центра нм.
Эймса; Н.-и. центр им. Льюиса (Lewis Re-
search Center, LeRC), осн. в 1941
В др. центрах НАСА проводятся в осн.
разработка, произ-во и испытания космич.
техники, запуск космич. аппаратов, а также
исследования в области космонавтики. Круп-
нейшие нз них: Центр космич. полётов нм.
Маршалла (George С. Marshall Space
Flight Center, MSFC), создан в 1960;
Космич. центр нм. Л. Джонсона (Lyndon
В. Johnson Space Center, JSC), введён в
эксплуатацию в 1963; Космич. центр им.
Дж. Кеннеди (John F. Kennedy Space Cen-
ter, KSC), осн. в 1956; Центр космич.
полётов им. Годдарда (Goddard Space Flight
Center, GSFC), осн. в 1959. По размерам
финансирования федеральным пр-вом НАСА
занимает второе место после Мин-ва оборо-
ны США.	В В. Беляев
НАШЛЕМНЫЙ ВИЗИР — совокупность
размещаемых на шлеме лётчика-оператора
и в кабине самолёта оптико-электронных уст-
ройств, обеспечивающих сопровождение цели
(объекта) поворотом головы и определение
угловых координат линии визирования це-
ли по положению головы лётчика-оператора.
На шлеме установлены коллиматорный оптич.
визир с полупрозрачным отражат. стеклом
(размещается в поле зрения одного из
глаз лётчика) и фотоприёмники системы
съёма координат, воспринимающие излу-
чение спец, оптич. облучателей. В кабине
самолёта находятся облучатели, а также
электронный блок системы съёма координат,
преобразующий сигнал фотоприёмииков в
сигналы, пропорциональные углам поворота
головы лётчика в вертик. и горизонт, плос-
костях. Угловые координаты цели (объекта),
полученные с помощью Н. в., используют-
ся для выдачи углового целеуказания голов-
кам самонаведения управляемых ракет перед
их пуском, а также бортовым РЛС и
оптико-электронным станциям для решения
задач прицеливания при стрельбе и бом-
бометании, для коррекции навигац. систем
по ориентирам с известными геогр. коор-
динатами. Дальность действия Н. в. опре-
деляется дальностью визуального обнаруже-
ния и сопровождения цели, а зона дейст-
вия по углам составляет zt(60—90)° (у ин-
дикатора на лобовом стекле не более 20°) и
ограничивается предельными углами по-
ворота головы лётчика-оператора в полёте.
Коллиматорный оптич. визир может быть
заменён малогабаритным иашлемным -инди-
катором телевиз. типа, позволяющим выво-
дить непосредственно перед глазом летчика-
оператора пилотажную и обзорную" инфор-
мацию, полученную от бортовой Р'ЛС, оп-
тико-телевиз. визира, тепловизора и пило-
тажных датчиков самолёта, что обеспечивает
одноврем. сопровождение цели в широком
диапазоне углов и контроль режимов полё-
та без обращения к индикаторам на при-
борной доске самолёта. Первые сведения
о разработках Н. в. относятся к кон.
60-х — нач. 70-х Н. в. используются
А К Недбайло
С С Нежданове кий
на самолётах-истребителях и боевых верто-
лётах.	А Г Зайцев.
НЕДБАЙЛО Анатолий Константинович (р.
1923)—сов. лётчик, ген.-майор авиации
(1970), дважды Герой Сов. Союза (дваж-
ды 1945). В Сов. Армии с 1941. Окончил
Ворошилов г раде кую воен, авиац. школу пи-
лотов (1943), Воен.-возд. академию (1951;
ныне нм Ю. А. Гагарина). Участник Вел.
Отечеств, войны. В ходе войны был лёт-
чиком-штурмовиком, ком. звена, ком. эскад-
рильи. Совершил 219 боевых вылетов. Пос-
ле войны на преподават. и руководящей
работе в воен.-уч заведениях ВВС.» Наг-
раждён орденом Ленина, 3 орденами Крас-
ного Знамени, орденом Александра Невско-
го, 2 орденами Отечеств, войны 1-й степ.,
орденом Отечеств, войны 2-й степ., 2 ор-
денами Красной Звезды, орденом «За служ-
бу Родине в Вооружённых Силах СССР»
3-й степ., медалями. Бронзовый бюст в г.
Изюме Харьковской обл.
Соч. В гвардейской семье, Киев, J975
Лит.. На «летающем танке», в кн.: Подвиги
во имя Отчизны, Харьков, 1974
НЕЖДАНОВСКИЙ Сергей Сергеевич
(1850—1940)— русский изобретатель, конст-
руктор и исследователь в области ЛА. Окон-
чил Моск, ун-т (1873), в течение мн. лет
сотрудничал с Н. Е. Жуковским. В 1880-х гг.
исследовал разл. проблемы создания реак-
тивных ЛА, в сер. 1890-х гг. предложил
ряд оригинальных схем вертолётов (двухвин-
товая с перекрытием несущих вннтов, одно-
винтовая с аэродинамич. рулём, одновин-
товая с рулевым винтом), предложил несу-
щий вннт с приводом от реактивных горе-
лок, установленных на концах лопастей и
др В 1893 выдвинул идею самолёта бес-
фюзеляж ной схемы с крылом толстого про-
филя («летающее крыло»). Записи Н. были
обнаружены лишь в кон. 1950-х гг., поэтому
результаты его изысканий не были исполь-
зованы в практич. разработках. В разл. пе-
риоды своей деятельности, в т- ч. во время
работы в Кучинском аэродинамич. ин-те
(1904-06) и в ЦАГИ (1919—29), Н. зани-
мался разработкой и испытаниями возд.
змеев, змеев-планёров, летающих моделей
(в т. ч. изучением устойчивости и управ-
ляемости этих устройств), возд. вннтов, аэро-
саней, глиссеров и т. п.
Лит..- История воздухоплавания и авиации в
СССР, под ред. В. А. Попова. М. J944, Чап-
лыгин С. А, Работы С. С. Неждановского по
планерам, аэропланам . Собр. соч, т. 3 М.— Л.
1950.
ИЁЙЛАНД Владимир Яковлевич (р. 1932) —
сов.-учёный в области механики, чл.-корр.
АН СССР (1987). После окончания МФТИ
(1956) работает в ЦАГИ (с 1987 зам. нач.),
прёпОдаёт в МФТИ (с 1966, проф. с 1979).
Исследовал взаимодействие пограничного
слоя с внеш, сверхзвук, и гиперзвук, потока-
ми и скачков уплотнения с пограничным
слоем. Разработал асимптотич. теорию от-
рыва ламинарного пограничного слоя в
этих условиях. Создал методики определения
аэродинамич. хар-к и аэродинамич- нагрева-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своим

373
В Я Пей лид	А II Н к| 1 в
И F Неман	П Н Нестер >в
ния гиперзвук ЛА Пр им Н Е Жуков
скоро (1969	1974) Награжден орденом
«Знак Почета»
Соч К теории отрыва таминарногэ пэгранич
ного стоя в сверхзвуковом потоке эаза «Нзвес
тия АН СССР сер Механика жидкости и газа*
1969 № 4 Асимпт этическая теория отрыва и
взаимодействия пограничного стоя со сверхзвук.)
вым пот жом газа «Успехи механики* 1981 т 4
в 2
НЕКРАСОВ Александр Иванович (1883—
1957)— сов ученый в области теоретич ме
ханикн и аэро и гидромеханики акад АН
СССР (1946 чл корр 1932) засл деятель
науки и техники РСФСР (1947) Окончил
Моск уи т (1906) ученик Н Е Жуковского
и С А Чаплыгина В 1906—11 препода
вал математику и физику в ср уч заве
дениях Москвы вел педагОгич работу в ря
де вузов в 1911 — 56 (с перерывом) рабо
тал в Моск унте (в 1911—17 доцент с
1918 проф зав кафедрой теоретич мехаии
ки) С 1930 зам нач ЦАГИ по науке
Был необоснованно репрессирован и в 1937 —
43 находился в заключении работая в
ЦКБ 29 НКВД над новой авиац техникой
В 1943—56 иач и консультант теоретич
и расчетной части ОКБ А Н Туполева
с 1945 зав отделом аэромеханики Ин та
механики АН СССР Осн исследования пос
вящены фундам проблемам аэро и гидро
динамики и математики в особенности тео
рии волн и струй теории флаттера линей
ным и нелинейным интегральным и интегро
диф ур ниям Первый лауреат пр им
Н F Жуковскою (1922) Гос пр СССР
(1952) Награжден орденами Ленина Трудо
восо Красного Знамени медалями
Соч Собр соч т 1—2 М 1961—62
НЕМАН Иосиф Григорьевич (1903--52) —
сон ученый и конструктор в области авиац
техники проф (1938) Участник Гражд вой
иы Окончил Харьковский технол ин т
(1929) С 1926 в КБ К А Калинина
(впоследствии нач отдела зам гл конст
руктора) Принимал участие в создании пасс
самолетов КЗ К 4 К 5 С 1932 рук КБ
с 1936 г л конструктор ОКБ В 1931—38 и
)944—52 зав кафедрой конструкций само
летов Харьковского авиац ин та Под рук
Н созданы скоростной пасс самолет ХАЙ 1
[ первый в Европе самолет с убираю
щимся в полете шасси (рис в табл XII>J
уч боевой самолет ХАИ 3 скоростные раз
ведчики ХАИ 5 (Р 10) и ХАИ 6 штурмо
вики «Иванов» ХАИ 51 ХАИ 52 Был ие
обоснованно репрессирован и в 1939- 41
находился в заключении работая при этом
в ЦКБ 29 НКВД (принимал участие в соз
даиии бомбардировщиков Пе 2 и Ту 2)
Награжден орденом Красной Звезды
НЕПОСРЕДСТВЕННОЕ УПРАВЛЕНИЕ
ПОДЪЕМНОЙ Н БОКОВОЙ СИЛАМИ
(НУПБС) создание подъемной и боковой
сил (см Аэродинамические силы и момен
ты) за счет дополнит органов управления
(интерцептор киль и др ) без изменения
угла атаки а и угла скольжения 0 или изме
нение ориентации ЛА без изменения аэро
динамич нагрузок (перегрузки п) Напр
для изменения скорости V обычного (без сис
темы НУПБС) самолета без изменения вы
соты Н полета необходимо изменить у гот
атаки изменение курса ЛА без изменения
угла крена у вызывает его скольжение
НУПБС наряду с традиц формами движе
иия (см формы I и II в табл ) обеспечи
ваемыми созданием управляющих моментов
по тангажу креиу и рысканию и ре[улиро
ванием тяги двигателей позволяет реализо
вать раздельное (независимое) управление
тремя группами фазовых координат (см
формы III— V в табл и на рис 1)
угловыми координатами, определяющими
ориентацию ЛА относительно земли (углы
тангажа б и крена курс) при фнксиров
углах ориентации ЛА относительно вектора
скорости (углы а и 0),
линейными координатами (высота и боко
вое смещение г) при фиксир значениях б
у и V
угловыми координатами у и Т при за
данных законах изменения линейных коор
динат (напр 7/=const) и неизменном зна
чеиии перегрузок
Использование НУПБС расширяет воз
можиости применения ЛА повышает его эф
фективность Две формы движения —III и
IV— придают ЛА новые динамич свойства
при стабилизации угловых и линейных коор
динат приближая их к интегрирующему
звену (см Передаточная функция) по регу
лируемому параметру За счёт этого сущест
веяно упрощается ручное управление ЛА
повышается точность стабилизации и управ
ления угловыми и линейными координатами
Эти формы движения могут быть полез
иымн летчику при дозаправке в воздухе
полете строем заходе на посадку и при
абл— Формы движения осуществляемые без использования и с использова
нем систем непосредственного управления подъемной и боковой силами
Форма движения	Продольное движение		Боковое движение	
	Задача управления	Характерные параметры*	Задача управления	Характерные параметры*
I	Управление ско рОстью	K^fcconsl n.^fcconst a=const	Управление креном	y#=const 0=const
II	Управление танга жом	#5fcconst a^tconst const V=const	Управление (баланси ровка) скольжением	₽=#=const H^const rtjzjfcconst Y=const
111	Управление изол и рованным танга жом	f>=;fcconst a=const ra^const V=const	Управление курсом	V^const p=const Y=const n,=const
IV	Управление верти кальным переме щением	n^const a#=consi #=const V=const	Управление боковым перемещением	nt=/=const p#=const 4r=consi Y=const
V	Управление пово ротом фюзеляжа	con st con st n,,=const V=const	Управление поворотом фюзеляжа	4*=const p=const л, — const Y —const
• Кроме управляемого параметра (указан первым) приведены параметры
изменить или сохранить постоянными при решении поставленной задачи
к рые необходимо
посадке для точной стабилизации угла тан
1ажа и курса компенсации сноса самоле
та боковым ветром а также в ряде др
бот ее сложных задач требующих точного
управления комбинациями линейных и угло
вых координат При построении систем ав
томатич управления ЛА введение НУПБС
в 111 и IV формах движения облегчает пост
роение контура стабилизации полета уп
рощает решение задачи обеспечения устой
чивости замкнутой системы «летчик — са
молет» (см Летчик}
V форма движения обеспечивает измене
ние угловой ориентации ЛА при иеизмеи
ной траектории движения Это свойство
ЛА с НУПБС может быть полезным в част
ности при решении иек рых задач управ
ления при полетах на малых высотах и во
всех случаях когда при обычном управле
нии движением ЛА по траектории возникает
нежелат изменение его угловой орнеита
ции Прямой эффект от V формы — рас
ширенне эон обзора
Примерами НУПБС являются использова
ние поворотных крыльев на нек рых раке
тах управление общим шагом несущего
винта вертолета
В качестве органов НУПБС на самоле
тах для создания подъёмной силы могут ис
пользоваться элементы механизации крыла
(в первую очередь его задней кромки)
совм с задним или передним горизонталь
ным оперением (рис 2 а) а для создания
боковой силы руль направления вместе со
специально устанавливаемыми рулевыми
пов стями на передней или центр части
фюзеляжа (рис 2 б) Для целей НУПБС
возможно использование и др способов
(совм и диф отклонение секций тормоз
ных щитков интерцепторов, горизонт one
рения и т д )
Как правило органы используемые для
НУПБС создают при своем отклонении не
только аэродинамич силу (подъемную или
боковую) но и моменты (моменты танга
жа крена и рыскания) Целесообразно с
помощью осн органов управления само
лета создающих моменты тангажа крена
и рыскания обеспечить возможность в ре
жимах НУПБС полной или частичной ком
пенсации моментов от органов НУПБС
В САУ реализация раздельных форм дви
жеиия по фазовым координатам может
быть обеспечена двумя способами введением
жесткой стабилизации соответствующей
группы фазовых координат за счет глубо
ких отрицат обратных связей по этим па
374 НЕКРАСОВ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Рнс. I. Формы продольного (а) н бокового (б) движений самолёта (соответственно в вертикаль
ной и горизонтальной плоскостях) при использовании НУПБС
Рнс. 2 Органы непосредственного управления подъёмной (а) и боковой (б) силами I — элевон, эле
мент механизации крЫла, 2—стабилизатор (или дестабилизатор 3), 4 — руль направления, 5 — ру
левая поверхность на центральной (или на передней—6) части фюзеляжа • — центр масс ДУ,
и ДУ] — приращения подъёмной силы, вызванные отклонениями элевонов (или элементов мехаинза
ции крыла] и Стабилизатора (дестабилизатора), ДУ^=ДУ1 + ДУ]— суммарное приращение подъём
цой силы, AZt н AZS— приращения боковой силы, вызванные отклонениями рули направления и ру
левой поверхности, AZj=AZ1 + AZs— суммарное приращение боковой силы, G — вес ЛА
раметрам движения (напр , управление ма-
лыми перемещениями по высоте и боково
му отклонению можно обеспечить за счёт
НУПБС при наличии жёсткой стабилизации
курса и углов тангажа и крена — рис 3,а),
орг цией на входе в исполнит часть систе
мы управления функциональных перекрёст
ных связен между каналами управления,
а также обратных перекрёстных связей по
параметрам движения данной формы для
компенсации аэродинамич взаимовлияний
каналов управления и фазовых координат
(рис 3,6) При использовании таких прин
ципов управления с органами НУПБС ЛА в
управляемом движении описывается более
простыми передаточными ф циямн, что поз
воляет упростить нек рые подсистемы САУ
н, следовательно, повысить их надёжность
Необходимость использования той или
иной формы движения определяется кои
кретной задачей пилотирования При из-
менении этапа полёта и задачи пилотиро-
вания производится переключение системы
управления с одной формы на другую По-
скольку число возможных форм движения
велико, в кабине могут дополнительно ус
танавливаться спец рычаги управления
Требования к эффективности органов
НУПБС (см Эффективность органов управ-
ления) зависят от конкретной задачи пило
тироваиия Так, в задачах типа дозаправ-
ки, требующих прецизионного управления
при отсутствии жёстких ограничений по вре
мени, необходимые для управления перегруз
ки не превышают ^«0,1 В др задачах
точного управления, в особенности при де-
фиците времени, требуемые перегрузки су
щественио повышаются (до I)
При использовании НУПБС в широком
диапазоне режимов полёта необходимы вы-
сокая степень автоматизации и применение
цифровой вычислит техники Организация
НУБПС на ЛА оказывает влияние на его
облик и может привести к иек-рому ухуд-
шению его лётных данных (за счёт увели-
чения массы конструкции, повышения аэро-
динамич сопротивления) Это следует учи
тывать при общей оценке эффективности ЛА
Исследования НУПБС в СССР и за ру-
бежом начались в кон 60 х гг Первый
практнч опыт применения НУПБС (1970) —
на самолёте Локхид L 1011 (США) для ре-
жима посадки, осуществлялось непосредств
управление подъёмной силой с целью повы-
шения быстродействия по перегрузке в ка-
нале управления продольным движением
Исследования по применению НУПБС на
манёвренных самолётах проводились в США
и ФРГ в 70-х гг В США были созданы
летающие лаборатории по эксперим оценке
эффективности НУПБС в возд бою и при
Рис 3 Структурные схемы систем управления ЛА с
НУПБС с жёсткой стабилизацией фазовых координат
(о) и с перекрестными связями (б) Ч^д 0звд и узад—
заданные по условиям полёта курс, углы тангажа и
крепа, а ДЧ7, ДО и Ду — отклонения текущих значений
от заданных Нкон и гаом — команды задающие изменения
И н z, 6и 6Z и фст — соответственно углы откло
нення элевонов, руля направления, рулевой поверхности
и стабилизатора (дестабилизатора), и)т, - угловые
скорости крена и рыскания
а
www.vokb-la.spb.ru -
атаке разл целей на базе самолётов Джеие-
рал дайнемикс F-16, Воут F-8 и др В нач
80-х гг по программе AFTI (программа
исследований по созданию усовершенствов
истребителя) в США был создай и прошёл
лётные испытания эксперим вариант само-
лёта AFT1/F 16 с системой НУ ПЕС и циф
ровой системой управления В СССР НУПБС
было реализовано на летающих лаборатори-
ях, созданных на базе самолётов Су-9 и
МиГ-23
По сведениям зарубежной печати авиац
фирмы США и нек-рых зап -европ стран
предусматривают применение НУПБС на
перспективных воен самолётах (истре-
бителях и истребителях-бомбардировщиках)
1990—2000-х гг	Г И Загайнов
НЕРАВНОВЕСНОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение
газа, в к ром время релаксации сравнимо
с характерным временем течения в уело
внях проявления реального газа эффектов,
в т ч скачка конденсации и сопутствую
щего ему переохлаждения потока Кроме
того, в многофазных средах рассматривают
неравновесный тепло и массообмен и обмен
импульсом между фазами Энергетнч хар
кой Н т является степень неравно
вескости — отношение энергии, связан
ной с проявлением соответствующего релак
сац процесса, к энтальпии торможения по
тока (см Торможения параметры) Так,
для течения двухатомного газа с возбужде
нием колебаний атомов макс значение сте-
пени неравновесности 0,22 Поскольку релак-
сац явления влияют на теплопередачу и
аэродинамич хар-ки тел, причем это влия
ние может быть немонотонным неравновес-
ное обтекание, напр клина, сопровождается
искривлением ударной волны и изменением
распределения давления по его пов сти Прн
этом значения координат центра давления и
производных аэродинамических коэффициен
тов св и тг по углу атаки а могут выходить
за пределы интервала значений, к-рые реа-
лизуются в равновесном течении и чаморо
женном течении Н т в аэродинамических
трубах по мере разгона потока сменяется
замороженным, и газ в рабочей части на
ходится в днссоцниров (возбуждённом) сос
тоянин, что ограничивает эксплуатац воз
можностн установок Так, для воздуха при
температуре торможения 7"о = 8000 К и пол-
ном давлении р0 = Ю МПа состав газа в ра
бочей части типичной высокоэнтальпийной
аэродинамич трубы (трубы с высокими па-
раметрами торможения) соответствует по
казателю адиабаты 1,46, причём с диссоци
иров состоянием связано ок 20% энталь
пии торможения Эта энергия может выде
литься в поле течения у испытываемой в
аэродинамич трубе модели и заметно пов
лиять на релаксац явления в нем Напр,
при неравновесном обтекании клина в атмос
фере давление Но его образующей падает,
а при обтекании возбужд потоком в аэро
динамич трубе оно может расти Все это
указывает на невозможность моделирования
натурных условий неравновесного обтекания
ПА
Лит Неравновесные физнко химические пронес
сы а аэродинамике М 1972 Л В Чирихин
НЕРАЗРЫВНОСТИ УРАВНЕНИЕ — фун
дам ур ние аэро- и гидродинамики, выра
жающее в диф форме закон сохранения
массы в потоке <?e/df-bdiv(QV) = O. где р —
плотность, t — время, V — вектор скорости
потока Впервые Н у было получено Л Эйле-
ром (1755), рассматривавшим баланс рас
хода жидкости через элементарный объём
в предположении, что в потоке сплошной
среды отсутствуют источники или стоки
массы Это ур ние равносильно утверждению,
что в достаточно малой окрестности любой
точки течения изменения плотности в ва и
потока массы через эту окрестность равны
по чнел значению и противоположны по
знаку Н у можно записать в др форме
I Dq
-------+divV = 0
Q Dt
где DfDi — т н полная, или субстанцио-
нальная, производная, и интерпретировать
так относит скорости изменения плотности
и элементарного объёма жидкости равны
по чнел значению и противоположны ло
знаку Для несжимаемой жидкости (е =
=const) Н у принимает наиболее простой
вид divV = 0 Поле течения, описывае-
мое этим ур нием, наз трубчатым, или со-
леноидальным Н у в диф форме справед
ливо всюду за исключением точек, линий
или пов-стей, где плотность или скорость
терпят разрыв В этом случае Н у должно
использоваться в интегральной форме Н у
замыкает Навье — Стокса уравнения Эйле
ра уравнения См та^же Сохранения зако-
ны	В А Башкин
НЕрВЮрА (франц nervure, от лат пег
vus — жила, сухожилие) — поперечный эле-
мент силового набора крыла н оперения ЛА
Выполняет след функции создает и сохраня
ет контур сечения, в частности препятст
вует сближению верх и ниж панелей прн
изгибе, Подвергаясь при этом сжатию, пе
ре распределял- нЪ грузку между элементами
продольного силового набора, воспринимает
возд нагрузку с обшивки, силы внутр
давления в баковых Отсеках, сосредоточ
усилия с узлов крепления органов управ
ления и т п По конструкции различают
нервюры балочные, ферменные рамные
и комбинированные Н могут быть иор
мальными или усиленными
Иногда функции Н выполняют поперечные
ребра панели и стойки, соединяющие верх
и ннж панели Н связываются с элемен-
тами продольного набора, узлами и панелями
заклёпочными илн болтовыми соединениями,
сваркой
НЕСЖИМАЕМАЯ ЖИДКОСТЬ — модель
среды, плотность к рой остается неизменной
при изменении давления и является ее физ
хар-кой Для Н ж скорость распростране
ния малых возмущений (скорость звука)
равна бесконечности поэтому любое воз
мущение, вносимое в к л точку потока,
мгновенно передается всему полю течения
В реальных жидкостях и газах скорость
звука имеет конечное значение В стацио
парном потоке достаточным условием для
применения модели Н ж является условие
малости скорости движения по сравнению со
скоростью звука В нестационарном потоке
кроме этого, необходимо, чтобы время, в
течение к рого звук сигнал пройдет расстоя-
ние, равное характерному линейному разме
ру, было много меньше времени, в тече
ние к рого заметно изменяется движение
среды В силу сказанного модель Н ж
свойственна многим прикладным задачам
(движение кораблей в воде полет самоле
та с малыми дозвук скоростями, на ре
жиме взлета и посадки и т д), а ее ис
пользование значительно упрощает их реше
ние
Поле течения идеальной Н ж (см Идеаль
ная жидкость) определяется неразрывности
уравнением и Эйлера уравнениями, энергии
уравнение выпадает из рассмотрения из за
постоянства уд внутр энергии среды Для
вязкой Н ж обычно предполагается постоян-
ство коэф переноса (см Переносные свойст-
ва среды), это позволяет сначала проинтег
рнровать совм ур ние неразрывности и ко-
личества движения уравнение а затем для
найденных полей скоростей и давлений —
ур ние притока теплоты, определяющее поле
темп ры Однако для иек-рых Н ж зависи-
мость коэф переноса от темп ры является
очень сильной, поэтому при исследовании
их движения эту систему ур ний необходимо
решать совместно	В А Башкин
НЕСТАЦИОНАРНОЕ ТЕЧЕНИЕ, неуста-
новнвшееся течение,— течение жнд
кссти или газа, в точках поля к рого
(в данной системе координат) газодинамич
переменные изменяются во времени Степень
нестационарное™ течения характеризуется
одним из подобия критериев — Струхала
числом Sh В ур-ния динамики жидкости,
записанные в безразмерном виде это число
входит как коэф при частных производ-
ных по времени (значение Sh=O соответст-
вует стационарному течению)
В случае Sh«Cl зависимость аэродинамич
хар-к от времени является параметрической
(см Квазистационарное течение) Решение
задачи представляется в виде разложений
искомых величин в ряды по малому Sh около
стационарных значений Такой подход обыч
но применяется в задачах динамики полета
и в ряде задач аэроупругостн (напр, ре-
верс) Прн числах Sh--—I течение является
существенно нестационарным Изучение его
закономерностей важно для ряда приклад
ных задач иапр расчет обтекания несу-
щего винта вертолета, высокочастотный
флаттер, бафтинг
Н т идеальной несжимаемой жидкости
вследствие бесконечной скорости распрост
ранения возмущений мгновенно перестраи
вается под влиянием изменяющихся гранич-
ных условий, поэтому по тенциал скорости в
безвихревом течении удовлетворяет ур нию
Лапласа, как и в стационарном течении
Нестационарное™ влияет лишь на поле
давления, вычисляемое по известному полю
скоростей с помощью интеграла Коши —
Лагранжа (см Гидродинамика)
Расчет нестационарного обтекания ежи
маемым газом более сложен, т к ур ние
для потенциала скорости нелинейно и со-
держит производные по времени В общем
случае Эта задача решается числ ме
тодами Для мн приложений нестационар
ной аэродинамики оказываются достаточны
ми решения, получаемые в рамках линеа-
ризованной теории течений В нек рых слу
чаях необходим совм учёт нестационарное
ти течения н вязкости жидкости, напр прн
объяснении механизма машущего полёта на-
секомых
Лит MdHic Дж У Потенинатьная теория
неустановившихся сверхзвуковых течении пер с
ангт М 1963 Бе тоиерковскии С M
Скрипач Б К Табачников В Г Крыю в
нестационарном потоке газа Ч 1971 Седов Л И
Плоские задачи гидродинамики н аэродинамики
3 нзд Ч [980	ВИГолубкин
НЕСТЕРОВ Петр Николаевич (1887—
19)4)— рус летчик, один из пионеров высш
пилотажа штабс-капитан Окончил Петерб
офицерскую воздухоплават школу (авиац
отдел) со званием воен лётчика (1913)
Служил в авиац отрядах в Киеве (с февр
1914 нач 11 го корпусного авиац отряда)
Разработал и внедрил в практику полетов
глубокие крены Впервые выполнил ряд фи
гур пилотажа, в т ч 27 авг (9 сект )
1913 «мертвую петлю», назв впоследствии
петлей Н Разрабатывал вопросы взаимо-
действия авиации с наземными войсками
и ведения возд боя В 19)4 совершил ряд
перелётов (Киев — Одесса — Севастополь,
Киев — Гатчина и Москва — Гатчина), про-
вёл летные испытания самолёта с хвосто
вым оперением собств конструкции, прн
ступил к постройке моноплана по своему
проекту на моек з де «Дуко С нач I й
мировой войны находился в действующей
армии, выполнил 7 боевых вылетов 26 авг
(8 сеит ) 1914 совершил первый в мире
возд таран, сбив австр самолет, при этом
сам погиб Его именем назван город в
Львовской обл , а также одна из малых
376 НЕРАВНОВЕСНОЕ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
планет В его честь учреждён переходящий
кубок ФАИ Портрет см на стр 374
Лит Трунов К И, Голышев М И,Несте
ров, М , 1971
НЕСТЕРОВА КУБОК—переходящий приз,
учреждённый Международной авиационной
федерацией (ФАИ) в I960 по предложе
кию Федерации авиационного спорта СССР
и названный именем П Н Нестерова Н к
вручается на чемпионате мира по высш
пилотажу на порш самолётах (проводится
□дин раз в два года) мужской нац команде,
занявшей 1-е место в командном зачёте по
программе чемпионата мира Хранится у по-
бедителей до след чемпионата Н к за-
воевывали команды Венгрии (1960), Чехо
Словакии (1962, 1978), СССР /1964, 1966,
1976, 1982, 1986), ГДР (1968), США (1970,
1972, 1980, 1984, 1988), Франции (1990), в
1974 чемпионат не проводился Н к ста
новится собственностью нац аэроклуба,
команда к рого 3 раза подряд завоюет
звание чемпиона мира
НЕСТЕРОВА ПЁТЛЯ, мёртвая петля,
петля,— фигура пилотажа замкнутая крн
вая в вертик плоскости, расположенная вы
ше точки входа в фигуру (см рис ) На уча-
стках ввода и вывода нормальная перегрузка
существенно превышает единицу на участке
ввода она равна 4—6 и достигается за
2—4 с Восходящая часть выполняется иа
форсажном или макс режиме работы двига
теля с примерно пост углом атаки, нисхо
дящая часть, как правило, на режиме ма
лого газа Вывод осуществляется при по
выш режимах работы двигателя для под
держания потребной скорости полёта Соче-
тание нач высот и скоростей полёта, при
к рых выполнение Н п возможно, ограни
чеио Н п является осн фигурой сложного
пилотажа Остальные фигуры пилотажа в
вертик плоскости являются ее элементами
или содержат их Названа по им рус лёт-
чика П Н Нестерова, впервые в мире
выполнившего ее 27 авг (9 сент ) 1913
Теоретич обоснование этой траектории дано
Н Е Жуковским в 1891
Лит Жуковский Н Е, О парении птиц
М ISJO
НЕСУЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ—I) теоретич
схема, на основе к рой моделируется об
текание крыла или несущего винта В отли
чие от схемы несущей нити (см Крыла
теория) в ней изучается закон изменения
аэродинамич сил не только по размаху
крыла, но и вдоль его хорд Наиболее
распространенной является схема бесконеч-
но тонкой Н п , когда тело заменяют сре-
динной пов стью, на иеё переносятся гра-
ничные условия и на ней располагают вих-
ри присоединенные Будучи наиболее прос
той, эта схема не позволяет правильно
моделировать картину распределений давле
кий и скоростей, напр вблизи носовой час-
ти крыла или виита Без существ услож-
нений расчетов приближ учет толщины Н п
осуществляется развитием данной схемы,
когда, кроме присоединенных вихрей, на
срединной пов сти располагаются источники
и стоки При этом задача может решаться
как в линейной постановке, когда вноси-
мые телом в поток возмущения считаются
малыми и сохраняются только первые сте
пени возмущ величин, так и в нелиней-
ной, в последнем случае решение представ-
ляется в виде асимптотик разложения по
малому параметру, связанному с относит
толщиной Н п , и в ур ниях учитываются
гл члены разложений Самой точной, но н
наиболее сложной, является схема телесной
Н п , в к-рой граничные условия удовлетво-
ряются иа самой пов стн крыла нлн винта
2) Часть ЛА, предназначенная для соз
дания подъёмной (несущей) нлн управляю
щих сил аэродинамич природы Оси видами
Н п являются разл типа крылья и несу-
щие ВИНТЫ	С М Белоцерковский
НЕСУЩАЯ СПОСОБНОСТЬ конструк-
ции — способность конструкции выдержи-
вать нагрузку, обеспечивая нормальное функ-
ционирование изделия Н с авиац конст
рукции определяется нагрузкой, приводящей
конструкцию к т н предельному состоя
нию Такая нагрузка вызывает местное или
общее разрушение (см Разрушение конст-
рукции), появление трещин, недопустимых
перемещений и деформаций элементов. Н с
рассматривают при статич , динамич и
повторных нагрузках, а также для непо-
вреждённой н повреждённой конструкций
НЕСУЩИЙ ВИНТ вертолета — воздуш-
ный винт, предназнач для создания аэро
динамич сил, необходимых для осуществле-
ния полета, а также для управления вер
толётом По характеру обеспечения вращат
движения различают Н в с механич прн
водом и с реактивным приводом
Н в состоит из лопастей и втулки,
устанавливаемой на валу (рис I) В зави-
симости от конструкции втулки несущего
винта, к к-рон крепятся лопасти, различают
шарнирные и жесткие Н в К осн пара-
метрам Н в относятся диаметр, число
лопастей, заполнение несущего винта, часто-
та вращения винта
Диаметр Н в устанавливается из условия
обеспечения оптим нагрузки на ометаемую
поверхность Число лопастей выбирается в
зависимости от заполнения и требований
прочности лопасти Применяют Н в с чис-
лом лопастей от 2 до 8 Двухлопастные вин
ты характеризуются повыш уровнем вибра
ций и требуют дополнит средств для его сни-
жения С увеличением числа лопастей зна
чительно возрастает масса втулки, а из-за
увеличения суммарной массы приходится об-
легчать лопасти, что вызывает трудности в
обеспечении необходимой жесткости лопас-
тей
В зависимости от положения Н в в по
токе воздуха различают два осн режима
работы режим осевого обтекания, когда
ось втулки виита расположена параллельно
Рис. I Шарнирным несушни винт вертозет а I —
ось вертикального шарнира 2 — осевой шарнир
3 — па тец гребенки 4 — топасть о — гребенка
крепления топасти 6— демпфер 7 — вал несущего
винта, 8 — ось горизонта тьяого шарнира 9 — ат\ т
ка винта
Рис 2 Схемы основных сит н углов топасти шар
мирного несущего винта в равновесном положении
1—ось вращения винта 2 — продольная ось ло
пасти 3 — плоскость вращения 4 —вал нессшего
винта о- втулка винта 6 — направление враще
ния винта, 7 — топасть (Уд—центробежная сила
топасти (7д — вес топасти Ед—подъемная снта
лопасти, (/л — азродинамнческое сопротивление
топасти, щ— \гот конусности (средний тгот
взмаха), — тгол отставания (средний угол кача-
ния) топасти
набегающему невозмущенному потоку, и ре-
жим косого обтекания, при к ром поток
воздуха набегает на Н в под углом к оси
втулки В режиме осевого обтекания винт
работает на стоадке, при висеини, при вер-
тик набире~ высоты и при вертик снижении
вертолёташарнирного Н в в режиме
осевого обтекания каждая лопасть находится
в равиовеснам-ггбложении (рис 2) при дейст-
вии аэродинамич сил, силы тяжести и цент-
робежной силы, а ее продольная ось опи-
сывает конус, вершина к рого расположена
на оси втулки Плоскость, проходящая через
концы лопастей вращающегося винта, наз
плоскостью концов лопастей При
осевом обтекании она параллельна плоскос-
ти вращения, в к рой лежат оси гори-
зонтальных шарниров (ГИ1) Угол между
плоскостью вращения и пред осью лопас-
ти иаз углом конусности В плос-
кости вращения под действием сил сопро-
тивления вращению лопасть отклоняется в
вертик шарнире (ВШ) от Плоскости, про-
ходящей через ось вращения виита и ось
ВШ на угол, к-рый наз углом отста-
вания лопасти
В режиме косого обтекания винт работает
при горизонтальном полете вертолёта и при
полёте по наклонной траектории В этих ус-
ловиях непрерывно изменяется положёние
лопасти относительно возд потока, а следо-
вательно, изменяются скорость обтекания
каждого элемента и действующие на него
аэродинамич силы, что вызывает маховое
движение лопастей Угол поворота осн ло-
пасти вокруг оси ГШ, измеряемый от плос-
кости вращения втулки, наз углом взма
ха лопасти Повышение устойчивости ма-
хового движения лопасти достигается с по-
мощью регулятора взмаха
Изменение сил сопротивления и кориоли-
совой силы вызывает качание лопасти вокруг
оси ВШ в плоскости вращения относи-
тельно плоскости, проходящей через ось
вращения винта и ось ВШ Угол между
этой плоскостью и продольной осью лопасти
наз углом качания лопасти Умень-
шение качания лопастей достигается уста-
новкой демпферов на втулке
Использование Н в для управления вер-
толетом основано на изменении создавае-
мой винтом тяги и ее направления Нанбо
лее распространенный способ управления
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт cbohmiHP^kXiUIMH 377
В А Нефедов	А И Ника шин
Г А Никифоров
А А Никольский
Н в — изменение у г т а установки лопас
тей, т е угла между аэродинамич хордой
характерного сечения лопасти и птоскостью
вращения при их вращении Это обычно
осуществтяется с помощью автомата пере
коса Крепление чопасти ко втулке вклю
чает осевой шарнир (ОШ) к рый позвочяет
лопасти поворачиваться относительно про
дольной оси (установочное двнже
ние лопасти) Изменение угча уста
новки следует за вертик перемещением
или наклоном тарелки автомата перекоса
по мере поворота лопасти Управление поло
жением вертолета в пространстве по вер
тикали (вертикатьное управление) осуще
ствляется с помощью одноврем изменения
угла установки всех лопастей Н в (об
щего шага) что вызывает изменение тяги
винта Создание продольной или боковой
составляющих тяги Н в (управление по
тангажу и креиу) достигается цнклич нз
менением угла установки лопастей (см
Циклический шаг)
Н в определяет скоростные и маневрен
ные хар ки аппарата Носкочьку осн фак
тором ограничивающим скорость вертоле
та является срыв потока с отстающих
лопастей предлагались конструкции Н в со
средствами для затягивания срыва прину
дит качание лопастей (т и винт ДерШмид
та) переменный компенсатор взмаха, управ
ляемая циркуляция возд потока система
жестких соосных винтов Дчя оптимизации
аэродинамич хар к Н в на режимах доле
та вперед и висения разработаны проекты
винтов изменяемого диаметра (с телеско
пич лопастями и с гибкими лопастями леи
точного типа) В проектах комбинир вер
толетов рассматриваются конструкции оста
навливаемых в полете Н в двух типов
преобразуемых в крыло или складываемых в
нишу фюзеляжа
Для уменьшения габаритов вертолета на
Стоянке или при базировании в ангарах
и на авианесущих кораблях применяются
складываемые Н в Складывание осуществ
ляется вручную или автоматически С целью
снижения уровня вибраций передаваемых
от Н в на фюзечяж устакав чиваются
маятниковые внброгасители на втулке или
лопастях Для защиты от обледенения ло
пасти Н в оборудуются противообледени
тельными системами
В основе теорий Н в лежит расчет
поля скоростей возмущ течения выполняе
мыи обычно в предположении отсутствия
вязкости и сжимаемости воздуха с прив
лечением вихревых или струйных моделей
При этом исследуются чибо индивидуаль
ное воздействие иа воздух каждой из то
пастей (лопастная модель) либо их ос
редненное воздействие (дисковая модечь)
В обоих счучаях чаще используется пред
ложеиная Н Е Жуковским вихревая теория
винта
В лопастной вихревой модели лопасти Н в
обычно рассматривают как бесконечно тон
кие несущие поверхности а действующие
иа попасть аэродинамич силы определяют
иа основе Жуковского теоремы заменой не
сущей пов сти слоем дискретных вихрей
присоединенных Изменение интенсивностей
присоединенных Вихрей во времени и в
пространстве приводит к образованию вихрей
свободных движущихся в потоке со ско
ростями частиц среды Эти вихри сначала
движутся по несущей пов сти а затем
сходят с задней кромки лопасти и обра
зуют вихревую пелену форма к рой су
ществеино зависит от скорости набегаю
щего на Н в потока Изменения интен
сивности присоединенных вихрей по лопасти
и во времени подбираются из условия
чтобы индуцируемое всеми образовавшимися
к данному моменту вихрями поче скорое
тей удовлетворяло условиям обтекания ло
пасти
Численная реализация процесса построе
ния системы вихрей и определения поля
скоростей обычно ведется аппроксимацией
непрерывных слоев вихрей на лопасти и в
пелене системой дискретных прямолинейных
вихревых отрезков Часто чолэсть изобра
жают всего лишь одним вихрем (схема не
сущей чинии) Вихревом нитью обычно
описывают и сходящую с концевого участ
ка чопасти часть пелены к рая быстро
сворачивается в вихревой жгут (концевой
вихрь)
В нелинейной теории Н в для построе
ния системы свободных вихрей прослежива
Ют траектории узловых точек—концов
прямолинейных отрезков сетки аппрокси
мирующей вихревую пелену считая, что в
течение короткого промежутка времени (ша
га иитегрироваиия по времени) каждая та
кая точка движется со скоростью ииду
цнруемой всеми вихрями имеющимися к дай
ному моменту в потоке Прн этом длины
и направления прямолинейных вихревых от
резкое сетки изменяются но интенсивность
вихрей сохраняется В линеаризов теории
Н в указанные узловые точки смещают с
нек рой пост скоростью приближённо ап
проксимирующей все поле возмущ скоростей
Система свободных вихрей имеет в линей
ном приближении вид скошенных винтовых
нов Стей На обтекание лопастей существен
но влияют концевые вихри к рые вновь
приближаясь к лопастям, вызывают рез
кие изменения аэродинамич сил Вязкость
и сжимаемость среды обычно учитывают
путем обобщения и переноса иа элемент
лопасти эксперим зависимостей получаемых
в испытаниях стационарных и колеблю
щнхея крыльев в аэродинамич трубах
В линейной дисковой вихревои модели
Н в система свободных вихрей непрерыв
но заполняет скошенный цилиндр идущий
от диска винта вниз по потоку В предечь
ном случае осевого потока (напр в режиме
висеиия вертолета) косой вихревой ци
чиндр обращается в прямой рассматривав
шиися в вихревой теории винта Жуков
скогО В важном дчя приложений другом
предельном случае когда диск винта имеет
нулевой угол атаки косой вихревой цилиндр
вырождается в пчоскую вихревую пелену по
добную печене за крытом круглой формы в
птане Поле скоростей косого вихревого ци
чиидра удалось наитн аналитически В
частности зависимость между средними по
окружности заданного радиуса циркуляцией
скорости и индуктивной скоростью аналогии
на почучаемой из теории Жуковского Прн
переходе к средним по диску величинам ре
зультаты дисковой вихревой теории совпа
дают с результатами получаемыми в теории
использующей схему одномерного струйного
течения При этом обосновывается получен
ное нестрогим путем Г Глаучртом соотно
шенне между пост по диску индуктивной
скоростью v и тягой винта Т
v = —!—[(Vn + v)2+V^-l/i
2л0/?2
где Vn и нормальная и касательная к
плоскости диска составляющие скорости на
бегающего потока 7? — радиус Н в q —
плотность воздуха
Лит П t й и П Р Динамика и аэродинамн
ка верточета М [963 Теория несущего винта
Ч |973 Витьдгрубе Л С Верточеты Рас
чет интегральных аэродинамических характеристик
и тетио технических данных Ч 1977
В Э Баскин В П Нефедов
НЕУСТАНОВН ВШЕЕСЯ ТЕЧЕНИЕ-то
же что нестационарное течение
НЕУСТОЙЧИВОСТЬ ГИДРОДИНАМИЧЕ-
СКАЯ — физ явление заключающееся в
разрушении течения со временем под воз
действием случайных малых возмущений
Математически Н г исследуется теми же
методами что и устойчивость гидродина
мическая С явлением Н г приходится
встречаться во ми движениях как идеаль
нои так и вязкой жидкости
В идеальной жидкости Н г проявляет
ся, напр, в течениях с образованием сво
бодиых пов стей (см Тангенциальные раз
рывы) к рые разделяют потоки жидкостей
с разными значениями плотности и скорое
ти и к рые образуются в струйных тече
ииях при обтекании тел с застойной зоной
конечной нлн полу бесконечной протяженное
ти (Гельмгольца — Кирхгофа теория обте
кания) Из за Н г свободные пов сти
быстро разрушаются н распадаются на ряд
вихрей разных размеров Эта особенность
поведения свободных пов стей быча известна
уже Г Гельмгольцу к рый заметил, что гра
ницы струй вытекающих из труб закру
чиваются в виде периодич спиралей Прак
тнч интерес имеет случай горизонт гра
ницы в вертик поле силы тяжести Англ
физик У Томсон (Кельвин) в 1894 показал
что в этих условиях гармоническое возму
щение граничной пов сти со временем воз
растает по экспоненциальному закону и иа
основании этих результатов рассчитал ми
ним скорость ветра вызывающего рябь на
пов сти спокойной воды С Н г связаны так
же колебания флагов при ветре разрушение
кольцевого вихря образующегося при исте
чении струи жидкости из круглого отверг
тия («кольца» курильщика) и др
В вязкой жидкости характерным приме
ром Н г служит переход ламинарного
течения в турбулентное имеющин место
при достижении иек рого значения Рейнольд
са числа	В А Башкин
НЕФЕДОВ Владимир Андреевич (1926—
58)—сов летчик испытатель Герой Сов
Союза (1957) Окончил ср спец школу
ВВС в Москве (1944) Чугуевское высш
авиац уч ще летчиков (1948) и работал
в ней инструктором (до 1951) После окон
чания Школы летчиков испытателей работал
в ОКБ А И Микояна Проводил летные
испытания опытных сверхзвук истребителей
в т ч МиГ 19 СМ 50 с комбинир силовой
378 НЕУСТАНОВИВШЕЕ СЯ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!