И — принятое в СССР в 20—30-х гг. обозначение самолётов типа истребитель. Большинство из них было создано под руководством Н. Н. Поликарпова: И-1, И-3, И-5 (совместно с Д. П. Григоровичем), И-15, И-16. И-153, И-185 и др. (см. Поликарпова самолёты), В числе известных истребителей того периода — И-2бис и И-Z Григоровича (см. Григоровича самолёты), И-4 и И-14 А. Н. Туполева (см. Ту). С декабря 1940 получила широкое распространение система обозначений летательных аппаратов начальными буквами фамилий их конструкторов. В последующие гады созданы семейства истребителей Як, ЛаГГ (Ла), МиГ, Су. Индекс “И” продолжал использоваться (в ряде случаев) в обозначениях опытных и экспериментальных образцов истребителей (так называемые заводские обозначения).

ИАв “Бакэу” [Intreprinderea de avioane (IAv) Bac{{ă}}u] — авиастроительное предприятие Румынии. С 1979 производило по лицензии учебно-тренировочный самолёт Як-52 (к 1988 построено более 1000).

ИАв “Бухарест” [Intreprindereade avioane (IAv) Bucure{{ş}}ti] — ŕвиастроительно предприятие Румынии. Образовано в 1959 под название IRMA, современное название с 1980. Производило по лицензии пассажирский самолёт БАК 111 (с 1982; под обозначением Ромбак 111) и лёгкий многоцелевой самолёт Пилатус-Бриттен-Норман BN-2 “Айлендер” (с 1969) английской разработки.

ИАв “Крайова” [Intreprinderea de avioane (IAv) Craiova] — авиастроительное предприятие Румынии. Совместно с югославским предприятием “СОКО” разработало и с 1979 производило истребитель-бомбардировщик IAR-93 с двумя турбореактивными двигателями (см. рис. в табл. XXXVII; в Югославии имеет обозначение J-22 “Орао”). На предприятии создан учебно-тренировочный самолёт IAR-99 “Сойм” (первый полёт в 1985).

“Иберия” (Iberia Lineas Aéreas de Esрana) — национальная авиакомпания Испании. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Европы, Америки, Африки, Ближнего и Дальнего Востока. Основана в 1940. В 1989 перевезла 14,89 миллионов пассажиров, пассажирооборот 21,12 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 86 самолётов.

Иванов Василий Гаврилович (1916—1969) — советский, летчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1957). Окончил Борисоглебскую военную авиационную школу (1939). Участник Великой Отечественной войны. Работал в научно-исследовательском институте Военно-воздушных сил. Провёл государственные испытания самолётов Як, Ла времён Великой Отечественной войны. Ведущий лётчик по государственным испытаниям самолёта МиГ-19, ставшего первым советским серийным сверхзвуковым истребителем. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Отечеств, войны 1-й и 2-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

В. Г. Иванов.

Иванов Евгений Алексеевич (1911—1983) — советский авиаконструктор, доктор технических наук (1970), Герой Социалистического Труда (1976). Окончил Московский машиностроительный институт имени А. С. Бубнова (1935). С 1929 по 1936 прошёл путь от рабочего до главного технолога завода. В течение многих лет (с 1939) работал с П. О. Сухим, с 1953 был его заместителем. С 1975 (после смерти Сухого) возглавлял его КБ, с декабря 1977 — генеральный конструктор. Принимал -участие в создании многих самолётов семейства Су (Су-2, Су-6. Су-8, Су-9, Су-17, Су-7Б, Су-24, Су-24М и другие). Руководил постройкой истребителей-перехватчиков Су-11I, Су-15, Су-15ТМ, штурмовика Су-25, опытных образцов истребителя-перехватчика Су-27. Под его руководительством начала функционировать первая в отрасли система автоматизированного проектирования. Ленинская премия (1967), Государственная премия СССР (1975). Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Е. А. Иванов.

Иванов Михаил Иванович (1910—1948) — советский летчик-испытатель, полковник, Герой Советского Союза (1948). С 1929 в Советской Армии. Окончил Сталинградскую военную авиационную школу лётчиков (1932). С 1939 проводил приёмо-сдаточные лётные испытания серийных боевых самолётов на авиационных заводах. С 1945 лётчик-испытатель самолётов Як. Провёл заводские испытания одного из первых советских реактивных истребителей Як-15. Был ведущим лётчиком-испытателем реактивного истребителя Як-23. Погиб в полёте на Як-23 при подготовке к воздушному параду. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Красной Звезды, медалями.

М. И. Иванов.

Иващенко Иван Тимофеевич (1905-1950) — советский лётчик-испытатель, подполковник, Герой Советского Союза (1948). Окончил Луганскую военно-авиационную школу (1934). Служил в военно-воздушных силах (1934—1940). Лётчик-испытатель на авиационных заводах, в Центральном аэрогидродинамическом институте, ЛИИ (1940-1945). С 1945 в ОКБ А. И. Микояна; проводил лётные испытания истребителей, участвовал в работах по испытаниям катапультного кресла лётчика и систем сброса фонаря на МиГ-15. Проводил лётные испытания МиГ-17; при испытаниях впервые на советском серийном самолёте достиг скорости звука. Погиб в очередном испытательном полёте на атомном самолете. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 2-й степени, Красной Звезды, медалями.

И. Т. Иващенко.

Ивченко Александр Георгиевич (1903—1968) — советский конструктор авиационных двигателей, академик АН УССР (1964), Герой Советского Труда (1963). Окончил Харьковский механико-машиностроительный институт (1935). Работал на авиамоторном заводе в Запорожье. С 1946 главный конструктор, с 1963 генеральный конструктор. Под руководством И. создан ряд поршневых, турбовинтовых и турбореактивных двигателей для самолётов и вертолетов Ан, Ил, Як, Бе, Ми, Ка и др. Ленинская премия (I960), Государственная премия СССР (1948). Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями. См. статью .

Лит.: Моисеев В. А., Союз крылатых, Киев, 1989.

идеальная жидкость — невязкая нетеплопроводная жидкость, при движении которой возникают только нормальные напряжения. В И. ж. вектор силы, действующей на любую выбранную в ней площадку, ортогонален к этой площадке, а его модуль не зависит от ориентации площадки. Эта модель среды базируется на том, что вода, воздух и другие жидкости и газы обладают очень малой динамической вязкостью и, следовательно, в большей части поля течения можно не учитывать силы трения. Поэтому понятие “И. ж.” широко используется в аэро- и гидродинамике для исследования обтекания летательного аппарата при малых скоростях полета (когда можно пренебречь сжимаемостью среды) и расчёта его аэродинамических характеристик. И. ж. часто называют паскалевой жидкостью (по имени французского учёного Б. Паскаля). См. также Совершенный газ.

“Иджептер” (Egyptair) — национальная авиакомпания Египта. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Западной Европы, Азии, Ближнего и Среднего Востока, Африки, а также в США. Основана в 1932, до 1960 называлась “Мисрэр”, до 1980 — “Юнайтед араб эрлайнс”. В 1989 перевезла 3,82 миллионов пассажиров, пассажирооборот 5,51 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 24 самолёта.

избыток прочности — см. в статье Запас прочности.

измерения аэродинамические — процесс нахождения опытным путём значений физических величин в аэродинамическом эксперименте с помощью соответствующих технических средств. Различают 2 типа И. а.: статические и динамические. При статических И. а. определяются постоянные или усреднённые по времени значения физических величин, при динамических — значения величин, изменяющихся во времени (пульсации давления, скорости, температуры и др.). В зависимости от измеряемой физической величины И. а. подразделяются на следующие основные виды: измерения составляющих аэродинамических сил и моментов; измерения температуры поверхности и тепловых потоков к ней; измерении модуля и направления вектора скорости потока и его температуры; измерения линейных и угловых перемещений модели и её элементов.

Измерения составляющих аэродинамических сил и моментов проводятся прямым и косвенным методами. Прямой метод основан на применении многокомпонентных весов аэродинамических, на которых устанавливается модель летательного аппарат или его отдельных элементов (отсек крыла, воздушный винт, оперение, органы управления и др.). На рис. 1 показан внешний вид модели самолёта 1, установленной на так называемых внутримодельных аэродинамических весах 2 с державкой 3, и отмечены положительные, направления составляющих X, У, Z аэродинамические силы и Mx, My , Mz момента в связанной системе координат летательного аппарата. Косвенный метод основан на измерении распределения давления на поверхности модели и последующем расчёте составляющих аэродинамической силы и момента. Для этого на поверхности модели в некоторых ее точках сверлятся так называем дренажные отверстия, соединяемые с многоточечным манометром (рис. 2). На этом рисунке 1 — коммутатор пневмотрасс; 2 — преобразователь давления; P1,.., PN — приёмники давления; стрелка показывает направление обхода приемников.

Измерения тепловых потоков от газа к модели осуществляются методом дискретных преобразователей и так называем панорамными методами. В первом случае в отдельных точках модели устанавливаются преобразователи теплового потока (температуры) в электрический сигнал, во втором — на модель наносится тонкий слой термоиндикатора либо измеряется тепловое излучение модели (см. Тепловые измерения).

Измерение модуля и направления вектора скорости потока проводится пневмометрическими и оптическими методами. Пневмометрический метод основан на измерении полного и статического давлений в потоке с помощью приемников давления. Для этого часто используются комбинированные приёмники полного и статических давлений. По измеренным полному и статическому давлениям и известной градуировочной характеристике приёмника определяют приведённую скорость потока или Маха число. Приёмник для определения направления скорости трёхмерного потока имеет в носовой части дополнительные симметричные отверстия, расположенные на двух взаимно перпендикулярных диаметрах передней поверхности приёмника. Каждая пара отверстий, находящихся на одном диаметре, соединена с дифференциальным манометром. Зависимость показаний манометра от направления скорости (градуировочная характеристика приёмника) устанавливается экспериментально.

Среди оптических методов измерения скорости потока наибольшее распространение получили лазерный доплеровский и времяпролётный методы. Оба метода основаны на измерении скорости движущихся вместе с потоком мельчайших (диаметр 1—5 мкм) частиц пыли, жидкости и др. В первом случае измеряется доплеровский сдвиг частоты лазерного излучения, рассеянного частицами, во втором — время пролёта частицей фиксированного расстояния (см. Визуализация течений).

Измерения температуры торможения потока осуществляются контактными и оптическими методами. При использовании контактного метода применяются приёмники, снабженные так называемой камерой торможения потока и преобразователем температуры в электрический сигнал. При измерении высоких температур торможение потока осуществляется вспомогательным телом, выполненным из теплостойкого материала (графита и др.), а температура определяется по характеристикам его оптического излучения.

Измерения линейных и угловых перемещений осуществляют методами, основанными на определении положения моделей, органов управления, подвесных грузов и др. в пространстве, и методами, связанными с регистрацией изменений формы тел в потоке реформации лопастей воздушных винтов, крыла модели самолета и др.). В первом случае применяются преобразователи линейного и углового перемещений в электрический сигнал, во втором — лазерно-измерительные системы.

В системе И. а. основным носителем измерителем информации являются электрические сигналы, поэтому широко используются измерительные преобразователи неэлектрических величин в электрические — тензорезисторные, индуктивные, потенциометрические, терморезисторные, термопарные и др.

Технические средства, применяемые при И. а. имеют нормированные метрологические характеристики и разделяются на измерительные приборы (показывающие, регистрирующие) и измерительно-информационные системы (ИИС), получившие значительное развитие с 60-х гг. ИИС — совокупность технических средств измерительной и вычислительной техники, объединённых каналами управления н предназначенных для автоматического сбора информации (например, от аэродинамической трубы), её преобразования, измерения, обработки, хранения и представления в форме, доступной для восприятия и ввода в ЭВМ более высокого уровня. На рис. 3 приведена упрощённая структурная схема ИИС. Система состоит из первичных измерительных устройств 1 (аэродинамических весов, манометров и др.) с измерительными преобразователями (в зависимости от вида аэродинамического эксперимента применяется определенный набор первичных измерительных устройств и измерительных преобразователей); ключей 2 и программируемого источника образцовых сигналов 9, осуществляющих калибровку ИИС; коммутатора 4, подключающего выходы усилителей 3 к программируемому усилителю 5 с целью нормализации уровня сигналов на входе аналого-цифрового преобразователя 6; мини-ЭВМ 7 с периферийными устройствами 8 и каналами управления 10, осуществляющей накопление, предварительную обработку, представление измерительной информации, управление измерительными устройствами (ключами, программируемым источником, коммутатором пневмотрасс, элементами аэродинамической трубы и др.).

Лит.: Горлин С. М., Слезингер И. И., Аэромеханические измерения. Методы и приборы, М., 1964; Петунин А. Н., Измерение параметров газового потока, М., 1974; Орнатский П. П., Теоретические основы информационно-измерительной техники, Киев, 1976. В. В. Богданов.

Изотов Сергей Петрович (1917—1983) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1968), Герой Социалистического Труда (1969). Окончил Ленинградский политехнический институт (1941). Конструктор, заместитель начальника конструкторского отдела авиамоторного завода в Уфе (1941—1946). С 1946 заместитель главного конструктора в ОКБ В. Я. Климова, с 1960 главный конструктор, с 1981 генеральный конструктор. Принимал участие в созданий первых отечественных реактивных двигателей. Под руководством И. создан ряд газотурбинных двигателей, в том числе турбовальные двигатели ГТД-350, TB2-117, ТВ3-117, турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой РД-33. Основные труды по исследованию внутренних процессов в турбовинтовых двигателях и регулированию двигателей со свободной силовой турбиной в двухдвигательной силовой установке. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1949, 1971). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, медалями, а также иностранным орденом. См. статью ВК.

изотропная турбулентность — см. в статье Турбулентность.

изоэнтропическое течение — течение газа с постоянной энтропией во всём поле течения. Его существование непосредственно связано со свойством сохранения энтропии вдоль линий тока непрерывно и адиабатически движущегося идеального газа. Давление p плотность {{ρ}} и другие параметры стационарного И. т. связаны простыми формулами с торможения параметрами, например

{{формула}}

{{формула}}

где M — местное Маха число, {{γ}} — показатель адиабаты, {{ρ}}0 — плотность заторможенного потока, p0 — полное давление. Эти соотношения широко применяются при расчёте одномерных течений в соплах, трубах и в других задачах (см., например, Прандтля — Майера течение).

“ИКА” (ICA, Intreprinderea de constructii aeronautice) — авиастроительное предприятие Румынии. Образовано в 1968 на основе авиационного завода, существовавшего с 1926. Специализируется на разработке и производстве небольшими сериями лёгких самолётов общего назначения (IAR-28MA и IAR-823), учебно-тренировочных (IAR-825TP “Триумф” и IAR-831 “Пеликан”), сельскохозяйственных (IAR-827A и IAR-828TP). Производило по лицензии французский вертолёт Аэроспасьяль SA-316 “Алуэт” III ( под обозначением IAR-316) и его вариант IAR-317, а также вертолёт Аэроспасьяль SA-330 “Пума” (IAR-330). С 1987 переоборудовало советские вертолёты Ка-26 в вариант Ка-126.

ИКАО — см. Международная организация гражданской авиации.

ИКАС — см. Международный совет по авиационным наукам.

Ил — марка самолётов, созданных в ОКБ, возглавлявшемся С. В. Ильюшиным (см. Московский машиностроительный завод имени С. В. Ильюшина). Самолёты, созданные под руководством его преемника Г. В. Новожилова, имеют также марку Ил (рис. 1). ОКБ специализировалось по четырём основным направлениям: создание бомбардировщиков, штурмовиков, пассажирских и транспортных (грузовых) самолётов. Основные данные некоторых самолётов ОКБ приведены в табл. 1—3.

История ОКБ началась с разработки дальнего бомбардировщика, опытный экземпляр которого ЦКВ-26 (построен в 1935) был модифицирован в ЦКБ-30 и запущен (как ДБ-3) в производство в 1936; последующая модификация ДБ-ЗФ — в 1939. Ил-4 (новое название последней модификации, присвоенное в 1942) — основной дальний бомбардировщик Великой Отечественной войны (рис. 2 и рис. в таблице XVI) [B 1936—1945 построено 6784 ДБ-3 (Ил-4)]. ДБ-3 был оснащён тремя пулемётами ШКАС (передним, верхним турельным и нижним люковым); на Ил-4 в верхней турели использовался пулемёт УБ (УБТ), На вооружении находился также торпедоносец Ил-4Т. Создание бомбардировщиков ДБ-3 и СБ (см. Ту) знаменовало собой переход от крупнотоннажных (30 т и более) и крупноразмерных (площадь крыла свыше 400 м ) самолётов с малой скоростью полёта (180—210 км/ч) к скоростным манёвренным бомбардировщикам (взлётная масса 6—9 т, площадь крыла 52—68 м3, скорость полёта свыше 400 км/ч). Манёвренность Ил-4 определялась способностью выполнять на нём высший пилотаж, в частности “мёртвую петлю”. На самолёте ЦКБ-26 в 1936 и 1937 установлено восемь мировых рекордов, а на ЦКБ-30 в 1938 и 1939 выполнены два дальних беспосадочных перелёта, последний из которых (Москва — о. Мискоу, США) определил собой открытие в последующем новой воздушной линии. В предвоенные и военные годы были также построены и испытывались дальние бомбардировщики ДБ-4 с двумя поршневыми двигателями АМ-37 и Ил-6 с двумя дизелями АЧ-30В (серийно не строились).

Ил-22 (рис. в таблице XXIII) — экспериментальный реактивный бомбардировщик с четырьмя турбореактивными двигателями ТР-1. На самолёте исследовались научные, проектировочные и конструкторские проблемы реактивной авиации и формировались концепции создания принципиально новой авиационной техники: выполнялась оптимизация размеров и параметров самолёта, разрабатывалась герметичная кабина для экипажа, изучалась динамика полёта с околозвуковой скоростью, исследовались проблемы тонкого крыла, отрабатывались турбореактивные двигатели на разных режимах полёта при различных атмосферных условиях (например, при низких температураx) и др. Ил-22 — первый в ОКБ реактивный бомбардировщик со схемой крепления двигателей на пилонах под крылом; эта схема впоследствии была повторена на Ил-54, Ил-76, Ил-86, Ил-96 и на многих зарубежных самолётах.

Ил-28 (рис. 3 и рис. в таблице XXIV) — фронтовой реактивный бомбардировщик с двумя турбореактивными двигателями ВК-1А. Трёхместный цельнометаллический высокоплан с тонким нестреловидным крылом двухлонжеронной моноблочной конструкции. Оперение однокилевое стреловидное, кабина экипажа герметизирована. Защита Ил-28 включала активные (стрелковые установки) и пассивные (броня) средства. В кормовой части фюзеляжа расположены стрелковая турель Ил-К6 со спаренными пушками НР-23 и кабина стрелка с радиолокационным прицелом, защищённая металлической и прозрачной бронёй. Аналогичную броневую защиту имела передняя кабина. Две неподвижные пушки НР-23, установленные в носовой части фюзеляжа, были предназначены для стрельбы вперёд. Базовый самолёт Ил-28 к его модификации (Ил-28Р — разведчик, с увеличенной вместимостью топливных баков; Ил-28Т — торпедоносец, с увеличенными размерами бомбового отсека; Ил-28У — учебный, с двойном управлением) строились одновременно. Всего было построено свыше 6000 экземпляров.

Ил-46 — реактивный бомбардировщик с двумя турбореактивными двигателями -5, сходный по аэродинамической и конструктивной компоновка с Ил-28, но отличавшийся от него большими размерами в связи с увеличенным радиусом действия. Успешно прошёл испытания, но в серии не строился.

Ил-54 — реактивный бомбардировщик с двумя турбореактивными двигателями АЛ-7, отличался от Ил-28 схемой и компоновкой. Высокоплан с крылом большой стреловидности (55{{°}}), шасси велосипедной схемы, бомбовые люки рассчитаны на загрузку крупногабаритных бомб и торпед. Самолёт прошёл испытания, подтвердив проектные характеристики (в серии не строился).

Второе направление в деятельности ОКБ разработка штурмовиков с мощным наступательным и оборонительным вооружением и броневой защитой жизненно важных частей самолёта. Ил-2 (рис. 4 и рис. в таблице XVII) — бронированный штурмовик, низковысотный самолёт поддержки наземных войск. В 1939 построен опытный двухместный БШ-2 (ЦКБ-55) с одним двигателем водяного охлаждения AM-35 (мощностью 993 кВт), с трёхлопастным винтом ВИШ-22Т. Двигатель вскоре заменили более мощным АМ-38 (1180 кВт), затем — АМ-38Ф (1290 кВт). Конструкция моноплана смешанная: носовая часть выполнена из бронеплит различной толщины (4—7 мм) с общей массой около 700 кг; задняя часть фюзеляжа — деревянный монокок (в конце войны металлический); крыло и оперение дуралюмиковые (непродолжительное время консоли крыла имели деревянную конструкцию). Шасси убирающееся. Ильюшин был сторонником мощной оборонительной стрелковой и броневой защиты всех боевых самолётов. Поэтому Ил-2 имел кабину стрелка. Но с согласия заказчика самолёт был запущен в серийное производство одноместным (с целью увеличения запаса топлива). Боевое применение Ил-2 в первые дни войны доказало правильность концепции активной защиты самолёта. В короткий срок было налажено производство двухместных Ил-2. Варианты вооружения штурмовиков Ил-2: два пулемёта ШКАС и две пушки ШВАК или ВЯ или НС-37 в крыле, один турельный пулемёт УБ, бомбы (400—600 кг), реактивные снаряды (восемь РС-82 или четыре РС-132). Пушки калибра 37 мм поражали броню немецких танков “Тигр”, Боевое совершенство Ил-2 дополнялось его исключительной надёжностью и живучестью конструкции и систем самолёта. В морской авиации использовался Ил-2Т (торпедоносец) с наружный подвеской торпед.

Ильюшин заложил принципиально новые решения в формирование класса низковысотных самолётов. Они получили выражение в оптимальных сочетаниях всех составляющих единого комплекса боевых наступательных и оборонительных средств: массы брони и бомбовой нагрузки, боевой мощи пулемётно-пушечного вооружения и защиты задней полусферы, манёвренности, скорости и дальности полета, неуязвимости и боевой живучести, Для этого впервые была разработана концепция включения бронекорпуса в силовую схему фюзеляжа, что обеспечило потребную прочность с минимальными весовыми издержками. Для придания аэродинамической формы применены броневые листы двойной кривизны. Новизну и глубину заложенных идей подтвердила высокая боевая эффективность Ил-2. Этот самолёт относят к основным видам вооружения, обеспечившим победу в Великой Отечественной войне; немецкие солдаты называли Ил-2 “чёрной смертью”. За годы войны было выпущено 36163 экземпляра таких штурмовиков.

В боевых действиях принимал также участие более манёвренный и более скоростной штурмовик Ил-10 (рис. 5 и рис. в таблице XVIII) — было построено 4966 экземпляров. Он мог не только выполнять операции по уничтожению наземных целей, но и вести воздушный бой с истребителями противника. Вооружение Ил-10: два пулемёта ШКАС и две пушки ВЯ, установленные в консолях крыла (позднее устанавливались только пушки — четыре НС-23), оборонительная турельная установка с пулемётом УБ или (позднее) с пушкой Б-20, бомбы (до 600 кг), четыре РС-132.

В данном классе самолётов в ОКБ были также разработаны тяжёлые штурмовики Ил-8, Ил-20 и скоростной манёвренный штурмовик Ил-16 (в серии не строились). В 1952 ОКБ приступило к созданию штурмовика Ил-40 с двумя турбореактивными двигателями (в серии не строился); в 1982 был создан экспериментальный реактивный штурмовик Ил-102.

Третье направление — пассажирские самолёты. Проектирование пассажирского самолёта качалось в последние годы войны и ставило целью создание массового гражданского самолёта вместо устаревшего Ли-2. Ил-12 (рис. 6 и рис. в таблице XXIII) — пассажирский самолёт с двумя поршневыми двигателями АШ-82ФН. С этого самолёта началось новое направление в деятельности ОКБ, а в масштабах страны — организация массовых воздушно-транспортных. перевозок. Крыло Ил-12 трехлонжеронное. Фюзеляж — стрингерный полумонокок, снабжённый теплозвукоизоляцией. Шасси трёхопорное, с носовой опорой (впервые на отечественных пассажирских самолетах). Подвеска двигателей — на резиновых амортизаторах (или демпферах), винты четырехлопастные диаметр 4,1 м, Основная проблема проектирования — достижение малой длины разбега (460 м) и одновременно высокой весовой эффективности. Модификации: Ил-12Т — грузовой (грузоподъёмность 3,5 т); Ил-12Д — десантный, со стрелковой установкой, с грузовой дверью, люками для воздушного десантирования грузов и парашютистов, для которых были установлены сиденья вдоль бортов (грузоподъемность 3 т).

Ил-14 (рис. 7 и рис. в таблице XXIV) — пассажирский самолёт с двумя поршневыми двигателями АШ-82Т; схема и основные размеры те же, что у Ил-12, но с большим числом компоновочных вариантов пассажирских салонов. Основные отличия Ил-14 от Ил-12: изменены профиль крыла и его форма в плане, увеличена площадь и изменена конфигурация вертикального оперения для улучшения путевой устойчивости, повышена скороподъёмность у земли до 5,3 м/с (у Ил-12 — 4,3), предусмотрена возможность взлёта и полёта на одном работающем двигателе (на номинальной мощности) — с этой целью время уборки шасси было уменьшено до 5 с. Введено дополнительное пилотажно-навигационное и радиотехническое оборудование. Ресурс самолёта Ил-14 — 40 тысяч лётных часов; он вместе с самолётом Дуглас DC-3 относится к числу “Долгожителей” среди пассажирских самолётов. Ил-14 строились серийно также в Чехословакии и ГДР по советской технической документации.

В СССР базовых самолётов и их модификаций (всего 10) построено свыше 1500 экземпляров. Ил-14 широко применялся на внутренних и многих международных линиях, а также в Арктике и Антарктиде.

Ил-18 (1957; рис. 8 и рис. в таблице XXVI) — средний магистральный пассажирский самолёт с четырьмя турбовинтовыми двигателями АИ-20; один из первых советских самолётов с газотурбинными двигателями. Крыло самолёта трапециевидной формы в плане, трёхлонжеронной конструкции с механизацией умеренной сложности. Топливные баки — по всему размаху крыла (на модификации Ил-18Д — включая центроплан), часть консоли крыла — герметизированный кессон (первые опыты такого устройства проведены на Ил-14). Шасси трёхопорное, главные опоры убираются в гондолы двигателей. Основная идея создания Ил-18 — обеспечение массовости перевозок при снижении себестоимости эксплуатации. Проблемы проектирования: создание крупноразмерного (для своего времени) герметизированного фюзеляжа с наддувом и большим количеством вырезов для окон, дверей; преодоление вибраций и сокращение до минимума внутри кабин кого шума, создаваемого двигателями и винтами; обеспечение необходимого уровня усталостной прочности и высокого ресурса при минимальных весовые затратах; создание неразрушаемой при повреждении конструкции. Ил-18 обладал высокой надёжностью, большим ресурсом (40 тысяч лётных часов), минимальной массой, простотой управления и пилотирования и высокой эксплуатационной технологичностью. При создании самолёта решены проблемы обеспечения комфорта при экономически целесообразной плотности компоновки. Ил-18 широко применялся на внутренних и международных линиях Аэрофлота. Он проверен на соответствие нормам Международной организации гражданской авиации, получил международный сертификат лётной годности, нашёл широкий спрос на мировом рынке; с него начался экспорт советских самолётов за рубеж. Вместе с Ан-10 эти самолёты совершали сложные групповые перелёты в Антарктиду. Большое число самолётов переоборудовано в летающие лаборатории. На Ил-18 установлено 12 мировых рекордов. Модификации базового самолёта Ил-18 отличаются усовершенствованной конструкцией, улучшенным оборудованием, увеличенными дальностью полёта, числом пассажиров и взлётной массой:

Модификации

ИЛ-18А

ИЛ-18Б

ИЛ-18В

ИЛ-18Д

Число пассажирских мест

75

94

89

100-110

Взлётная масса, т

59,2

61,2

61,2

64

Кроме этих модификаций Ил-18 имел специализированные модификации: Ил-18 (“салон”) — административный самолёт для правительственных, научных, деловых делегаций; Ил-18Т — грузовой самолёт, переоборудуемый из пассажирского Ил-38 — противолодочный самолёт.

Ил-62 (рис. 9 и рис. в таблице XXVII) — дальний магистральный пассажирский самолёт с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями НК-8-4; принадлежит ко второму поколению советских самолётов с газотурбинными двигателями. Компоновка двигателей на кормовой части фюзеляжа, принятая на Ил-62, снижает внутрикабинный шум, улучшает комфорт, повышает аэродинамическое качество “чистого” крыла и эффективность его механизации, расположенной по всему размаху крыла. Известно, что такая компоновка утяжеляет конструкцию, но применение четырёхопорной схемы шасси, разработанной в ОКБ (и запатентованной в 9 странах, в том числе в Великобритании, Италии, Франции; ФРГ, Чехословакии, Японии), позволило значительно снизить весовые издержки н создать конструкцию, по весовой эффективности примерно равноценную конструкции самолётов с двигателями под крылом. Аэродинамическая компоновка стреловидного крыла с необычной ступенчатой формой передней кромки (в виде клюва) позволила получить высокие характеристики устойчивости во всём диапазоне углов атаки до закритических включительно. Конструкция крыла — кессонная, из прессованных панелей. Оперение Т-образной схемы, его размеры значительно меньше, чем у самолётов-аналогов; это позволило снизить массу самолёта и значительно упростить систему управления (исключить гидравлические бустеры). Топливные ёмкости (герметизированная кессонная часть крыла) расположены по всему размаху крыла, включая центроплан. Ил-62 может безопасно завершить взлёт при отказе одного двигателя, а крейсерский полёт и заход на посадку — при отказе двух двигателей. Надёжность работы всех систем обеспечена многократным резервированием. Ил-62 проверенна соответствие нормам Международной организации гражданской авиации, получил международный сертификат лётной годности; эксплуатируется на внутренних и многих международных (в том числе межконтинентальных) линиях. Значительная часть самолетов изготовлялась на экспорт, а ряд авиакомпаний (Нидерландов, Франции, Японии, Индии и другие стран) арендовали Ил-62 для эксплуатации на своих линиях. Ил-62 имеет многие вариантов, в том числе “салоны”.

Ил-62М — усовершенствованная модификация самолёта Ил-62 с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями Д-30КУ. Кроме замены двигателей более экономичными проведены следующие изменения: улучшены формы обтекателя стабилизатора и киля; усовершенствована форма гондол двигателей (установлено новое реверсивное устройство — створчатое вместо решетчатого, — позволившее снизить сопротивление; увеличена вместимость топливной системы путём устройства топливных баков-отсеков в киле вертикального оперения, что позволяет также выполнять полёты при более задних центровках и приводит тем самым к экономии топлива. Заменена часть пилотажно-навигационного и радиотехнического оборудования. Интерцепторы стали использоваться в тормозном и в элеронном режимах. Экономический эффект достигнут не только увеличением дальности полета при той же коммерческой нагрузке, но и значительным увеличением нагрузки при полетах на дальность, превышающую расчётную. В зависимости от протяжённости трассы Ил-62М способен перевозить коммерческую нагрузку на 43-81% большую, чем Ил-62 (например, на линии Москва-Токио Ил-62М — 18 т, а Ил-62 — 13 т). На самолёте Ил-62М совершен ряд перелётов, в том числе Москва—Сиэтл (США) через Северный полюс (июнь 1975) и установлен ряд рекордов.

Ил-86 (рис. 10 и рис. XXIX) — широкофюзеляжный пассажирский самолет с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями НК-86; положил начало третьему поколению отечественных самолётов с газотурбинными двигателями. Ил-86 — низкоплан со стреловидным крылом кессонной (моноблочной) конструкции, снабжённым трёхщелевыми закрылками, предкрылками, интерцепторами. Фюзеляж двухпалубный. Стремление создать самолёт с наилучшей адаптацией к разнообразным условиям аэропортов многие стран и исключить необходимость значительной реконструкции отечественных аэродромов привело к идее транспортировки грузов по системе “багаж при себе, груз в контейнерах”. Применены встроенные трапы и стеллажи для багажа; достигнут широкий диапазон центровок, позволяющий транспортировать багаж без взвешивания (всё это впервые в мировой практике). Широкие эксплуатационные возможности обеспечены простотой переоборудования (в аэродромных условиях) нижней палубы в частично (с сохранением системы “багаж при себе”) или полностью контейнерный вариант. Чтобы исключить необходимость реконструкции взлётно-посадочной полосы (вследствие значительной увеличения взлётной массы), на Ил-86 установлена третья глава опора шасси. Проектировочные исследования показали, что для самолёта такого класса более рациональна компоновка двигателей на пилонах под крылом, в том числе для обеспечения возможностей разворота на аэродромах с узкими взлётно-посадочными полосами (при компоновке двигателей на корме фюзеляжа из условия центровки увеличивается база между передней и главной опорами самолёта). Производительность Ил-86 — часовая и рейсовая — соответственно в 4,3 и 2,8 раза выше, чем у турбовинтовых пассажирских самолётов (Ил-18 и других), обладающих примерно равной дальностью, и в 2—3 раза выше, чем у реактивных самолётов второго поколения. При отработке аэродинамической компоновки Ил-86 испытано большое число аэродинамически подобных моделей, исследованы условия обтекания в зоне сочленения крыла с фюзеляжем большого диаметра, решена проблема выбора схемы механизации крыла и т. п. Использование новых технологических процессов и материалов сыграло существенную роль в разрешении таких проблем, как достижение надёжности, минимальной стоимости изготовления, необходимой эстетики, весовой и топливной эффективности. При создании Ил-86 внедрены: крепёж с натягом (снижающий массу самолёта), поверхностное упрочнение силовых элементов конструкции, цельнотянутые титановые трубы, длинномерные штампованно-катаные плиты, клееклёпаные соединения, композиционные материалы и др. Удельный расход топлива (выраженный в г на 1 пассажиро-км) не превышает соответствующего показателя для Ил-18, хотя скорость полёта увеличена в 1,5 раза.

Ил-96-300 (рис. 11 и 14) — широкофюзеляжный дальний магистральный самолёт с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями Д-90А (ПС-90А); принадлежит к четвёртому поколению отечественных самолётов с газотурбинными двигателя. При создании самолёта исключительно большое значение придавалось достижению высокой топливной эффективности. С этой целью реализовано множество нововведений, позволивших достигнуть скачкообразного улучшения показателей (расход топлива на единицу производительности уменьшен почти в 2 раза по сравнению с самолётом того же класса дальности Ил-62). Другой задачей было повышение безопасности полётов. Для этого, в частности, изменено оборудование кабины экипажа путём применения комплекса электронных пилотажно-навигационных приборов с выводом информации на цветные дисплеи. Применение в совокупности с этим принципиально новой — электродистационной — системы управления самолетом позволило уменьшить состав экипажа до трёх человек и снизить их утомляемость в длительных дальних полётах. Внешняя компоновка самолёта традиционная; двигатели — в гондолах на пилонах под низкорасположенным крылом; горизонтальное оперение палубной схемы; шасси — с носовой опорой, главные опоры выполнены по трёхопорной схеме, на каждой тележке установлено по четыре колеса. Крыло большого удлинения имеет стреловидную форму в плане, суперкритический профиль, вертикальные (парусные) законцовки, повышающие аэродинамическое качество самолёта. Его конструкция выполнена по двухлонжеронной схеме. Крыло снабжено трёхщелевыми раздвижными закрылками, предкрылками, интерцепторами. Диаметр фюзеляжа такой же, как у Ил-86 (6,08 м), но меньшая длина. Предусмотрена как одно-, так и трёхклассная компоновка пассажирских салонов, отличающихся различным уровнем комфорта, креслами и шагом их размещения (полностью туристский класс или смешанный, при котором часть кресел заменяется креслами первого класса, часть — креслами бизнес класса). Расположенные на нижней палубе два больших грузовых помещения снабжены оборудованием, необходимым для быстрой загрузки и выгрузки багажа и грузов, транспортируемых в 16 стандартных контейнерах или на поддонах. При полном числе пассажиров багаж занимает 9 контейнеров, остальные 7 предназначены для почты и грузов. Топливо размещается в герметизированном кессоне консолей и центропланной части крыла. Последовательность расходования топлива из отсеков запрограммирована из условий достижения наивыгоднейших эксплуатационных центровок самолета в полёте и продолжительной весовой разгрузки крыла ради минимизации массы его конструкции и достижения заданного ресурса.

Ил-114 (рис. 12 и 15) — пассажирский самолёт с двумя турбовинтовыми двигателями. Двигатели оснащены малошумными шестилопастными воздушными винтами диаметром 3,6 м с автоматической системой флюгирования лопастей в полёте. Ил-114 — низкоплан с нестреловидным крылом большого удлинения, снабжённым выдвижными двухщелевыми закрылками с фиксированным дефлектором, интерцепторами, тормозными щитками. Площадь крыла определена на основе заданных летно-технических характеристик и условий базирования самолёта на аэродромах с короткими взлётно-посадочными полосами. Фюзеляж — круглого поперечного сечения диаметр 2,86 м, что позволяет расположить в одном ряду четыре пассажирских кресла с шагом установки 780—750 мм (при числе кресел 60—64). Основное назначение Ил-114 — перевозка пассажиров с багажом и грузом на местных линиях с большими пассажиропотоками, а также на отдельных магистральных линиях с малыми пассажиропотоками. Ил-114 рассчитан также для эксплуатации в Арктике и Антарктиде; при нагрузке 1,5 т дальность его полёта в этих условиях 4800 км. На Ил-114 установлен цифровой пилотажно-навигационный комплекс, обеспечивающий ручное и автоматизированное самолётовождение в любое время суток и года. Это позволяет ограничить экипаж двумя членами, а все средства отображения информации, сигнализации, органы управления бортовыми системами объединить в единую информационно-управляющую систему с выводом данных, необходимых для пилотирования и навигации, на цветные экранные индикаторы.

Четвёртому направлению деятельности ОКБ — разработке транспортных (грузовых) самолётов — положили начало десантный Ил-12Д и транспортные Ил-12Т и Ил-14Т, являющиеся модификациями пассажирских самолётов Ил-12 и Ил-14. В 1949 в ОКБ был создан грузовой планёр Ил-32 грузоподъёмностью 7 т (строился небольшой серией). Ил-76 (рис. 13 и рис. в таблице XXIX) транспортный самолёт (первый вылет в 1971) и его грузовая модификация Ил-76Т (начало эксплуатации в 1977) с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями Д-30КП тягой 118 кН; предназначен для грузовых перевозок на воздушных линиях средней и большой протяжённости. Длина самолёта 46,5 м, высота 14,7 м. Крыло (размах 50,5 м, площадью 300 м2 ) высокорасположенное, имеет умеренную стреловидность, снабжено предкрылками, интерцепторами и тормозными щитками. Конструкция крыла монолитная. Фюзеляж герметизированный, оперение Т-образное. Шасси многоколёсное (16 колёс по четыре в ряд на одной общей оси на каждой из четырёх главных опор). Конструкция створок позволяет закрывать ниши шасси при выпущенных опорах. Такое шасси позволяет эксплуатировать самолёт с грунтовых аэродромов (с прочностью грунта 0,6 МПа). Короткие разбег (850 м) и пробег (450 м) на таких аэродромах обеспечены оптимальным сочетанием высокой тяговооружённости и большой подъёмной силы крыла, создаваемой его развитой механизацией. Комплекс пилотажно-навигационного и радиосвязного оборудования обеспечивает эксплуатацию самолётов на различных трассах в любых метеорологических условиях, в дневное и ночное время. Ил-76Т перевозит коммерческий груз массой 40 т на расстояние 5000 км со скоростью 750—800 км/ч. Он транспортирует крупногабаритные и длинномерные грузы, различное оборудование, трубы большого диаметра, автобусы, самоходную сельскохозяйственную технику. Предусмотрено широкое использование авиационных, морских, железнодорожных контейнеров и поддонов, применяемых в различных странах мира. Грузовая кабина оснащена устройствами механизации процессов загрузки и разгрузки, что существенно сокращает время стоянки самолёта и повышает эффективность его использования.

Многие самолёты с маркой Ил строились крупными сериями; всего построено свыше 60 тысяч экземпляров. В производстве они находились длительное время, например Ил-12, Ил-14 и Ил-18 — 10 лет, Ил-62 — свыше 15 лет. Все они обладают высокой надёжностью и большим ресурсом.

Лит.: Ильюшин С. В., ИЛы на службе Родины, “Авиация и космонавтика”, 1968, № 5, 10; 1988, №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.

Табл. 1 — Бомбардировщики Московского машиностроительного завода имени С. В. Ильюшина

Основные данные

ЦКБ-30 (ДБ-3)

Ил-4 (ДБ-3Ф)

Ил-6

Ил-22

Ил -28

Ил-46

Ил-54

Первый полет, год

1936

1941

1943

!947

1948

1952

1955

Начало серийного производства, год

1936

1941

-

-

1949

-

-

Число, тип и марка двигателей

2 ПД М-85

2 ПД М-88 Б

2 дизеля АЧ-30В

4 ТРД ТР-1

2 ТРД ВК-1

2 ТРД АЛ-5

2ТРДФ АЛ-7Ф*

Мощность двигателя, кВт

625

809

1110

-

-

-

-

Тяга двигателя, кН

-

-

-

12,7

26,5

49

90,2

Длина самолёта, м

14,233

14,79

17,65

21,05

17,65

24,5

28,964

Высота самолёта, м

4,15

4,57

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, м2

65,5

66,7

84,8

74,5

60,8

105

84,6

Колея шасси, м

5,5

5,5

6,2

3,375

7,4

6,8

Велосипедное шасси

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

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

5,03

7,23

11,69

14,95

12,89

26,3

23,56

Бомбовая нагрузка нормальная

1

1

2

2

1

3

3

перегрузочная

2,5

2,5

3

3

3

6

5

Максимальная дальность полета

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

5

3

3

3

На первом опытном образце были установлены двигатели АЛ-7 тягой 67 кН

Табл. 2 — Штурмовики Московского машиностроительного завода имени С. В. Ильюшина

Основные данные

Ил-2

Ил-8

Ил-10

Ил-16

Ил-20

Первый полёт, год

1939

1944

1944

1945

1948

Начало серийного производства, год

1940

 

 

1944

-

-

Число, тип и марка двигателей

1 ПД АМ-38Ф

1 ПД АМ-42

1 ПД АМ-42

1 ПД АМ-43НВ

1 ПД АМ-47Ф

Мощность двигателя, кВт

1290

1470

1470

1690

2210

Длина самолёта, м

11,85

12,93

11,13

10,19

12,59

Высота самолёта, 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

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

нормальная

6,06

7,2

6,3

5,4

9,93

перегрузочная

6,36

7,3

6,5

5,6

10,25

Масса пустого самолёта, т

4,53

5,176

4,65

4,15

7,892

Бомбовая нагрузка, т:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

нормальная

0,4

0,6

0,4

0,2

0,4

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

 

Табл. — Пассажирские самолеты Московского машиностроительного завода имени С. В. Ильюшина

Основные данные

Ил-12

Ил-14

Ил-18А

Ил-18В

Ил-18Д

Ил-62

Ил-62М

Ил-86

Ил-96-300

Ил-114

Первый полёт, год

1946

1950

1958

1960

1964

1963

1970

1976

1988

1990

Начало серийного производства, год

1946

1953

1958

1962

1965

1963

1970

1980

1989

1990

Число, тип и марка двигателей

2 ПД АШ-82ФН

2 ПД АШ-82Т

4 ТВД АИ-20А

4 ТВД АИ-20Х

4 ТВД АИ-20М

4 ТРДД НК-8-4

4 ТРДД Д-30КУ

4 ТРДД НК-85

4 ТРДД ПС-90А

2 ТВД ТВ7-117

Мощность двигателя, кВт

1360

1400

2940

2940

3130

-

-

-

-

1840

Тяга двигателя, кН

-

-

-

-

-

103

108

127

157

-

Длина самолета, м

21, 31

22,31

35,9

35,9

35,9

53,12

53,12

59,54

55,35

25,9

Высота самолета, 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

140

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

11*

12,5

33,8'

34,6

35,3

69,4

71,6

113,9

117

13,7

Максимальная коммерческая нагрузка, т

2,62—3,15

2,97—3,55

10,1

13,5

13,5

23

23

42

40

6

Дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке, км

5200

1100—1400

3800

3300

1300

7550

8800

3600**

9000***

1000****

Коммерческая нагрузка при увеличенном запасе топлива, т

1,05

-

7,3

8,6

6,5

6

10

20

15

1,5

Дальность полета при увеличенном запасе топлива, км

3300

2150—2550

5600

5400

7100

10000

11050

5900

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 самолёта, ** При коммерческой нагрузке 40 т. *** При коммерческой нагрузке 30 т. **** При коммерческой нагрузке 5,4 т

Рис. 1. Эмблема самолётов марки Ил.

Рис. 2. Ил-4.

Рис. 3. Ил-28.

Рис. 4. Ил-2.

Рис. 5. Ил-10.

Рис. 6. Ил-12.

Рис. 7. Ил-14.

Рис. 8. Ил-18.

Рис. 9. Ил-62.

Рис. 10. Ил-86.

Рис. 11. Ил-96-300.

Рис. 12. Ил-114.

Рис. 13. Ил-76.

Рис. 14. Пассажирский самолёт Ил-96-300.

Рис. 15. Пассажирский самолет Ил-114.

ИЛ-400 — истребитель с двигателем “Либерти” номинальной мощностью 400 л. с. (294 кВт) — первый советский истребитель, созданный в 1923 и получивший стандартное обозначение И-1. См. в статье Поликарпова самолёты.

иллюзии пространственного положения в полёте — неправильное, искажённое отражение в сознании лётчика своего положения или положения летательного аппарата в пространстве. И. п. п., возникающие у лётчиков в полётах, являются обычно не результатом болезненного состояния, а физиологической реакцией на вестибулярные и зрительные раздражители. Вестибулярные иллюзии проявляются, как правило, в виде ощущений крена, противовращения, пикирования и кабрирования, зрительные — в виде неправильной оценки линии горизонта (например, по верхней кромке облаков), восприятия отражённых в воде облаков, звёзд или Солнца, как небесного свода, и др. И. п. п. возникают при изменении скорости полёта или после изменения положения летательного аппарата в условиях отсутствия видимости естественного горизонта (при полетах в сложных метеорологических условиях, в облаках, ночью, на больших высотах и т. п.). Обычно они проявляются в тех случаях, когда осуществляется переход от пилотирования по визуальным естественным ориентирам к пилотированию по приборам, от непосредственного восприятия положения летательного аппарат в пространстве к опосредованному. В редких случаях, когда возникают длительные, часто повторяющиеся иллюзии, от которых летчику с большим трудом удаётся избавиться во время полёта, требуется тщательное исследование лётчика в стационаре. Опасность подобного рода иллюзий состоит в том, что лётчик перестаёт доверять показаниям приборов, считать их неисправными, и, руководствуясь своими ощущениями, принимает неправильное решение, которое может привести к неблагоприятному исходу полета.

И. п. п. часто снимаются энергичным движением головы, изменением позы, произвольным напряжением мышц, радио переговорами с руководителем полётов, разговор вслух с самим собой. В профилактике вестибулярных И. п. п. большую роль играют общая физическая подготовка и специальная тренировка вестибулярного аппарата. Предотвращению И. п. п. и повышению безопасности полетов в значительной мере способствует соблюдение предполётного режима.

Э. В. Лапаев.

Ильюшин Владимир Сергеевич (р. 1927) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1973), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1966), заслуженный мастер спорта СССР (1961), Герой Советского Союза (1960). Сын С. В. Ильюшина. Окончил Борисоглебскую военную авиационную школу (1949) Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1951), Школу лётчиков-испытателей (1953). С 1953 в ЛИИ, с 1957 в ОКБ П. О. Сухого (с 1971 заместитель главного конструктора). Провел испытания ряда опытных и экспериментальных самолётов, в том числе С-22И — первого советского самолёта с крылом изменяемой в полёте стреловидности. Установил три мировых рекорда, в том числе один абсолютный. Медаль А. де Лаво (ФАИ). Ленинская премия (1976). Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями.

В. С. Ильюшин.

Ильюшин Сергей Владимирович (1894—1977) — советский авиаконструктор, академик АН СССР (1968), генерал-полковник инженерно-технической службы (1967), трижды Герой Социалистического Труда (1941, 1957, 1974). В Советской Армии с 1919, сначала авиамеханик, затем военком, а с 1921 начальник авиаремонтного поезда. Окончил Военно-воздушную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1926; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). За время обучения в академии построил три планёра. Последний из них — “Москва” на состязаниях в Германии получил первый приз за продолжительность полёта. После окончания академии руководитель секции научно-технического комитета военно-воздушных сил. Затем работал на научно-исследовательском аэродроме Военно-воздушных сил. С 1931 начальник ЦКБ Центрального аэрогидродинамического института. В 1933 возглавил ЦКБ при московском заводе имени В. Р. Менжинского, впоследствии ставшее КБ И., деятельность которого была связана с развитием штурмовой, бомбардировочной, пассажирской и транспортной авиации. С 1935 И. — главный конструктор, в 1956—1970 — генеральный конструктор. Создал свою школу в самолетостроении. Под его руководством созданы строившиеся серийно штурмовики Ил-2, Ил-10, бомбардировщики Ил-4, Ил-28, пассажирские самолёты Ил-12, Ил-14, Ил-18, Ил-62, а также ряд опытных и экспериментальных самолётов.

Штурмовики И. во время Великой Отечественной войны составили основу советской штурмовой авиации как нового рода авиации, тесно взаимодействующего с наземными войсками. Ил-2 — один из массовых самолётов военного периода. При его создании И. удалось решить многие научно-технические проблемы, в том числе использовать броню в качестве силовой конструкции самолёта, разработать технологию изготовления броневого корпуса с большой кривизной обводов и др. И. большое внимание уделял экономическим вопросам строительства самолётов. Например, реактивный фронтовой бомбардировщик Ил-28 по трудоёмкости постройки приближался к истребителям. При его создании удалось хорошо увязать летно-технические характеристики с пилотажными, средства поражения и средства защиты с общим весовым балансом самолёта. Рациональные, прогрессивные методы проектирования И. использовал и при создании пассажирских самолётов. Ил-18 — первый советский пассажирский самолёт, который нашёл широкий спрос на мировом авиационном рынке. В Ил-62 И. применил принципиально новую схему шасси, которая используется в ряде ведущих промышленных стран мира. И. присуждена Золотая авиационная медаль Международной авиационной федерации. Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1970. Ленинская премия, (1960), Государственная премия СССР (1941, 1942, 1943, 1946, 1947, 1950, 1952, 1971). Награждён 8 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 1-й и 2-й степени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовые бюсты И. установлены в Москве и Вологде. Имя И. носит Московский машиностроительный завод. См. статью Ил.

Лит.: Асташенков П. Т., Конструктор легендарных Илов, М., 1972; Новожилов Г. В., Ученый и конструктор С. В. Ильюшин, М., 1978; Пономарев А. Н., Конструктор С. В. Ильюшин, М., 1988.

С. В. Ильюшин.

“Илья Муромец — первый серийный четырёхдвигательный бомбардировщик-биплан (рис. в таблице VI). Построен в 1913 под руководством И. И. Сикорского на Русско-Балтийском вагонном заводе на базе самолёта “Русский витязь” его же конструкции. Первый полёт — 10(23) декабря 1913. На “И. М.” установлен ряд мировых рекордов грузоподъёмности и дальности полёта, в том числе совершён перелёт Петербург — Киев в нюне 1914 (см. Перелёты). Строился серийно в 1914—1918 в различных модификациях (серии Б, В, Г, Д, Е); всего построено 73 экземпляра. Применялся в Первую мировую и Гражданскую войны как бомбардировщик, штурмовик и дальний разведчик (на колёсном, лыжном и поплавковом шасси). В декабре 1914 “И. М.” сведены в “Эскадру воздушных кораблей” — первое соединение тяжёлой авиации. После Гражданской войны на уцелевших “И. М.” были организованы почтово-пассажирские перевозки на линии Москва — Орёл — Харьков; с 1 мая по 10 октября 1921 совершено 43 рейса. После ликвидации дивизиона воздушных кораблей в 1922 ввиду изношенности материальной части один “И. М.” был передан в Высшую военно-авиационную школу воздушной стрельбы и бомбометания для учебных полётов. Помощник начальника школы Б. Н. Кудрин в 1922—1923 совершил на нём 78 полётов и дал высокую оценку его лётным качествам.

Основные данные самолёта “Илья Муромец” серии Е (наиболее совершенного типа): число двигателей (“Рено”) 4; мощность одного двигателя 162 кВт; размах крыла: верхнего — 34,5 м, нижнего — 26,6 м; суммарная площадь крыльев 220 м2; длина самолёта 18,8 м; масса пустого самолёта 5 т; взлётная масса 7,46 т; максимальная скорость 130 км/ч; посадочная скорость 80 км/ч; практический потолок 3200 м; продолжительность полёта 4,4 ч; дальность полёта 560 км; разбег 450 м; пробег 300 м.

В кабине экипажа самолёта “Илья Муромец”.

иммельман — то же, что полупетля.

импеданс акустический (английское impedance, от латинского impedio — препятствую). В акустике различают акустический импеданс Za, удельный акустический импеданс Zl и механический импеданс ZM.

Акустический импеданс — отношение комплексной амплитуды звукового давления p к объёмной колебательной скорости v (под последней понимается произведение усреднённой по площади нормальной составляющей колебательной скорости на площадь, для которой определяется акустический импеданс):

Za = p/v = (|p|/|v|)exp[l({{Δφ}}p-{{φ}}v)] = Ra + iXa

({{φ}}p-{{φ}}v) — разность фаз звукового давления и колебательной скорости; Ra называется активным, а Xa — реактивным акустическим сопротивлениями. Ra связано с потерями звуковой энергии на трение при распространении звуковых волн в облицовочных каналах, замкнутых помещениях, а Xa — с реакцией сил инерции (масс) или сил упругости; в соответствии с этим реактивное сопротивление называется инерционным или упругим. Понятие акустического импеданса важно при рассмотрении процессов распространения и излучения звуковых волн из облицовочных каналов в условиях движущейся среды, при исследовании колебаний пластин и стержней, возбуждаемых акустическим полем, а также при распространении звуковых волн вблизи поглощающей поверхности, например, земли.

Удельный акустический импеданс — отношение звукового давления к колебательной скорости в фиксированной точке образца. Для бесконечной среды удельное сопротивление не зависит от выбранной точки, то есть является материальной константой, называемой волновым импедансом или волновым сопротивлением среды.

Механический импеданс (соответственно механические активное и реактивное сопротивления) — отношение силы, действующей на какою-либо площадку (произведения звукового, давления на рассматриваемую площадь), к средней для этой площадки колебательной скорости. Понятие механического импеданса наиболее широко используется в электроакустике.

Механические, удельные акустические и акустические импедансы связаны соотношением ZM = SZl = S2Za, где S — площадь образца.

импульс руля (от латинского impulsus — удар, толчок) — резкое кратковременное (по сравнению с периодом свободных колебаний летательного аппарата и временем переходного процесса) отклонение одного из рулей управления и быстрое возвращение его назад в исходное положение при неизменном положении других органов управления. Подобным образом при лётных испытаниях создаются начальные возмущения для исследования характера последующих свободных колебаний летательного аппарата при оценке его динамической устойчивости и управляемости в продольном и боковом свободных движениях как с фиксированными, так и освобождёнными рычагами управления.

импульсная труба — аэродинамическая труба для получения потоков газа со сверх- и гиперзвуковыми скоростями, в которой истечение рабочего газа происходит из замкнутого объёма — форкамеры. В дозвуковой части сопла устанавливается диафрагма (см. рис.), отделяющая форкамеру от газодинамического тракта трубы. Форкамера наполняется сжатым газом, в остальные элементах трубы создаётся разрежение (10—1 Па). В результате мощного электрического разряда конденсаторной батареи или индуктивного накопителя в форкамере происходит нагрев рабочего газа, его температура и давление повышаются до значений T0≈(3—5)*103 К и p0≈(2—3)*108 Па. После этого диафрагма разрывается, а газ устремляется через сопло в рабочую часть и далее в вакуумную ёмкость. Истечение газа сопровождается падением давления и температуры в форкамере как из-за расширения газа, так и из-за тепловых потерь в стенки трубы, но Маха число в рабочей части в течение рабочего режима практически не изменяется во времени и определяется главным образом отношением площадей выходного и критического сечений сопла. Длительность рабочего режима (импульса — отсюда название) в И. т. составляет 50—100 мс, что достаточно для проведения различного рода аэродинамических испытаний.

Малое время воздействия плотного высокотемпературного газа на элементы трубы и модель снимает жёсткие ограничения на используемые материалы конструкций трубы и модели и измерительную аппаратуру, избавляет от применения сложных систем охлаждения и тем самым существенно упрощает и удешевляет проведение экспериментов.

В И. т. удаётся получать очень большие Рейнольдса числа, поэтому И. т. позволяют проводить испытания моделей летательных аппаратов в условиях, близких к натурным. Однако нестационарность течения и загрязнение газового потока продуктами разрушения электродов и стенок форкамеры ограничивают возможности И. т.

А. Л. Искра.

Схема импульсной трубы; 1 — конденсаторная батарея; 2 — форкамера; 3 — диафрагмы; 4 — сопло; 5 — рабочая часть; 6 — вакуумная ёмкость.

импульсов теорема в гидродинамике — в стационарном течении идеальной жидкости поток вектора количества движения через замкнутый объём пространства равен интегралу по поверхности S объёма от проекции давления p на внешнюю к поверхности нормаль n:

∫∫sρVVndS = ∫∫spndS,

где {{ρ}} — плотность, V — вектор скорости. Представляет собой один из сохранения законов. Установлена Л. Эйлером в первой половине XVII в. Является прямым следствием второго закона механики Ньютона в приложении к сплошной среде и выражает, по существу, прямую интегральную связь ускорения частиц жидкости при прохождении через некоторый объём с импульсом сил (разностью давлений), приложенных к частицам, Доказывается интегрированием уравнений движения (см. Эйлера уравнения) по неподвижному объёму с использованием неразрывности уравнения и связи объёмного интеграла с поверхностным. Применительно к трубке тока И. т. даёт связь между равнодействующей силой, приложенной к трубке, и разностью скоростей на её входе и выходе. В приложении к летательному аппарату даёт связь подъёмной силы (или сопротивления) с полем возмущений скорости потока на достаточно большом удалении от летательного аппарата. И. т. называется также теоремой количества движения.

инглиш электрик” (English Electric Со.) — военно-промышленная фирма Великобритании с крупным самолётостроительным сектором. Образована в 1918 в результате слияния пяти фирм, из которых три имели опыт производства самолётов (одна — с 1911). В годы Первой мировой войны была крупным поставщиком гидросамолётов и летающих лодок, выпускала их до 1926. Авиационное производство фирма возобновила в 1938, после 1945 организовала собственно КБ. Разработала и выпускала первый английский реактивный бомбардировщик “Канберра” (первый полёт в 1949, строился по лицензии в США под обозначением В-57 и в Австралии, см. рис.) и первый английский сверхзвуковой перехватчик “Лайтнинг” (1954, смотри рис. в таблице XXXI). В 1959 авиационная деятельность фирмы была сконцентрирована на дочернем предприятии “Инглиш электрик авнэйшен”, которое в 1960 вошло в состав “Бритиш эркрафт корпорейшен”. Основные данные самолётов “Канберра” и “Лайтнинг” приведены в таблице.

Табл. — Самолеты фирмы “Инглиш электрик”

Основные данные

Бомбардировщик “Канберра" B(1) Mk.8

Истребитель “Лайтнинг” F.6

Первый полёт, год

1954

1964

Число и тип двигателей

2 ТРД

2ТРДФ

Тяга двигателя, кН

33,3

72,6

Длина самолета

19,96

16,25

Высота самолёта, м

4,74

5,97

Размах крыла, м

19,49

10,61

Площадь крыла, м2

89,5

44,08

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

нормальная

21,32

13,1

максимальная

24,93

21, 77

Масса пустого самолёта, т

10,51

11

Боевая нагрузка, т

2,27

2,7

Радиус действия, км

1300

970

Максимальная скорость полёта, км/ч

900

2230

Потолок, м

14630

16500

Экипаж, чел.

2

1

Вооружение

4 пушки (20 мм), УР, бомбы

2 пушки (30 мм),2УР

 

Бомбардировщик “Канберра”.

индиан эрлайнс” (Indian Airlines) — авиакомпания Индии, одна из ведущих в мире. Осуществляет перевозки внутри страны и в некоторые страны Азии. Основана в 1953. В 1989 перевезла 9,98 миллионов пассажиров, пассажирооборот 8,69 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 58 самолётов.

индикатор кругового обзора (ИКО) — устройство в составе радиолокационной станции, предназначенное для отображения радиолокационной информации на экране электронно-лучевой трубки (ЭЛТ) в координатах азимут — дальность: азимут объекта отображается на ИКО угловым положением отметки на экране ЭЛТ, а дальность — её радиальным расстоянием от центра экрана ЭЛТ. Возможен вариант, когда на экране ЭЛТ в радиальном направлении отображается скорость объекта. В большинстве случаев при формировании отметки используется модуляция электронного луча по интенсивности (модулируется яркость отметки), что позволяет передать на экран дополнительную информацию при обзоре и картографировании земной поверхности ИКО используются как на летательных аппаратах, так и на наземных радиолокационных станциях. В современных радиолокационных станциях широко используются ЭЛТ, обеспечивающие цветное изображение радиолокационной информации.

индикаторная скорость — скорость летательного аппарата, которую в определенных условиях полёта будет показывать бортовой прибор-указатель (индикатор) системы, основанной на измерении разности давлений в динамических и статических камерах приёмника воздушных давлений (ПВД), если при этом давления в обеих камерах ПВД (полное давление заторможенного потока p* и атмосферное давление pH на высоте полёта) соответствуют их истинным значениям и без искажений передаются бортовому прибору. Такую систему ПВД называют идеальной. Характерной особенностью заложенного в систему ПВД принципа её работы является то, что она не позволяет непосредственно измерять воздушную скорость V летательного аппарата, а обычно фиксирует в зависимости от условий полета индикаторную земную скорость Vtз либо собственно И. с. Vt. Если бы pH и плотность воздуха {{ρ}}H на высоте полета совпадали со значениями pc и {{ρ}}c на уровне моря (см. Международная стандартная атмосфера), то система ПВД показывала, бы воздушную скорость. Если же было бы pH = pc, а {{ρ}}H отличалась от {{ρ}}c, то указатель показал бы И. с. Во всех остальных случаях бортовой прибор идеальной системы ПВД индицирует индикаторную земную скорость летательного аппарата V = f(Vt, pH), причём Vi = f(V, {{ρ}}H). И только при очень малых скоростях, когда можно пренебречь сжимаемостью воздуха, он покажет И. с. Vi.

И. с. является важным параметром движения летательного аппарата, зная который можно рассчитать как его воздушную скорость, так и действующие на летательный аппарат в полете аэродинамические силы и моменты, Для самолёта, кроме того, она однозначно определяет при заданных его массе и конфигурации и заданном Маха числе полета M{{}}, также угол атаки и коэффициент подъемной силы (см. Аэродинамические коэффициенты) в установившемся горизонтальном полёте.

Взаимосвязь между индикаторной, индикаторной земной и воздушными скоростями летательного аппарата можно получить, воспользовавшись уравнениями Бернулли для сжимаемого и несжимаемого газов и формулой Рэлея для сверхзвуковых течений. Она выражается зависимостями Vi = {{Δ}}1/2V, V = Vi-{{δ}}Vсж, V = Vt/{{Δ}}1/2, где {{Δ}} = {{ρ}}H/{{ρ}}c — относительная плотность воздуха на высоте полёта H, и {{δ}}Vсж — поправка на сжимаемость воздуха, учитывающая различие чисел M при V = const на высоте H и на уровне моря в условиях стандартной атмосферы. Обычно эту поправку определяют расчетом, и его результаты представляют в виде трех номограмм: {{δ}}Vсж = f(V, H); для M{{}} < 1 и V < ac; M{{}}{{}}1 и V{{≥}}ac; M{{}}{{≥}}1 и V{{≤}}ac, — где ac — скорость звука в воздухе в стандартных земных условиях.

Лит.: Ведров В. С., Тайц М. А., Летные испытания самолетов, М., 1951; Калиниченко Б. В., Летные характеристики самолетов с турбинными двигателями, М., 1986.

И. М. Пашковский.

индуктивное сопротивление — часть сопротивления аэродинамического (сопротивления давления) крыла конечного размаха, связанная с образованием (индуцированием — отсюда название) вихревой пелены за крылом и определяемая затратами энергии на поддержание крупномасштабного течения, создаваемого сходящими с крыла вихрями свободными. В асимптотической теории крыла большого удлинения, обтекаемого несжимаемой жидкостью, плоскопараллельное течение около крыла характеризуется наличием индуктивного скоса потока, вызываемого сбегающей с крыла вихревой пеленой, в результате которого у равнодействующей сил давления, вычисляемой по формуле Н. Е. Жуковского (см. Жуковского теорема), появляется составляющая в направлении набегающего потока. И. с. зависит только от распределения подъёмной силы по размаху крыла и не может быть меньше сопротивления крыла, у которого нагрузка распределена по эллиптическому закону. Минимальное при заданной подъёмной силе И. с. пропорционально квадрату подъёмной силы и обратно пропорционально удлинению крыла. Этот результат распространяется также на крылья произвольной формы в плане.

И. с. возникает и при обтекании крыла потоком сжимаемого газа. Однако при скоростях полёта, соответствующих критическому или превышающим его значениям Маха числа, когда становится существенной сжимаемость газа, появляется волновое сопротивление, которое трудно отделить от индуктивного. В этом случае на основе импульсов теоремы сопротивление, связанное с образованием подъёмной силы, разделяют на волновое и вихревое сопротивление. В качестве контрольной поверхности обычно выбирается цилиндр достаточно большого радиуса R и длиной L > > R; при этом волновое сопротивление определяется изменением количества движения на боковой поверхности цилиндра, а вихревое — переносом количества движения через его основание.

Лит.: Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969; Кюхеман Д., Аэродинамическое проектирование самолетов, пер. с англ., М., 1983.

В. И. Васильченко, М. Ф. Притуло.

инерциальные системы навигации — средства определения координат местоположения, производных координат, параметров угловой ориентации летательного аппарата путём интегрирования уравнений движения его центра масс.

Необходимые для интегрирования уравнений составляющие вектора результирующей силы, приложенной к летательному аппарату, находятся по показаниям акселерометров. Ориентация осей, вдоль которых измеряются составляющие вектора ускорения, задаётся с помощью гироскопов или определяется посредством датчиков угловой ориентации. Основной системой отсчёта является инерциальная (галилеева) система координат O{{ξηζ}} с началом в центре Земли (см. рис.). По сигналам акселерометров и гироскопов реализуется (физически или аналитически) связанная с летательным аппаратом горизонтированная (плоскость XY совпадает с плоскостью местного горизонта) система координат (сопровождающий трехгранник) Cxyz, в которой решается основное уравнение инерциальной навигации:

{{формула}}

где f — вектор ускорения, измеряемый акселерометрами, g(r) — вектор напряжённости поля тяготения Земли, r — радиус-вектор летательного аппарата. Взаимное расположение систем координат O{{ξηζ}} и Cxyz однозначно определяется широтой {{φ}} и долготой {{λ}} местоположения летательного аппарата. Контур ориентации сопровождающего трёхгранника по местной вертикали представляет собой динамическую систему, не зависимую от закона движения летательного аппарата. Для решения уравнения должны быть заданы начальные условия r и dr/dt при t = t0 и выполнена начальная выставка (начальная ориентация сопровождающего трёхгранника в горизонте и азимуте).

И. с. н. состоят из блока чувствительных элементов (акселерометры и гироскопы), вычислителя, пульта управления и устройств ввода начальных условий, ввода и вывода информации. Различают И. с н. по точности (прецизионные и средний класса точности), способу установки чувствительных. элементов (платформенные и бесплатформенные), использованию внешней корректирующей информации (корректируемые и автономные).

Лучшие образцы прецизионных И. с. н. имеют погрешности 0,2—0,5 км за 1 ч полёта; И. с. н. среднего класса — 1—2 км за 1 ч. У автономных И. с. н. погрешности их элементов приводят к нарастающим со временем погрешностям координат, поэтому на летательных аппаратах с большой продолжительностью полёта применяются корректируемые системы. Средствами коррекции могут быть доплеровский измеритель скорости, средства ближней и дальней радионавигации, астрокорректоры, спутниковые системы навигации, радиолокационные станции. Основными источниками погрешностей И. с. н. являются погрешности акселерометров, некомпексируемые дрейфы гироскопов и погрешности начальной выставки в азимуте.

Благодаря автономности, помехоустойчивости и скрытности работы И. с. н. являются основным навигационным средством на многих летательных аппаратах.

Лит.: Андреев В. Д., Теория инерциальной навигации, М., 1967; Ишлинский А. Ю., Классическая механика и силы инерции, М., 1987.

В. И. Сотников.

Инерциальная система координат.

инерционная нагрузка — нагрузка, действующая на какою-либо часть летательного аппарата от массовых сил; возникает при наличии приращения перегрузки {{Δ}}n{{}}0. Инерционная сила l, действующая на массу ml, определяется по формуле l = mig-ni, где g — ускорение свободного падения (см. Нагрузки на летательный аппарат).

инерционное взаимодействие продольного и бокового движений самолёта — проявляется при пространственных манёврах, сопровождающихся энергичным вращением относительно продольной оси. Наиболее значительно И. в. у сверхзвуковых самолётов, имеющих большие различия в значениях главных моментов инерции (вытянутый эллипсоид инерции). С ростом скорости крена И. в. приводит к изменению параметров продольного движения и бокового движения, а также к возникновению влияния продольного управления на рыскание и путевого управления на движение по тангажу. При пространственном движении установившееся вращение самолёта происходит относительно оси, практически совпадающей с вектором скорости полета. Причиной И. в. являются инерционные моменты, действующие на самолет при его вращении. Эти моменты стремятся опрокинуть самолёт относительно скорости V. На рисунке схематически изображено вращение самолёта и действие инерционного и аэродинамических моментов (предполагается, что скольжение отсутствует). Для малых узлов атаки ее эти моменты можно считать линейно зависящими от α, так что суммарный момент Mz{{Σ}}, действующий на самолёт, можно представить следующим образом: Mz{{Σ}} = Mzаэр + Mzин = [mαzqSbA + (Iy-Ix){{ω}}2x]{{α}}, где Mzаэр, Mzин — аэродинамический и инерционный моменты; Iy,, Ix — моменты инерции самолёта относительно продольной x и нормальной y осей; S, bA — площадь и средняя аэродинамическая хорда крыла; m{{α}}z —производная коэффициент аэродинамического момента тангажа по углу атаки; {{ω}}x — скорость крена; q — скоростной напор. Из условия дMz{{Σ}}/д{{α}} = 0 можно оценить критическую скорость крена, при которой происходит потеря устойчивости движения самолёта по тангажу:

{{формула}}

Аналогичная оценка получается и для критической скорости крена, при которой происходит потеря устойчивости движения по рысканию:

{{формула}}

где lz — момент инерции самолёта относительно поперечной оси z, l — размах крыла, m{{β}}y — производная коэффициента аэродинамического момента рыскания по углу скольжения. Эти приближённые соотношения не учитывают действия части аэродинамических моментов Mzаэр, обусловленных вращением (так называемых демпфирующих моментов), а также гироскопического момента вращающегося ротора двигателя. Демпфирующие аэродинамические моменты могут существенно изменить критические скорости {{ωα}}, {{ωβ}} и даже привести к их исчезновению (см. Аэродинамическое демпфирование). Гироскопический момент изменяет критические скорости незначительно. Скорость крена, при достижении которой самолёт оказывается на границе устойчивости, находится вблизи критических скоростей {{ωα}}, {{ωβ}}. При этом в зависимости от типа маневра характер потери устойчивости может носить апериодический или колебательный характер. Особенности пространственного движения самолёта, проявляющиеся в потере устойчивости движения, в возникновении обратной реакции самолёта по перегрузкам на отклонения органов управления, в возможности существования критических режимов инерционного вращения, главным образом порождаются И. в.

Лит.: Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Динамика пространственного движения самолета, М., 1967.

М. Г. Гоман.

Инерционное взаимодействие продольного н бокового движений самолета; {{}} — угловая скорость вращения относительно вектора скорости.

инерционное вращение — критический режим движения самолёта, возникающий при выполнении пространственных манёвров, сопровождающихся энергичным вращением по крену (вход и выход из виража, перевороты, бочки и т. д.). И. в. как на докритических, так и на закритических углах атаки происходит с большой скоростью крена даже при нейтральном положении органов поперечного и путевого управления и сопровождается установлением больших нормальных и боковых перегрузок, которые могут привести к разрушению самолёта. В режиме И. в. возникает обратная реакция самолёта по перегрузкам на отклонение рулей высоты и направления, а отклонение элеронов не останавливает вращения, в результате чего движение в этом режиме практически неуправляемо. Одной из причин И. в. является инерционное взаимодействие, которое наряду с кинематическим и аэродинамическим взаимодействием приводит к резкому увеличению углов атаки и скольжения самолёта при приближении скорости крена к критическим скоростям вращения, при которых происходит потеря устойчивости движения по тангажу и рысканию. И. в. поддерживается за счёт момента крена, порождаемого возникающими скольжением и рысканием. В силу аэродинамической природы вращающего момента И. в. часто называют аэроинерционным вращением.

При некоторых отклонениях органов управления условия для существования режимов И. в. могут исчезнуть и вращение самолёта прекратится. На этом основано построение способов вывода самолёта из режимов И. в., которые, как правило, сложны и необычны с точки зрения привычной для летчика манеры пилотирования.

Лит.: Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Динамика пространственного движения самолета, М., 1967.

М. Г. Гоман.

интеграция бортового оборудования (ИБО) (от латинского integratio — восстановление, восполнение, integer — целый) — структурное, функциональное, схемно-конструктивное объединение отдельных видов систем, приборов, агрегатов бортового оборудования для снижения массы оборудования, повышения его надёжности и эффективности решения функциональных задач.

До 1950-х гг. ИБО носила в основном схемно-конструктивный характер. Примером такой интеграции могут служить радиомагнитный индикатор, интегральный привод-генератор, ряд комбинированных приборов контроля параметров силовой установки.

С середины 60-х гг. началось внедрение комплексов бортового оборудования различного функционального назначения (навигационных, пилотажных, прицельных, обзорных),создаваемых на основе структурной интеграции аппаратуры, решающей различные частные задачи, вычислительных средств и схемно-конструктивной интеграции средств отображения информации, устройств управления.

В 70-х гг. были созданы пилотажно-навигационные, обзорно-прицельные, прицельно-пилотажно-навигационные комплексы, комплексы радиосвязи, которые используются на различных летательных аппаратах.

Возможность и целесообразность дальнейшего развития ИБО, особенно функциональной и схемно-конструктивной, определяются уровнем развития и использования в бортовом оборудовании цифровой техники и микроэлектроники. Развитие микроэлектроники, переход на цифровые методы обработки и передачи информации создают необходимые предпосылки для интеграции бортового радиоэлектронного оборудования летательного аппарата в целом. На этой стадии ИБО будет осуществляться не путём интеграции аппаратуры, решающей отдельные функциональные задачи, а на базе функциональных модулей (процессоров, синтезаторов частот, усилительных трактов, экранных индикаторов), входящих в реконфигурируемую структуру комплекса.

ИБО — перспективное направление развития бортового оборудования, так как позволяет путём сокращения аппаратурной избыточности, оптимального использования всей имеющейся на борту летательного аппарата информации значительно повысить качество решаемых оборудованием функциональных задач, снизить его массу, повысить надёжность, сократить расходы в эксплуатации.

В. Н. Сучков.

интенсивность звука (от латинского intetisio — напряжение, усиление), сила звука, —поток энергии через единичную площадку, перпендикулярную направлению распространения звуковой волны. В общем случае И. з. I может быть определена усреднением во времени вектора Умова Q (по имени русского учёного А. М. Умова):

{{формула}}

где Q = pv, p — звуковое давление, v — колебательная скорость (см. Звуковое поле), T — промежуток времени, за который производится усреднение (для гармонических колебаний — обычно их период). Для распространяющейся в свободном пространстве плоской или сферической звуковой волны И. з. в направлении распространения звуковой волны I = pv/2 = p2/2{{ρ}}a, где {{ρ}} — плотность невозмущённой среды, a — скорость звука.

интерференционный метод исследования — один из основных оптических методов исследования течений. Характерные особенности И. м. и.: а) использование в интерференционных приборах двух когерентных (способных интерферировать) световых пучков, один из которых (рабочий) просвечивает изучаемое пространство и содержит информацию о потоке, другой (опорный) остаётся невозмущённым и создаёт в плоскости экрана (фотопленки) когерентный фон; б) обязательное оптическое сопряжение изучаемой области потока с экраном. В И. м. и. наиболее распространены интерферометры Рождественского и Маха — Цендера. Оптическая схема типичного для аэродинамического эксперимента интерферометра Маха — Цендера приведена на рис. 1. Световой пучок от внешнего монохроматического источника разделяется полупрозрачным зеркалом на два когерентных пучка (опорный и рабочий). При отсутствии возмущений в потоке взаимодействие световых пучков в плоскостью экрана образует интерференционную картину в виде регулярной решётки с чередующимися тёмными и светлыми полисами (рис. 2, область 2). Изменения фазы сотовой волны в рабочем пучке, вызываемые возмущенным потоком, приводят к смешению m интерференционных полос в плоскости экрана (рис. 2, области 4,5). В случае двумерного потока это смещение равно m = l{{Δ}}n/{{λ}}, где {{Δ}}n — изменение показателя преломления, l — геометрическая длина пути рабочего пучка в возмущенной зоне, {{λ}} — длина световой волны источника. Изменении плотности {{Δρ}} среды в этом случае вычисляется из уравнения k{{Δρ}}l, где k — так называемый коэффициент Гладстона—Дейла, характеризующий способность преломления света данным веществом. Разработана методика определения {{Δρ}} для осесимметричных и трёхмерных потоков. Известны интерферометры других типов. Основное различие между ними заключается в методике создания когерентного фона в плоскости экрана и формы опорной световой волны. C 1970-х гг. в И. м. и. всё более широкое применение находят голография, лазеры, их пользование существенно расширяет возможности интерферометрии. И. м. и. обладает высокой чувствительностью; рабочий диапазон интерферометров зависит от диапазона измеряемых смещений m, характеристик источника света и др. Качество интерференцированных изображений определяется контрастом интерференцированных полос, на значение которого влияют характеристики источника света, качество юстировки интерферометра и оптических элементов схемы. Существенно расширяет возможности и повышает качество И. м. и. использование в качестве источника света лазера (рис. 3). Погрешность определения {{Δρ}} зависит от точности измерения смещений m, рефракции среды в рабочей зоне и вне её. В зависимости от режима течения погрешность может изменяться от 1 до 17%. Чем больше изменение плотности {{Δρ}} в потоке, тем точнее можно измерить её значение. И. м. и. наиболее широко применяют в аэродинамических трубах с транс- и сверхзвуковыми потоками.

Лит.: Физические измерения в газовой динамике и при горении, пер. с англ., М., 1957.

В. А. Яковлев.

Рис. 1. Принципиальная схема установки для интерферометрического метода исследования: 1 — источник света; 2 — световой пучок (2o — опорный, 2p — рабочий); 3 — полупрозрачные зеркала интерферометра; 4 — изучаемая область потока; 5 — модель; 6 — отражающие зеркала интерферометра; 7 — экран (фотопленка) с изображением интерференционной картины.

Рис. 2. Интерференционная картина сверхзвукового потока, полученная интерферометром Маха — Цендера; 1 — модель (круговой конус); 2 — набегающий поток; 3 — скачок уплотнения; 4 — область конического течения; 5 — аэродинамический след.

Рис. 3. Интерференционная картина обтекания тела сверхзвукового потока, полученная с помощью лазера.

интерференция аэродинамическая (от латинского inter — взаимно, между собой и ierio — ударяю, поражаю) — взаимодействие потоков, обтекающих отдельные элементы летательного аппарата или отдельные объекты. Мерой И. а. служит изменение аэродинамических характеристик элемента летательного аппарат или объекта по сравнению с характеристиками изолированного элемента или объекта. В большинстве случаев И. а. является неблагоприятной и приводит к возрастанию сопротивления аэродинамического; эту часть сопротивления обычно называют сопротивлением интерференции. При сверхзвуковых скоростях полёта возможно и благоприятное влияние И. а., например, у Буземана биплана, у самолёта схемы “высокоплан” и в некоторых других случаях.

Знание аэродинамических свойств изолированных элементов летательного аппарата и интерференционных поправок позволяет рассчитать аэродинамические характеристики полной конфигурации и выбрать исходя из каких-либо критериев оптимальное расположение элементов. Если возмущения, вносимые конфигурацией в поток газа, малы и выполняются условия линеаризации уравнений движения (см. Линеаризованная теория), то общая проблема И. а. распадается на ряд самостоятельных задач, и каждый отдельный вид И. а. может быть исследован независимо от других.

В зависимости от типа рассматриваемых элементов выделяют следующие основные виды И. а.: взаимодействие несущих поверхностей, взаимодействие крыла и фюзеляжа, взаимодействие двигательной установки и несущих поверхностей, а также влияние поверхности земли, свободной поверхности и стенок аэродинамической трубы.

При определенных условиях И. а. может быть однонаправленной; например, при сверхзвуковых скоростях полёта имеет место интерференционное воздействие крыла или фюзеляжа на хвостовое оперение, но отсутствует влияние хвостового оперения на крыло и фюзеляж, так как в этом случае возмущения не могут распространяться вверх по потоку. Если влияние одного из элементов комбинации значительно меньше влияния другого элемента (например, воздействие хвостового оперения на крыло или фюзеляж при дозвуковых скоростях полёта или воздействие крыла на воздушный винт являются малыми), то в первом приближении И. а. оказывается однонаправленной.

При сильном взаимном влиянии, которое проявляется в основном в месте сочленения пересекающихся элементов, таких, как крыло и фюзеляж, разделить интерференционные воздействия крыла на фюзеляж и фюзеляжа на крыло и свести исследование И. а. к изучению её отдельных сторон можно только для характерных конфигураций (например, для длинного фюзеляжа с узким крылом с небольшим углом стреловидности — при дозвуковых скоростях; для комбинации крыла с цилиндрическим фюзеляжем или фюзеляжа с крылом, имеющим сверхзвуковую переднюю кромку, — при сверхзвуковых скоростях). В общем случае интерференционные воздействия не разделяются и задача исследования И. а. сводится к определению поля течения около рассматриваемого летательного аппарата с помощью какого-либо метода численного анализа на основе Эйлера уравнений. Вследствие сильной И. а. крыла и фюзеляжа разработан ряд правил оптимизации формы комбинации корпуса с крылом: сверхзвуковое правило площадей (см. Площадей правило), правило моментов площадей и другие экспериментальные исследования И. а. крыла и фюзеляжа впервые были проведены при больших дозвуковых скоростях Г. П. Свищевым и в трансзвуковом диапазоне скоростей английским учёным Р. Уиткомбом. Исследования позволили существенно уменьшить аэродинамическое сопротивление летательного аппарата.

Лит.: Аэродинамика частей самолета при больших скоростях, пер. с англ., М., 1959.

В. И. Васильченко.

“Интерфлюг” (Interflug) — авиакомпания ГДР. Осуществляла перевозки внутри страны, в СССР, в страны Африки и на Кубу. Основана в 1955. В 1989 перевезла 1,62 миллионов пассажиров, пассажирооборот 3,32 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 45 самолётов. В 1991 прекратила своё существование.

интерцептор (латинское interceptor — захватчик, от intercipio — перехватываю, отбиваю, пересекаю) — аэродинамический орган управления летательным аппаратом, выполненный в виде пластины, в рабочем положении выступающей над его поверхностью под углом к набегающему потоку. Обычно И. устанавливается на верхней поверхности крыла и в рабочем положении уменьшает его подъемную силу; используется при отклонении на правой или левой половике крыла в качестве органа поперечного управления (иногда совместно с элеронами), а при одновременном отклонении на правой и левой половинах как гаситель подъёмной силы. Управляющая сила при использовании И. создаётся главным образом за счёт повышения давления перед ним. Разрежение за И. обычно уменьшает эту силу,

По конструктивному выполнению различают два основных типа И. (рис. 1): поворотный — часть подкреплённой обшивки несущей поверхности, поворачиваемая по отношению к потоку на углы до 90{{°}}, и выдвижной — в виде пластины, выдвигаемой из поверхности летательного аппарата в поток под углом, близким к 90{{°}}. Разновидностью поворотного И. является И. с протоком и дефлектором.

В неотклонённом положении И. обычно не выступает за обводы поверхности летательного аппарата. Известны неуправляемые (неподвижные) И., предназначенные для создания постоянных (при данном режиме полёта) сил, а также струйные И., в которых роль пластины выполняет струя газа, выдуваемая из поверхности летательного аппарата. И. может быть установлен и на фюзеляже или другой омываемой потоком части летательного аппарата, хотя его эффективность (см. Эффективность органов управления) в этом случае обычно ниже, чем при установке на крыле.

Преимущество И. перед другими органами управления (например, элеронами) состоит в том, что они могут устанавливаться в той части крыла, в которой задняя кромка использована для размещения механизации крыла (рис. 2).

И. обычно состоит из лонжерона, нервюр, стрингеров и наружный обшивки, иногда может быть выполнен монолитным. Выдвижной И. требует сравнительно небольших усилий для выдвижения, но для его размещения в убранном положении необходимы большие строительные высоты крыла. К недостаткам И. следует отнести сравнительно большое лобовое сопротивление, малую эффективность при малых углах отклонения и быстрое падение эффективности при больших углах атаки. При отклонении предкрылков И. сохраняет эффективность до больших углов атаки.

До 40-х гг. И. применялись на экспериментальных самолётах в СССР (Р-Б, ОПБ-41 и др.) и за рубежом. Первый серийный самолёт с интерцепторным управлением (Нортроп Р-61 “Блэк уидоу”, США) был создан во время Второй мировой войны. На самолётах Ту-134А, Ил-62, Ту-154, Ил-86 и др. И. используются для увеличения поперечной управляемости в дополнение к элеронам и как воздушные тормоза при посадке. На истребителе МиГ-23 поперечное управление осуществляется И. совместно с дифференциально отклоняемым стабилизатором (элероны отсутствуют).

В. Г. Микеладзе.

Рис. 1. Поворотный (а), выдвижной (б) и поворотный с дефлектором и протоком (в) интерцепторы на крыле самолета: 1 — интерцептор; 2 — крыло; 3 — проток; 4 — дефлектор.

Рис. 2. Расположение интерцепторов на крыле самолёта: 1 — интерцептор; 2 — крыло.

инфракрасное излучение летательного аппарата — тепловое излучение двигателя и нагретых частей поверхности летательного аппарата. Инфракрасная область в оптическом спектре электромагнитных колебаний занимает диапазон от 0,78 мкм до 1 мм. Источниками инфракрасного излучения летательного аппарата являются (см. рис.): раскалённые до температуры Тc = 1500—2000 К детали реактивных двигателей, излучающие в заднюю полусферу; факел догорающего топлива и выпускных газов, вблизи сопла имеющих температуру 350—2000 К (в зависимости от режима работы двигателя); поверхность летательного аппарата, нагревающаяся в полёте главным образом за счёт торможения потока на преграде — носке фюзеляжа, кромках крыльев н другие элементах конструкции (при полёте на высоте 11000 м со скоростью, соответствующей Маха числам M{{}} = 2,5—5, аэродинамическое нагревание может привести к повышению температуры поверхности летательного аппарата до 450—1100 К).

Инфракрасное излучение демаскирует летательный аппарат в полёте, так как может быть обнаружено теплопеленгаторами истребителей или тепловыми головками самонаведения ракет. Необходимость защиты летательного аппарат от атак истребителей, вооружённых инфракрасными системами прицеливания и наведения ракет, ставит проблему снижения заметности летательного аппарата в инфракрасном спектре.

Лит.: Хадсон Р., Инфракрасные системы, пер. с англ., М., 1972; Лазарев Л. П., Оптико-электронные приборы наведения летательных аппаратов. 4 изд.. М., 1984.

Тепловое излучение самолёта (T0 — температура торможения).

инцидент — событие, связанное с использованием воздушного судна, которое имело место с момента, когда какое-либо. лицо вступило на борт с намерением совершить полёт, до момента, когда все лица, находившиеся на борту с целью полёта, покинули воздушное судно, и обусловленное отклонениями от нормального функционирования летательного аппарата, экипажа, служб управления и обеспечения полётов, воздействием внешней среды, могущее оказать влияние на безопасность полёта, но не закончившееся авиационным происшествием. См. также Серьёзный инцидент.

ионосфера — ионизованная часть верхней атмосферы Земли; расположена выше 50 км. Верхняя граница И. совпадает с внешней границей магнитосферы Земли. Характеризуется высокой концентрацией ионов и свободных электронов. В И. выделяются области увеличенной ионной концентрации. Высота и степень ионизации областей И. меняются в суточном и годовом цикле, а также в зависимости от солнечной активности под действием ультрафиолетового, рентгеновского и корпускулярного излучений Солнца. При резком возрастании ионизации, обусловленном хромосферными вспышками на Солнце, происходит нарушение радиосвязи летательных аппаратов с наземными службами на коротких и средних волнах.

ИП (истребитель пушечный) — принятое в СССР в 30-х гг. обозначение истребителей, оснащённых крупнокалиберным пушечным вооружением (см. в статье Григоровича самолёты).

“Иран Эр” (Iran Air) — авиакомпания Ирана. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы и Азии. Основана в 1962. В 1989 перевезла 4,43 миллионов пассажиров, пассажирооборот 4,53 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 26 самолётов.

иркутское авиационное производственное объединение. Авиационный завод № 125 в Иркутске начал строиться в 1932 и вступил в строй в1935. В предвоенный период выпускал истребители И-14 и бомбардировщики СБ. В октябре — ноябре 1941 на территорию завода № 125 был перебазирован Московский авиационный завод № 39 имени В. Р. Менжинского. В годы Великой Отечественной войны объединенный завод № 39 поставил фронту около 3000 боевых самолётов (Пе-2, Пе-3, Ил-4, Ер-2). В 1946—1953 строились бомбардировщики Ер-2, Ту-2, торпедоносцы Ту-14, а затем завод перешёл на производство реактивной техники — выпускал различные варианты самолётов Ил-28, Як-28, МиГ-23. Предприятие награждено орденами Ленина (1936), Октябрьской Революции (1976), Трудового Красного Знамени (1940). В 1989 на основе завода образовано производственное объединение.

Исаев Алексей Михайлович (1908—1971) — советский конструктор авиационных и ракетных двигателей, доктор технических наук (1959), Герой Социалистического Труда (1956). Окончил Московский горный институт (1932). С 1934 в авиационной промышленности. Работал в ОКБ В. Ф. Болховитинова; совместно с А. Я. Березняком создал первый советский ракетный самолёт БИ. С 1944 главный конструктор. Под руководством И. созданы жидкостный ракетный двигатель для летательных аппаратов С. А. Лавочкина, П. Д. Грушина, Г. Н. Бабакина, С. П. Королёва, В. Н. Челомея. Ленинская премия (1958), Государственная премия СССР (1948, 1968). Награждён 4 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, медалями. Именем И. назван кратер на Луне. Портрет смотри на стр. 260.

Лит.: Куприянов В. К., Чернышев В. В., И вечный старт..., М., 1988.

А. М. Исаев.

испытания авиационной техники — комплекс работ, проводимых в процессе создания, производства н эксплуатации летательного аппарата и его составных частей с целью проверки их работоспособности, выявления и устранения недостатков, проверки соответствия фактических характеристик расчетным данным и установленным требованиям и подтверждения заданного уровня надёжности. Различают наземные испытания и лётные испытания, в которых, в свою очередь, могут быть выделены отдельные виды И. а. т., отличающиеся тематической направленностью, задачами, условиями (местом) проведения и т. п.

Аэродинамические испытания. Они начинаются на ранних этапах проектирования нового летательного аппарата с целью выявления его рационального аэродинамического облика и включают исследования моделей различных аэродинамических схем и параметров в аэродинамических трубах (рис. 1). По мере разработки проекта число рассматриваемых аэродинамических компоновок сокращается, но исследуются они более детально: аэродинамические характеристики определяются в различных полётных и взлётно-посадочных конфигурациях и на особых режимах полёта, отрабатываются элементы силовой установки (воздухозаборники и реактивные сопла) и т. д. Размеры современных аэродинамических труб позволяют испытывать а них натурные конструкции (например, часть крыла с мотогондолой) и даже целиком летательные аппараты некоторых типов. Для летательных аппаратов, отличающихся новизной аэродинамических решений, объём испытаний в аэродинамических трубах весьма высок и суммарное время испытаний может превышать 20 тысяч ч. В дополнение к испытаниям в аэродинамических трубах в целях уточнения полученных результатов при разработке летательного аппарата могут проводиться лётные аэродинамические исследования на летающих моделях, на так называемых самолётах-аналогах и на специально построенных экспериментальных летательных аппаратах.

Прочностные испытания. Большой объём этих испытаний выполняется в лабораторных условиях с использованием специально строящихся планеров летательных аппаратов, а также отдельных отсеков, агрегатов, элементов конструкции, динамически-подобных и других моделей. Фактическая прочность конструкции летательного аппарата оценивается при статических испытаниях, во время которых нагрузки на неё последовательно увеличиваются вплоть до разрушающих. При этом для высокоскоростных летательных аппаратов, подвергающихся интенсивному аэродинамическому нагреванию, в конструкции воспроизводятся соответствующие температурные поля (теплопрочностные испытания). Способность конструкции противостоять действующим в процессе эксплуатации летательного аппарата повторяющимся нагрузкам оценивается по результатам усталостных испытаний, повторно-статических испытаний, ресурсных испытаний (рис. 2). При испытаниях конструкции летательного аппарата на выносливость число циклов нагружения значительно превышает то, которое ожидается в течение срока службы летательного аппарата. Динамические испытания, в ходе которых исследуются различные явления, связанные с аэроупругостью конструкции, позволяют установить области полётных режимов, безопасные в отношении этих явлений (см. также Резонансные испытания). Результаты наземных исследований прочности уточняются и дополняются при лётных испытаниях опытных образцов летательного аппарата; кроме того, вопросы прочности могут исследоваться на отдельных серийных образцах (см., например, Лидерный самолёт).

Испытания бортовых систем, оборудования и двигателей. Новые образцы авиационной техники, входящие в комплектацию разрабатываемого летательного аппарата, подвергаются обширным испытаниям (лабораторным, стендовым, на летающих лабораториях) с доводкой их до соответствия заданным требованиям по техническим характеристикам и надёжности. Для блоков, систем и комплексов бортового оборудования специфичны климатические испытания. В изучении вопросов самолётовождения, устойчивости, управляемости и манёвренности летательного аппарата видное место занимает моделирование динамики полёта, работы пилотажно-навигационного и др. оборудования и систем управления на моделирующих и пилотажных стендах. Разнообразным испытаниям подвергается один из основных элементов летательного аппарата — его двигатель (см. Испытания авиационных двигателей). Испытания бортового оборудования и двигателей играют важную роль в их сертификации (как правило, она должна быть завершена до начала применения этих объектов на летательном аппарате).

Испытания летательного аппарата. Завершающий этап разработки нового, модернизированного или модифицированного летательного аппарата — лётные испытания полностью укомплектованного летательного аппарата, во время которых комплексно оцениваются его лётно-технических характеристики и проверяется их соответствие установленным требованиям. В России в этих целях проводятся лётные заводские испытания и государственные испытания, которые соответственно осуществляют разработчик и заказчик летательного аппарата. Для проведения испытаний разработчик летательного аппарата строит опытные образцы, число которых зависит от типа летательного аппарата (объёма испытаний), его сложности и новизны и т. д. (от 1 до 10 экземпляров и более). Для проверки применения летательного аппарата в эксплуатирующих ведомствах (с их организационной структурой, материально-технической базой и личным составом) и более полной отработки процедур штатной эксплуатации заказчик может также проводить эксплуатационные испытания, в которых обычно используются серийные или так называем предсерийные образцы. При положительных результатах лётных испытаний летательный аппарат признаётся пригодным для эксплуатации (в гражданской авиации выдаётся сертификат лётной годности летательного аппарата данного типа).

Значительный объём испытаний выполняется во время производства и эксплуатации летательного аппарата. При изготовлении многих узлов и агрегатов летательного аппарата проводятся их испытания в рамках системы технического контроля. Полностью собранный летательный аппарат проходит предусмотренные технологическим процессом проверки на контрольно-испытательной станции, а лётно-испытательная станция завода осуществляет сдаточные лётные испытания каждого экземпляра серийного летательного аппарата. При развёртывании серийного производства, а также в ходе его могут выполняться контрольные испытания летательного аппарата.

Проведение широкого круга автономных н комплексных И. а. т. на всех стадиях жизненного цикла авиационной техники направлено на обеспечение высокого уровня надёжности летательного аппарата и безопасности полётов.

В. П. Шенкин.

Рис. 1. Испытания модели самолета в аэродинамической трубе.

Рис. 2. Ресурсные испытания самолета.

испытания авиационных двигателей — экспериментальное определение характеристик и свойств авиационных двигателей, их систем, узлов и агрегатов для выявления соответствия их техническим требованиям или для опытного изучений процессов, происходящих в двигателях, их натурных или модельных узлах и элементах. Результаты И. а. д. и их элементов в процессе разработки, опытного и серийного производства, а также эксплуатации являются основными показателями их технического состояния (например, работоспособность, эффективность).

Испытания можно классифицировать по их конечной цели и по общности исследуемых явлений. По конечной цели различают: испытания по изучению общих свойств двигателей, их систем, узлов и агрегатов; опытные испытания, проводимые для доводки новых образцов двигателей, их систем, узлов и агрегатов и для проверки соответствия нового двигателя техническим требованиям; заводские испытания серийных двигателей, которые проводятся с целью приработки деталей и отладки двигателя, проверки качества изготовления, сборки и соответствия основных данных двигателей и их агрегатов утверждённым техническими условиями, для подтверждения качества и годности к эксплуатации партии двигателей, проверки эффективности мероприятий, разработанных для устранения дефектов, выявленных в ходе серийного производства и эксплуатации, увеличения ресурса и др.

По общности исследуемых явлений различают: специальные испытания, к которым, например, относятся исследование высотно-скоростных характеристик, тензометрирование и вибрографирование рабочих лопаток, дисков, корпусов, направляющих аппаратов и других деталей двигателей в условиях реального нагружения; определение полей температур газа и термометрирование элементов конструкции; отработка эффективности рабочего процесса в основном и форсажных камерах сгорания; проверка достаточности запасов устойчивости компрессоров и сверхзвуковых воздухозаборников в системе силовой установки; исследование пусковых характеристик двигателя, его шума и т. д.

В России указанные испытания обязательны перед государственными испытаниями двигателей, номенклатура и их объём определяются программой государственных испытаний конкретного двигателя, Нормами лётной годности. В зависимости от требований испытания проводятся как на наземных открытых и закрытых стендах (условия; высота полёта H ≈ 0, Маха число M{{}} ≈ 0), так и на специальных стендах в имитированных высотно-скоростных условиях.

Испытания двигательной установки в аэродинамической трубе в набегающем натурном потоке воздуха создают адекватные полётным условия работы всех элементов двигательной установки (рис. 1, схема а). Реализация такой схемы испытаний требует больших энергетических и материальных затрат (суммарный расход воздуха через стенд Gв{{Σ}} > 10Gв.дв, где Gв.дв — расход воздуха через двигатель). Для натурных двигательных установок с большими расходами воздуха она применяется крайне редко. Широкое распространение получили более экономичные методы испытаний двигательных установок и двигателей в имитированных высотно-скоростных условиях на высотных стендах. Наиболее полно имитировать условия полёта удаётся при работе двигателя с самолётным воздухозаборником, обдуваемым набегающим потоком, осреднённые температура {{TH∞}}, давление {{pH∞}} и скорость {{VH∞}} (число Маха) которого равны полётным (на высоте H). На выходе из реактивного сопла вне рабочей струи газов создаётся разрежение, близкое к полётному. Двигатель охлаждается отбираемым от воздухозаборника воздухом, как и при работе двигательной установки в натурных условиях (рис. 1, схема б). Такая модель граничных условий полностью обеспечивает тождество протекания всех внутренних процессов в двигателе при испытаниях на стенде и при его работе на самолёте. Не имитируется лишь обтекание кормовой части. Потребные расходы воздуха при этом составляют Gв{{Σ}}3Gв.дв. Технологически более простой и более экономичный (Gв{{Σ}} = 1,05-1,1Gв.дв) способ имитации полётных условий сводится к тому, что двигатель испытывается без самолётного воздухозаборника (рис. 1, схема в). На вход в компрессор двигателя подаётся практически равномерный поток воздуха с такими же осреднёнными значениями полного давления и температуры (а в особых случаях и влажности), как у воздуха на входе в компрессор при работе двигателя на самолёте. На выходе из реактивного сопла вне рабочей струи газов создаётся разрежение, равное полётному. Внешние поверхности двигателя омываются охлаждающим воздухом с таким расчётом, чтобы распределение температуры на стенках и тепловые потоки соответствовали натурным. При таком способе испытаний все местные и осреднённые значения параметров воздуха и газов в рабочих полостях, а также распределение давлений и температур на всех поверхностях элементов двигателя с точностью до влияния неравномерностей и пульсаций воздушного потока на входе в двигатель и выходе из него будут равны полётным. Если влияние неравномерности потока воздуха на входе имеет существенное значение, например, при полётах самолёта на больших углах атаки, перед компрессором испытываемого двигателя устанавливаются гидравлические устройства, обеспечивающие распределение параметров воздуха, соответствующее их распределению в натурных условиях.

В связи с ограниченным количеством высотных стендов широкое распространение получили испытания двигателей с частичной имитацией полётных условий на наземных (с подогревом воздуха, а также с наддувом и подогревом воздуха на входе) и климатических стендах (рис. 2). Это позволяет существенно увеличить долю испытаний с имитацией полётных условий, объём и качество информации о работоспособности и эффективности двигателя и его узлов. При создании двигателей научно-исследовательские и опытные испытания проводятся как на полноразмерных двигателях и газогенераторах, так и на отдельных узлах и их моделях. Создана широкая номенклатура специальных стендов, позволяющих получить сведения о работе каждого узла в требуемом диапазоне изменения влияющих параметров, определить характеристики и оптимальные условия его работы. Приближённое знание граничных условий, в которых должны работать узлы в новом двигателе, приводит к необходимости окончательной отработки их на полноразмерном двигателе. И. а. д. в опытном и серийном производствах проводятся на испытательной станции. В процессе доводки двигателя часть его эксплуатационных свойств (полётный пуск, приёмистость, включение и устойчивость работы форсажной камеры и т. п.) отрабатывается на летающих лабораториях. Для некоторых видов И. а. д. создаются специальные измерительные системы (например, для измерения тяги или мощности, расхода воздуха и т. п.), аттестуемые ведомственной службой метрологии. На наземных стендах закрытого типа при определении тяги двигателя учитывается влияние внутренней аэродинамики стенда. Учёт отличия атмосферных условий при испытаниях от стандартных при оценке основных параметров двигателя производится с использованием формул приведения (см. Приведённые параметры двигателя).

Современные тенденции в области И. а. д.: сокращение общего объёма испытаний, прежде всего по установлению ресурса и выявлению критических элементов двигателя, путём применения эквивалентно-циклических испытаний двигателя; объединение разных экспериментальных задач, получение в одном испытании возможно более разнообразной информации; широкое внедрение методов и средств частичной имитации полётных условий на наземных стендах; комплексная автоматизация испытаний (управление режимами работы двигателя и стенда, измерениями, обработкой и анализом результатов испытаний с использованием математических моделей двигателя и применением специальной автоматизированной информационно-вычислительной и управляющих систем).

Лит.: Солохин Э. Л., Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей, 2 изд., М., 1975; Литвинов Ю. А., Боровик В. О., Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей, М., 1979.

В. О. Боровик.

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.

Рис. 2. Климатический стенд Центрального института авиационного моторостроения.

Истерн Эр Лайнс” (Eastern Air Lines) — авиакомпания США. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в Канаду и страны Южной Америки. Основана в 1926 под название “Питкэрн авиэйшен”, современное название с 1938. В 1989 перевезла 14,5 миллионов пассажиров, пассажирооборот 18,6 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 191 самолёт. В 1991 прекратила существование.

истинная скорость полёта — то же, что воздушная скорость.

источники и стоки гидродинамические — особые точки в поле безвихревого течения идеальной жидкости, через которые осуществляется подвод или отвод массы жидкости. Каждый источник (сток) характеризуется интенсивностью, или обильностью Q, представляющей собой секундный расход жидкости. В реализуемом от источника (стока) течении движение жидкости происходит вдоль лучей, выходящих из особой точки (см. рис.), а расход жидкости через произвольный замкнутый контур, охватывающий особую точку, равен Q. Скорость потока в особой точке обращается в бесконечность и уменьшается по мере удаления от неё, стремясь к нулю на бесконечности. В плоскости комплексного переменного z = x + iy плоское течение несжимаемой жидкости от источника (стока), помещённого в точке z0, описывается комплексным потенциалом

{{формула}}

где {{φ}}(х, у) — потенциал скорости, {{ψ}}(x, y) — функция тока. Течение от пространственного источника (стока), расположенного в центре декартовой системы координат, определяется потенциалом скорости

{{формула}}

(в приведённых формулах верхний знак относится к источнику, нижний — к стоку). Понятие “И. и с.” может быть обобщено на случай течения сжимаемой жидкости.

И. и с. являются математическими понятиями и широко используются в аэро- и гидродинамике для исследования обтекания тел сложной формы (см. Источников и стоков метод), а также в акустике, где Q — производительность источника звука (см. Звуковое поле).

В. А. Башкин.

источников и стоков метод в гидродинамике — метод исследования обтекания тела потенциальным потоком идеальной несжимаемой жидкости путём замены его системой дискретно или непрерывно распределённых источников и стоков, суммарная интенсивность которых равна нулю и которые обеспечивают получение замкнутой линии тока или поверхности тока, имеющей форму рассматриваемого тела. Метод основан на том, что потенциал скорости удовлетворяет линейному уравнению Лапласа и, следовательно, справедлив принцип суперпозиции решений, то есть векторного сложения двух или большего числа течений. Например, если профиль заменяется системой из n источников и стоков интенсивности Qk({{Σ}}nr = 1Qk = 0), расположенных в точках zk, комплексной плоскости z = x + iy, то обтекание его однородным потоком со скоростью V{{}} описывается комплексным потенциалом

{{формула}}

Для такого течения вектор аэродинамической силы, приложенной к профилю, равен нулю. Аналогичная картина имеет место в пространственных течениях.

В общем случае установление соответствия между системой источников и стоков и контуром исследуемого тела является сложной задачей. Поэтому анализ поля плоского течения около заданного профиля (прямая задача) обычно проводится более эффективным методом так называем конформных отображений, а И. и с. м. применяется для решения обратных задач (определение контура тела по заданной системе источников и стоков). В пространственных безвихревых течениях он является основным инструментом решения как обратной, так и прямой задачи. Простейшая обратная задача — источник заданной интенсивности Q в однородном набегающем потоке (сток равной интенсивности находится в бесконечно удалённой точке). В этом случае линия тока, отделяющая набегающий поток от течения, порождаемого источником, соответствует контуру полубесконечного затупленного тела радиуса y{{}} на достаточно большом расстоянии от источника, по форме аналогичного Пито трубке (см. рис.), а решение задачи позволяет правильно выбрать места расположения так называемых дренажных отверстий.

При исследовании потенциальных течений наряду с источниками и стоками используются другие гидродинамические особенности: вихри, диполи и мультидиполи, что позволяет рассчитывать обтекание тел при наличии отличного от нуля вектора аэродинамические силы. Поэтому данный подход к решению задачи называется также методом особенностей. Этот метод используется также при анализе аэродинамических задач идеальной сжимаемой жидкости на основе линеаризованной теории течений.

В. А. Башкин.

истребитель — боевой самолёт, предназначенный для уничтожения пилотируемых и беспилотных летательных аппарат в воздухе. Может также применяться для поражения наземных (надводных) целей и ведения воздушной разведки. Летно-технические характеристики, авиационное вооружение и бортовое оборудование И. обеспечивают возможность выполнения задачи на значительном удалении от мест базирования (500—700 км и более), на малых и больших (свыше 20 км) высотах, с передней и задней полусфер, в любую погоду и любое время суток.

Одно из основных требований к И. — высокая манёвренность, необходимая для ведения воздушного боя. И. могут развивать большие нормальные (8—9 единиц и более) и продольные (около 1 ед.) перегрузки, имеют скороподъёмность 250—350 м/с, скорость полёта у земли до 1500 км/ч, а на больших высотах 2000—3000 км/ч. Такие данные достигаются благодаря рациональным аэродинамическим характеристикам И. и использованию крыльев с умеренной удельной нагрузкой 3000—4000 Н/м2 , а также путём применения силовой установки с одним или двумя воздушно-реактивными двигателями, обеспечивающей тяговооружённость самолёта свыше единицы. Для борьбы с целями И. применяют управляемые и неуправляемые авиационные ракеты и скорострельные пушки. Наведение оружия осуществляется с помощью радиолокационных, инфракрасных и оптических прицелов, что позволяет поражать цели в облаках и ночью. На И. устанавливаются пилотажно-навигационные комплексы с ЭВМ, обеспечивающие ручное, полуавтоматическое и автоматическое управление самолетом (включая заход на посадку) и оружием, решение навигационных задач.

Современный И. — сверхзвуковой одноместный (реже двухместный) самолёт с гермокабиной и средствами спасения экипажа. По аэродинамической схеме И. — моноплан нормальной схемы с одно- или двухкилевым вертикальным оперением, реже схем “бесхвостка” (например, Дассо “Мираж” III, Франция) и “утка” (СААБ JA-37. Швеция). Крылья могут быть стреловидными, трапециевидными, треугольными. На сверхзвуковых И., рассчитанных на длительный полёт с дозвуковой скоростью, находят применение крылья изменяемой в полёте стреловидности (например, МиГ-23). Некоторые самолёты выполняются по интегральной схеме, отличающейся плавным сочленением крыла с фюзеляжем, например, Дженерал дайнемикс F-16 (США), отечественные МиГ-29, Су-27. И. имеют развитую механизацию крыла, используемую для изменения подъёмной силы и аэродинамического качества на взлёте и посадке, а также в полёте. Для торможения И. в полёте применяются тормозные щитки, устанавливаемые обычно на фюзеляже. Помимо традиционных органов управления на некоторых И. используются интерцепторы и дифференциально отклоняемый стабилизатор, целиком поворотный киль, устройства газодинамического управления. Двигатели обычно размещаются в фюзеляже, топливные баки (масса топлива составляет примерно 30% взлётной массы И.) — в фюзеляже и в крыле. Плотность использования внутренних объёмов И. большая, поэтому ракеты и бомбы подвешиваются на наружный держателях. Для уменьшения эффективной поверхности рассеяния на некоторых И. ракеты располагаются в полуутопленном состоянии. И. подразделяются на три типа: фронтовые (собственно И.), истребители-перехватчики и истребители-бомбардировщики. На вооружении ряда зарубежных стран имеются так называемые тактические И., которые в зависимости от стоящих задач могут использоваться как И.-бомбардировщики или как И.-перехватчики.

Историческая справка. Как специализированный тип боевого самолёта И. сформировался в годы Первой мировой войны. Первый И. русский армии — двухместный самолёт РБВЗ С-16 (1915). За рубежом наибольшую известность тогда получили И.: Де Хэвилленд D.H.2, Бристоль F.2 и Сопвич “Кэмел” (Великобритания), Альбатрос D.III и D.V. Фоккер EIII, D.VII, D.VIII (Германия), СПАД VII и XIII, Ньюпор 11 и 17 (Франция).

В 20—30-е гг. на вооружение Красной Армии поступили отечественные истребители И-2, И-5, И-15, И-16, И-153.

Бурно развивалась истребительная авиация накануне и в ходе Второй мировой войны. Были созданы И.: Як-1, Як-7, Як-9, Як-3, ЛаГГ-3, Ла-5, Ла-7, МиГ-3 (СССР), Кёртисс Р-40 “Уорк хоук”, Белл Р-39 “Эракобра”, Локхид Р-38 “Лайтнинг”, Норт Американ Р-51 “Мустанг”, Рипаблик Р-47 “Тандерболт” (США), Глостер “Гладиатор”, Хокер “Харрикейн”, Супермарин “Спитфайр” (Великобритания), Девуатин D 520, Блок МВ152 (Франция), Мессершмитт Me 109 и Me 110, Фокке-Вульф Fw190 (Германия), ФИАТ CR 32 и CR 42 (Италия), Мицубиси A6M “Зеро” (Япония) и др. В конце войны и после неё появились первые реактивные И.: Мессершмитт Me 163 и Me 262 (Германия), Глостер “Метеор”, Де Хэвилленд “Вампир” (Великобритания), Локхид F-80 “Шутинг стар” (США), МиГ-9, Як-15 (СССР).

В конце 40-х и в 50-х гг. одновременно с развитием реактивных двигателей шло совершенствование истребительной авиации. Были созданы И.: МиГ-15, МиГ-17, МиГ-19, МиГ-21, Як-23, Як-25, Ла-15, Су-7, Су-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 “Мираж” III (Франция) и т. д. Непрерывное обновление парка истребительной авиации проводилось и в последующий период. В конце 80—начале 90-х гг. за рубежом на вооружении находились такие И., как Макдоннелл-Дуглас F-15 “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.

Л. В. Мышкин.

истребитель-бомбардировщик — истребитель для уничтожения малоразмерных и подвижных наземных (надводных) целей. Используется также для борьбы с самолётами, вертолётами, беспилотными средствами и для ведения воздушной разведки. Термин “И.-б.” начал применяться в конце 40-х гг. в США, а в советских Военно-воздушных силах с середины 50-х гг. Основные И.-б. 60—80-х гг.: Су-7Б, Су-17М4 (см. рис.), МиГ-27 (СССР), Рипаблик F-105 “Тандерчиф”, Дженерал дайнемикс F-111 и F-16, Макдоннелл-Дуглас F-4E “Фантом” и F-15E (США), Дассо-Бреге “Мираж” IIIE (Франция), “Торнадо” GR.1 (И. международного консорциума “Панавиа”) — реактивные сверхзвуковые, как правило, многорежимные самолёты, обладающие значительным радиусом действия, хорошей манёвренностью, сложным бортовым прицельно-навигационным комплексом, мощным и разнообразным вооружением. Для уничтожения наземных и воздушных целей И.-б. оснащаются авиационными пушками, ядерными и обычными авиационными бомбами, неуправляемыми и управляемыми ракетами.

Истребитель-бомбардировщик Су-17М4.

истребитель-перехватчик — истребитель для перехвата и уничтожения пилотируемых и беспилотных воздушных целей. Термин “И.-п.” появился в советской военной литературе в конце 40-х гг. в связи с оснащением истребителей некоторых типов бортовыми радиолокационными станциями, которые позволили обнаруживать и поражать воздушные цели при отсутствии визуальной видимости. И.-п. бывают одно- и двухместными (кроме лётчика в состав экипажа входит оператор бортовых систем вооружения). Совершенствование средств воздушного нападения привело к созданию И.-п., обеспечивающих уничтожение воздушных целей на значительном удалении от обороняемых объектов в любую погоду, днём и ночью, в диапазоне высот от малых до стратосферных. На вооружении И.-п. находятся скорострельные пушки и управляемые авиационные ракеты с различными головками самонаведения (инфракрасными, радиолокационными и др.). В начале 90-х гг. на вооружении в России находились И.-п. МиГ-25П, МиГ-31, Су-15 (см. рис.), Су-27, за рубежом — Грумман F-14 “Томкэт”, Макдоннелл-Дуглас F-15 “Игл”, Дженерал дайнемикс F-16 (США), Панавиа “Торнадо” F-2 (Великобритания), Дассо-Бреге “Мираж” 2000 (Франция) и др.

Истребитель-перехватчик Су-15.

Ишлинский Александр Юльевич (р. 1913) — советский учёный в области механики, автоматики, математической физики, академик АН СССР (1960), член многих иностранных академий, Герой Социалистического Труда (1961). Окончил Московский государственный университет (1935), преподаёт там же (с 1938), профессор (с 1945). Директор Института математики АН УССР (1948—1955). Основатель и директор институтов механики Московского государственного университета (1958—1959), проблем механики АН СССР (1964—1989). Председатель Гагаринского комитета АН СССР по проведению ежегодных Гагаринских научных чтений по космонавтике и авиации (с 1971). С 1970 председатель Всесоюзного Совета научно-технических обществ, с 1988 председатель правления Союза научных и инженерных обществ СССР. Президент Всемирной федерации инженерных организаций (с 1987). Фундаментальные труды по теории гироскопов, гироскопических навигационных приборов, автономных систем навигации подвижных объектов, теории упругости и пластичности, теории трения и износа, задачам математической физики. Депутат Верховного Совета СССР в 1974—1989. Ленинская премия (1960), Государственная премия СССР (1981). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Дружбы народов, “Знак Почета”, медалями, а также иностранным орденом.

Соч.: Ориентация, гироскопы и инерциальная навигация, М., 1976; Механика. Идеи задачи приложения, М., 1985.

А. Ю. Ишлинский.

Hosted by uCoz