К — обозначение самолётов, созданных под руководством К. А. Калинина (см. статью Калинина самолёты).

Ка — марка вертолётов, созданных в ОКБ, возглавлявшемся Н. И. Камовым (см. Ухтомский вертолётный завод имени Н. И. Камова). Вертолёты, созданные под руководством его преемника С. В. Михеева, имеют также марку Ка (рис. 1), ОКБ специализируется на разработке вертолётов соосной схемы — двухвинтовых вертолётов с расположением несущих винтов (НВ) на одной оси и вращающихся в противоположные стороны. Основные данные вертолётов смотри в таблице 1.

Соосная схема вертолёта всегда привлекала внимание рациональным использованием мощности двигателя (из-за отсутствия её потерь для компенсации реактивного крутящего момента НВ), хорошими манёвренными свойствами и малыми габаритными размерами. В начале 40-х гг. эта схема была наиболее распространённой среди экспериментальных конструкций вертолётов, однако отсутствие в те годы разработанной теории аэромеханики соосного винта и встретившиеся проблемы при его создании и доводке заставили многих конструкторов отказаться от неё.

Развитие ОКБ началось с создания одноместного корабельного вертолёта Ка-10 (1949) для связи и наблюдения, положившего начало производству вертолётов соосной схемы. По компоновочной схеме Ка-10 практически не отличался от своего предшественника — одноместного экспериментального вертолёта Ка-8 (первый полёт в 1947, см. рис. в таблице XXIV), над которым Камов с небольшой группой энтузиастов работал в Центральном аэрогидродинамическом институте с 1945. На новом вертолёте вместо мотоциклетного двигателя М-76, форсированного до мощности 28—31 кВт, был установлен специально спроектированный авиационный четырёхцилиндровый поршневой двигатель АИ-4В. Пилотажные особенности вертолётов соосной схемы оказались очень хорошими для взлёта и посадки на качающиеся палубы ограниченных размеров. Работы по созданию и лётно-морским испытаниям вертолёта Ка-10 и его модификации Ка-10М, в процессе которых впервые в СССР били выполнены взлёты и посадки с палубы корабля (1950), стали и началом создания корабельных вертолётов. Ограниченные возможности небольшого одноместного вертолёта безфюзеляжной конструкции (мог перевозить только лётчика) помешали Ка-10 стать первым серийным вертолётом ОКБ. Им стал новый двухместный корабельный вертолёт Ка-15 (рис. 2 и рис. в таблице XXV) с поршневым двигателем АИ-14В. Основные принципы создания соосных НВ и управления ими остались такими же, как на Ка-10М, но диаметр НВ был увеличен до 9,96 м. Вертолёт предназначался для выполнения ряда задач в интересах кораблей Военно-морского флота. На его базе разработаны учебный вариант УКа-15 и модификации для народного хозяйства Ка-15М и Ка-18. На Ка-15 установлено 2 мировых рекорда.

Создание в СССР океанского флота потребовало дальнейшего развития корабельных вертолётов, способных решать задачи противолодочной обороны, разведки и целеуказания, траления мин, спасательных работ и др. Эти задачи требовали от ОКБ создания вертолёта, значительно превосходящего своего предшественника по массе, скорости и другим показателям. Новый корабельный вертолёт Ка-25 (рис. в таблице XXVIII) был показан в 1961. Высокие качества вертолёта были продемонстрированы в 1974 при разминировании Суэцкого канала. При создании нового поколения корабельных вертолётов успешно были решены такие технические проблемы, как создание системы автоматической стабилизации вертолёта и частоты вращения НВ в полёте, защита от “земного резонанса”, посадка на качающуюся палубу. Одновременно была отработана система автоматизированного складывания лопастей НВ для уменьшения габаритов вертолёта при хранении, создано несколько специальных комплексов целевого оборудования с радиолокационными станциями для выполнения разнообразных задач, решена проблема совместимости — взаимной приспособленности вертолёта и корабля-носителя. Специфические условия базирования и применения корабельных вертолётов оказали влияние не только на выбор конструктивных решений, но и на систему обслуживания вертолёта, подготовки его к полёту. Наличие на борту Ка-25 радиолокационных станций, комплексов разнообразного радиоэлектронного оборудования позволили в конце 1978 успешно выполнить впервые в истории освоения Арктики операцию по проводке атомного ледокола “Сибирь с караваном судов в условиях полярной ночи.

В начале 70-х гг. был создан многоцелевой корабельный вертолёт Ка-27 для замены Ка-25. Вертолёт выполнен по соосной схеме с двумя газотурбинными двигателями, имеет четырёхстоечное шасси, двухкилевое оперение, оборудован системой складывания лопастей и аварийными надувными баллонетами. При большей (примерно в 1,5 раза) взлётной массе по сравнению с Ка-25 он имеет те же габариты и, следовательно, занимает то же “жизненное пространство” на корабле-носителе (рис. 6). Высокая энерговооружённость обеспечивает применение вертолёта в широком диапазоне повышенных температур наружного воздуха в условиях высокой влажности, то есть эффективное решение задач во всех акваториях Мирового океана. Ка-27 оснащён радиолокационной станций, ЭВМ и современными комплексами пилотажно-навигационного, радиосвязного и специального оборудования. Обеспечен высокий уровень автоматизации полётов, что позволяет эффективно выполнять боевые задачи днём и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, на больших удалениях от корабля базирования, Несмотря на значительную взлётную массу Ка-27 не утратил основного качества, присущего вертолётам соосной схемы, — высокой манёвренности и простоты управления. Ка-27 послужил базой для создания несколько модификаций, которые находятся на вооружении ВМФ или разрабатываются: вертолёта Ка-28, являющегося дальнейшим развитием Ка-27; Ка-27ПС — для поисково-спасательных работ (оснащён поисковой радиолокационной станцией и другим оборудованием поиска и спасания терпящих бедствие на воде); транспортно-боевой Ка-29 (оснащён оборудованием и вооружением для борьбы с танками). В 80-х гг. создан боевой высокоманёвренный Ка-50 для поддержки сухопутных войск.

Второе направление в деятельности ОКБ — создание вертолётов для народного хозяйства. Первые в ОКБ вертолёты для этих целей (Ka-15М и Ка-18) были созданы на базе корабельного вертолёта Ка-15 с той же несущей системой и силовой установкой. Ка-15М отличался от Ка-15 набором сменных подвесных кассет (для перевозки почты, мелких грузов) и специальных гондол для больных, укомплектовывался оборудованием для сельскохозяйственных работ (подвесные бункеры для химикатов и агрегаты для их разбрызгивания или распыления). На Ка-18 по сравнению с Ка-15 была удлинена и расширена кабина, вмещающая лётчика и трех пассажиров или больного на носилках. В 1958 на Всемирной выставке в Брюсселе за оригинальность конструктивного решения вертолёт Ка-18 был отмечен золотой медалью. Вертолеты Ка-15М, Ка-18 нашли широкое применение на авиационно-химических работах. Однако малая грузоподъёмность и низкая весовая отдача этих вертолётов отрицательно сказывались на их экономических показателях и рентабельности применения в связи с возросшим объёмом авиационно-химических работ в начале 60-х гг. Поэтому перед ОКБ была поставлена задача создания высокоэффективного специализированного вертолета для сельского хозяйства. С учётом сезонности сельскохозяйственных работ конструкция вертолёта должна была обеспечивать возможность переоборудования его для выполнения других работ.

Ка-26 (рис. 3 и рис. в таблице XXVIII) — многоцелевой вертолёт с двумя поршневыми двигателями М-14В26, трехлопастными соосными НВ, двухкилевым оперением и четырёхопорным неубирающимся шасси. Созданию различных по назначению вариантов способствовало применение на Ка-26 необычного конструктивно-компоновочного решения фюзеляжа в виде “летающего шасси”. Такая схема и комплекты различного быстросъёмного навесного оборудовали (пассажирская кабина, грузовая платформа, аппаратура для опрыскивания и внесения минеральных удобрений и др.) позволяют в течение 1,5—2 ч бригаде из 3 человек переоборудовать вертолёт из одного варианта в другой. К конструктивным особенностям вертолета (кроме схемы “летающего шасси” и двухдвигательной силовой установки с размещением поршневых двигателей в гондолах по бокам фюзеляжа следует отнести широкое применение стеклопластика из которого изготовлены не только различные обтекатели, капоты, пол кабины, бункер для химикатов, но и такие важнейшие элементы конструкции, как лопасти НВ. По сравнению с широко распространенными цельнометаллическими лопастями с прессованным лонжероном такие лопасти имеют значительно больший ресурс. Стеклопластиковые лопасти, конструкция и технология изготовления которых были разработаны ОКБ и запатентованы в пяти странах (США, ФРГ, Великобритания, Франция и Италия), позволили существенно поднять коэффициент полезного действия НВ и обеспечить стабильность его аэродинамических характеристик в различных климатических условиях. Конструкция и технология изготовления лопасти вертолёта Ка-26 стали типовыми в ОКБ для вертолётов различных весовых категорий и назначения. При проектировании Ка-26 была решена проблема создания простого и лёгкого в управлении и пилотировании вертолёта, обладающего высокой экономичностью. Эти качества обеспечили широкое применение Ка-26 в СССР и за рубежом, особенно в варианте для сельского хозяйства. Высокие пилотажные и манёвренные качества и отличный обзор из кабины оказались весьма важными для новой сельскохозяйственной специализации вертолёта. Ка-26 отличают необходимый комфорт и низкий уровень вибраций в кабине пилота. При проведении работ с токсичными химикатами на вертолёте устанавливаются сепаратор-нагнетатель с химическим фильтром, обеспечивающим подачу очищенного воздуха в кабину экипажа, и системы для создания избыточного давления, предотвращающего попадание химикатов в кабину, и для охлаждения воздуха. Ка-26 — первый отечественный вертолёт, получивший сертификат по американским нормам лётной годности (FAR-29) в качестве вертолёта категории “В”. Ка-26 эксплуатируются в Японии, ФРГ и многих других странах. Вертолёт имеет около 8 комплектов сменного оборудования, позволяющего использовать его во многих вариантах применения. На Ка-26 установлено 5 мировых рекордов.

Ка-25К (рис. 4) — транспортный вертолёт с двумя двигателями ГТД-Зф, трёхлопастными соосными винтами и четырёхопорным шасси. Отличительные конструктивные особенности — силовая установка (включающая трансмиссию, втулки НВ с системой управления, двигатели с обеспечивающими системами), выполненная в виде единого легкосъёмного агрегата, и съёмная кабина оператора, устанавливаемая в носовой части фюзеляжа. Оператор управляет вертолётом при проведении монтажно-крановых работ. Такой принцип разделения функций экипажа по управлению вертолётом значительно сокращает время, повышает точность и безопасность выполнения монтажных работ. Для стабилизации груза на внешней подвеске в ОКБ разработана специальная система, состоящая из четырёхстепенного автопилота дифференциальной схемы (с датчиками положения троса), которая обеспечивает устойчивое и определенное положение груза относительно вертолёта, исключает его раскачивание на всех режимах полёта и облегчает лётчику управление вертолётом. На Ка-25К был выполнен перелёт Москва — Париж — Москва (1967). Ка-25К, базируясь на атомном ледоколе “Сибирь”, в 1979—1990 принимал участие в обеспечении навигации судов. Вертолёт рассчитан на перевозку 2 т груза на внешней подвеске.

Ка-32 (см. рис. 5 и рис. в таблице XXIX) выполнен по традиционной для ОКБ схеме с трёхлопастными соосными винтами, компактным фюзеляжем, хвостовым оперением с двумя килевыми шайбами и четырехопорным шасси. Силовая установка состоит из двух газотурбинных двигателей ТВ3-117, размещённых на фюзеляже впереди редуктора НВ. При создании вертолёта широко использованы полимерные композитные материалы, в частности прямоугольные в плане лопасти целиком выполнены из них. Ка-32, способный поднять на внешней подвеске груз 5 т, предназначен для перевозки грузов, монтажа опор, вывозки древесины, проводки караванов судов по Северному морскому пути. На Ка-32 установлено 8 мировых рекордов.

Ка-126 (рис. 7, 9 и 10) — многоцелевой вертолёт, представляющий собой модернизацию вертолёта Ка-26, на котором два поршневых двигателя заменены одним газотурбинным TBO100. Двигатель установлен на фюзеляже позади оси НВ. Замена двигателей при сохранении конструктивно-компоновочной схемы вертолёта как “летающего шасси” позволила увеличить массу полезной нагрузки благодаря снижению массы силовой установки, увеличить максимальную скорость полёта в результате уменьшения вредного сопротивления силовой установки и повысить комфортность в кабине путём снижения уровня вибраций и шума. По вариантам применения и конструктивно-технологическому решению основных агрегатов с широким применением стеклопластика вертолёт аналогичен своему предшественнику.

С целью исследования научных, проектировочных и конструктивных проблем повышения скорости полёта винтокрылых летательных аппаратов в 50-х гг. ОКБ, продолжая работы по развитию вертолётов соосной схемы, обратилось к созданию аппарата нового типа — винтокрыла. Ка-22 (рис. в таблице XXVII) — экспериментальный транспортный винтокрыл с двумя газотурбинными двигателями (первоначально ТВ-2-ВК, а затем Д-25ВК), двумя четырёхлопастными тянущими воздушными винтами диаметр 5,7 м, двумя НВ диаметром 22 м, высокорасположенным крылом и трёхопорным неубирающимся шасси с носовым колесом. Гондолы с двигателями располагались под крылом на его концах. Над крылом в гондолах были установлены редукторы для привода НВ. Таким образом, винтокрыл Ка-22 представлял собой комбинацию вертолёта с поперечным расположением НВ и самолёта. НВ используются для создания подъёмной силы и управления винтокрылом на висении и малых скоростях, а крыло и самолётное оперение служат для тех же целей на больших скоростях. При полёте с высокой скоростью на тянущие винты, предназначенные для создания горизонтальной тяги, передаётся вся мощность двигателей. В процессе испытаний на Ка-22 был получен обширный экспериментальный материал по аэродинамике и прочности лопастей, по устойчивости и управляемости аппарата, по работе турбовинтовых двигателей и системы его регулирования на винтокрыле (в сочетании с несущим и тянущим винтами) и другим проблемам. В 1961 Ка-22 принял участие в воздушном параде в Тушине; в том же году на нём были установлены 8 мировых рекордов в классе комбинированных летательных аппаратов.

Наряду с разработкой винтокрылых летательных аппаратов предприятие занималось проектированием и постройкой аэросаней; их основные данные смотри в таблице 2.

Аэросани “Север-2” были спроектированы с использованием кузова и шасси автомобиля ГАЗ-20 “Победа” и толкающего трёхлопастного винта реверсивного типа (диаметр 3,5 м). Выпускались серийно в 1959—1963 и эксплуатировались Министерством связи СССР. Опыт их эксплуатации показал недостаточные вместимость и прочность стального автомобильного кузова в специфических условиях снежного бездорожья. Аэросани Ка-30 (рис. 8) спроектированы с теми же силовой установкой и толкающим винтом. Цельнометаллический несущий кузов, выполненный по авиационной технологии, обеспечивал необходимую прочность при малой массе. Это позволило повысить его вместимость до 10 человек. С целью уменьшения трения были разработаны лыжи с полиэтиленовым покрытием подошв. Хорошие ходовые и эксплуатационные качества Ка-30, удобство размещения водителя, грузов и пассажиров обеспечили их широкое применение в снежных бездорожных районах страны (на Дальнем Востоке, в Якутии и другие). На базе Ка-30 разработаны вариант на поплавках для летней эксплуатации на реках и санитарный вариант Ка-30С.

Лит.: Камов Н. И., Соосные вертолеты, “Гражданская авиация”, 1968, №4; Яцунович М. С., Практическая аэродинамика соосного вертолета, М., 1965; Развитие авиационной науки и техники в СССР, М., 1980; Кузьмина Л. М., Конструктор вертолетов, М., 1989.

В. А. Касьяников.

Рис. 1. Эмблема вертолётов марки Ка.

Рис. 2. Ка-15.

Рис. 3. Ка-26.

Рис. 4. Ка-25К.

Рис. 5. Ка-32.

Рис. 6. Вертолёты Ка-27 на палубе корабля-носителя.

Рис. 7. Ка-126.

Рис. 8. Аэросани Ка-30.

Рис. 9. Многоцелевой вертолет Ка-126.

Рис. 10. Вертолет Ка-126.

Табл. 1 — Вертолеты Ухтомского вертолётного завода имени Н. И. Камова

Основные данные

Ка-10 и Ка-10М

Ка-15

Ка-15М

Ка-18

Ка-22

Ка-26

Ка-25К

Ка-32

Ка-126

Первый полет, год

1949

1953

1956

1956

1959

1965

1967

1980

1988

Начало серийного производства, год

-

1956

1957

1958

-

1967

-

1987

1988

Число, тип и марка двигателей

1 ПД АИ-4В

1 ПД АИ-14В

1 ПД АИ-14ВФ

1 ПД АИ-14ВФ

2 ГТД Д-26ВК

2 ПД М-14В26

2 ГТД ГТД-3Ф

2 ГТД

ТВ3-

117ВМА

1 ГТД ТВ0,100

Мощность двигателя, кВт

40,5

188

206

206

4050

239

662

1620

530

Параметры несущего винта:

диаметр, м

6,12

9,96

9,96

9,96

22,5

13

15,74

15,9

13

число лопастей

2X3

2X3

2X3

2X3

2X4

2X3

2X3

2X3

2X3

Масса пустого вертолёта, т

0,258

0,963

0,975

1,06

25,94

1,985

4,1

6,75

1,9

Взлетная масса, т: нормальная

0,4

1,37

1,41

1,48

37,5

3,25

7,1

11

3

максимальная

0,4

1,46

1,46

1,48

42,5

3,25

7,3

11

3,25

максимальная с грузом на внешней подвеске

-

-

-

-

-

3,25

7,3

12,6

3,25

Максимальный перевозимый груз, т:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

внутри кабины

0,118

0,364

0,3

0,267

16,5

0,7

1,5

4

1

на внешней подвеске

-

-

-

-

-

1

2

5

1

Статический потолок без учёта влияния земли при нормальной взлётной массе, м

-

-

-

-

500

-

500

3500

1000

Статический потолок с учётом влияния земли при нормальной взлётной массе, м

-

300

300

500

1100

1000

1200

4200

1750

Динамический потолок, м

2500

3500

3500

3250

3500

2700

3800

6000

5000

Практическая дальность полёта на высоте 500 м при нормальной взлетной массе и 5%-ным остатком топлива после посадки км

170

350

400

400

450

520

660

800

630

Скорость полёта, км/ч:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

максимальная

115

155

155

160

345

170

220

250

180

крейсерская

80

120

130

130

300

135

200

230

160

Габаритные размеры грузовой кабины, м: длина

-

-

-

-

-

1,84

4,1

4,5

2,04

высота

-

-

-

-

-

1,4

1,2

1,32

1,4

ширина

-

-

-

-

-

1,3

1,0

1,6

1,28

Экипаж, чел.

1

2

1

1

4

1

1—2

1—2

1

 

Табл. 2 — Аэросани Ухтомского вертолётного завода

Основные данные

“Север-2”

Ка-30

Год выпуска

1959

1965

Ходовая масса, кг

2346

3200

Тип и марка двигателя

ПД АИ-14РС

ПД АИ-14РС

Мощность двигателя, кВт

191

191

Скорость передвижения

60

100

Дальность хода, км

360

680

Число пассажиров, чел.

4

10

 

кабина летательного аппарата — помещение в летательном аппарате для экипажа, пассажиров и груза, оборудованное соответственно своему назначению.

1) К. экипажа — помещение (отсек фюзеляжа) летательного аппарата, предназначенное для размещения экипажа, рычагов управления летательным аппаратом и двигателями, приборных щитков и панелей, а также другого оборудования (рис. 1). Размеры и компоновка К. зависят от назначения и летно-технических характеристик летательного аппарата, численности экипажа, степени автоматизации управления летательным аппаратом, двигателями и оборудованием, вида системы отображения информации. У истребителей и штурмовиков в К. имеются рабочие места для одного-двух членов экипажа: лётчика и оператора управления оружием; у бомбардировщиков — для двух-четырёх членов экипажа; первого и второго лётчиков, оператора системы наведения и оператора оборонительных систем; у тяжёлых военно-транспортных самолётов — для пяти членов экипажа: двух лётчиков, бортинженера, штурмана и специалиста по загрузке. У пассажирских самолётов, эксплуатирующихся на маршрутах средней и большой протяжённости, в К. обычно предусматривается размещение трех членов экипажа: двух пилотов и бортинженера, у самолётов, обслуживающих маршруты средней и малой протяжённости, число членов экипажа уменьшается до двух человек. Кроме того, в К. пассажирских самолётов, как правило, имеются ещё одно-два дополнительных рабочих места для инструктора (инспектора), штурмана-лоцмана или стажёров.

На больших транспортных самолётах, выполняющих длительные полёты, предусматриваются кабины для сменного экипажа и лиц, сопровождающих перевозимые грузы и технику. Кабина экипажа отделяется от пассажирских салонов перегородкой, обеспечивающей осмотр пассажирской и грузовой кабин.

Компоновка систем отображения информации и пультов управления выполняется с учётом объединения групп приборов по функциональному назначению, степени значимости их для членов экипажа, хорошего обзора и т. п. Основные элементы К., определяющие её компоновку: приборные доски членов экипажа, бортовые и потолочные пульты, центральный пульт кабины. Одно- и двухместные К. боевых и спортивных самолётов закрываются сдвижным или откидывающимся прозрачным фонарём (см. Фонарь кабины экипажа). К. тяжёлых самолётов с большим числом членов экипажа имеет более сложные остекленение, люки и двери.

Конструкция К. экипажа должна обеспечивать хороший обзор внешней обстановки и приборного оборудования, рациональную компоновку рабочих мест, выполнение эргономических требований при минимальном объёме кабины, нормальные условия работы экипажа при выполнении полётов на больших высотах и скоростях, быстрое применение аварийных систем и средств спасения в случае повреждения летательного аппарата или отказа основного оборудования, а для военного летательного аппарата, кроме того, защиту от обстрела, поражающих факторов ядерного взрыва, химического и бактериологического оружия. Для улучшения обзора К. часто выполняется с выступающим за обводы фюзеляжа фонарём. Летательные аппарата, выполняющие полёты на больших высотах и скоростях, оборудуются гермокабинами с системами кондиционирования воздуха. На боевых летательных аппаратах многих типов применяется бронирование К., устанавливаются катапультные кресла (для спасения экипажа может также использоваться кабина отделяемая).

На первых самолётах К. не было, защита лётчика от внешних воздействий ограничивалась кожаным костюмом и шлемом. На самолётах, имевших скорость 80—100 км/ч и высоту полёта 1—2 км, К. были открытыми. С ростом скорости полёта (до 500 км/ч) появились К. полузакрытого типа с защитным козырьком спереди и обтекателем сзади. Увеличение скорости до 800 км/ч и высотности до 10 км привело к созданию негерметичных закрытых кабин с подогревом воздуха и кислородными приборами. Дальнейшее увеличение скорости и высоты полёта потребовало обязательной герметизации К., в которых обеспечивались заданные давление, температура, влажность, и чистота воздуха. Повышение лётно-технических характеристик перспективных летательных аппарат предполагает дальнейшее совершенствование К. уменьшение их массы и объёма, что достигается сокращением числа членов экипажа при одновременном облегчении и улучшении условий их работы, заменой многочисленных приборов, требующих непрерывного контроля, многофункциональными экранными индикаторами на электронно-лучевых трубках, которые выдают для каждого режима полёта необходимый объём информации. На военных летательных аппарат (истребителях) переносимость лётчиком больших перегрузок при маневрировании во время воздушного боя или уклонения при обстреле может быть повышена применением адаптивных (изменяемого положения) кресел и обеспечением управления самолётом посредством небольших рукояток, расположенных на подлокотниках этих кресел, вместо традиционных ручек управления (или штурвала) и педалей.

2) К. пассажирская — помещение в летательном аппарате, предназначенное для безопасной и комфортабельной перевозки пассажиров. В состав К. входят: один или несколько пассажирских салонов, бытовые и вспомогательные помещения (буфет-кухня, туалеты, вестибюли, гардеробы, багажное помещение и др.). Пассажирская К. обслуживается системами, обеспечивающими жизнедеятельность пассажиров в условиях полёта (см. Система жизнеобеспечения). На полу пассажирских кабин имеются продольные рельсы специального профиля для крепления кресел. Конструкция рельсов стандартизована и позволяет изменить шаг расположения кресел. На некоторых самолётах предусматривается конвертируемость пассажирские кабин в грузовые (полностью или частично). При конвертируемости кабин эти рельсы используются для швартовки грузов.

В пассажирской К. имеются аварийные выходы (люки, двери) и необходимое при экстренной эвакуации аварийно-спасательное оборудование.

См. рис. при статье Салон пассажирский.

3) К. грузовая — помещение в летательном аппарате для размещения техники и грузов (рис. 2). Грузовые К. имеются в военно-транспортных, транспортных, иногда грузо-пассажирских летательных аппаратов и занимают большую часть объёма фюзеляжа. Для обеспечения центровки грузовые К. располагаются симметрично относительно центра тяжести летательного аппарата. Габариты К. зависят от размеров и грузоподъёмности летательного аппарата. Длина К. достигает 43,3 м, ширина — 6,4 м и высота — 4,4 м. Грузовые люки обычно располагаются в задней или в передней части К. Пол К. состоит из каркаса и настила. Прочность пола должна обеспечивать восприятие равномерно распределенной, нагрузки и местных сосредоточенных нагрузок (например, от колёс перевозимой техники). Настил пола обычно выполняется из металлических листов, снабжённых специальными шипами или другими покрытиями, устраняющими проскальзывание колёс техники. Для удобства погрузки-выгрузки пол К. на стоянке стараются располагать как можно ближе к земле (обычно на уровне грузовой платформы автомобиля). Иногда этой цели достигают, снабжая шасси самолёта системой “приседания”. В полу К. устанавливают стационарные швартовочные узлы (кольца) или гнезда для вворачивания швартовочных узлов. В боковых частях К. при необходимости располагаются входные двери, окна, аварийные выходы и грузовые люки (при отсутствии заднего или переднего грузового люка).

Для перевозок грузов широкой номенклатуры (колёсная и гусеничная техника, стандартные грузовые контейнеры, поддоны, платформенные парашютно-десантные средства и т. п.) грузовые К. оснащаются десантно-транспортным оборудованием. Роликовые дорожки, замковые балки, направляющие рельсы могут быть как встроенными в пол, так и накладными, то есть установленными на специальные узлы в полу. Для обеспечения погрузочно-разгрузочных работ в полевых условиях К. иногда оснащаются верхним погрузочным оборудованием (таль или кран-балка, передвигающиеся по силовым рельсам, установленным в потолочной части К.

При создании транспортных летательных аппаратов обычно предусматривается санитарный вариант (см. Санитарный летательный аппарат) и вариант для перевозки людей в грузовой К. С этой целью на полу, в бортовых и верхней частях К. имеются устройства местного усиления и узлы крепления стоек и лент под санитарные носилки, а также бортовых и центральных сидений для людей.

На некоторых пассажирских самолётах имеются большие боковые двери и люки для погрузки-выгрузки крупногабаритных грузов, контейнеров, если такие самолёты переоборудуются в грузопассажирские или грузовые.

В СССР до появления в 50-х гг. специализированных транспортных самолётов (типа Ан-8, Ан-12) под грузовые К. приспосабливались внутренние объёмы пассажирских самолётов (Ли-2, Ил-12, Ил-14 и др.). Специальными грузовыми К. оснащены транспортные самолёты Ан-8, АН-12, Ан-26, Ан-22 “Антей”, Ил-76, АН-124 “Руслан”, Ан-225 “Мрия”, а также Локхид С-130, С-141, С-5 (США), С-160 “Трансаль” (ФРГ — Франция).

Лит.: Броуде Б. Г., Кабины транспортных самолетов и их оборудование, Л., 1962; Шандер Б. В., Устройство и оборудование кабин самолетов (вертолетов) и условия эксплуатации различных агрегатов, М., 1971; Юровицкий М. И., Компоновка кабин экипажа пассажирских самолетов, М., 1988.

А. С. Альбац, М. И. Юровицкий.

кабина отделяемая — часть фюзеляжа с гермокабиной, отделяемая при аварии от летательного аппарата; является средством спасения и выживания экипажа (см. рис.). Форма и размеры К. о. определяются типом летательного аппарата и численностью экипажа. Известны К. о. в форме носового отсека летательного аппарат и средний части фюзеляжа с кабиной. В отличие от катапультного кресла К. о. позволяет покидать летательный аппарат одновременно всем экипажем в большом диапазоне высот и скоростей, защищает от неблагоприятных внешних факторов (аэродинамических нагрузок, декомпрессии, низких температур и т. п.), упрощает снаряжение экипажа, обеспечивает плавучесть после приводнения и т. п. Основные элементы К. о.: система отделения от летательного аппарата (с использованием пиротехнических устройств), ракетный двигатель на твёрдом топливе, система стабилизации, парашютная система, система мягкой посадки и плавучести, некатапультируемые кресла с системой фиксации, средства жизнеобеспечения и другие устройства. После включения экипажем привода аварийного отделения все операции производятся автоматически. К. о. обеспечивает спасение с уровня земли и во всём диапазоне высот полёта с большими сверхзвуковыми скоростями. К. о. отличаются сложностью конструкции и большой массой, поэтому не нашли широкого применения. Один из вариантов К. о. применён на двухместном серийном самолёте Дженерал дайнемикс F-1I1 (США).

Покидание самолёта с помощью отделяемой кабины,

кабрирование (французское cabrage, от cabrer — поднимать на дыбы) — движение летательного аппарат в вёртикальной плоскости вокруг поперечной (горизонтальной) оси в сторону увеличения угла атаки (нос летательного аппарата поднимается вверх относительно местного горизонта).

“Каваниси” (Kawanishi Kokuki Kabushiki Kaisha) — авиастроительная фирма Японии; предшественница фирмы “Син мейва”.

“Кавасаки” (Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha, Kawasaki Heavy Industries Ltd — KHI) — промышленный концерн Японии с авиастроительным (летательные аппараты, двигатели) сектором. Образован в 1969 в результате слияния трёх фирм, в числе которых была и авиационная фирма “К.”, существовавшая с 1918. Она, как и другие авиационные фирмы Японии, начинала с лицензионного производства самолётов и двигателей. Свой первый самолёт (бомбардировщик и разведчик “тип 88”) построила в 1927. К известным самолётам фирмы относятся истребитель Ki-10 (первый полёт в 1935), а также широко применявшиеся во Вторую мировую войну истребители Ki-45 (1941), Ki-61 (1941; построено свыше 3000) и лёгкие бомбардировщики Ki-32 (1937), Ki-48 (1938). После войны авиационное производство было возобновлено в 1954 и в 50—60-х гг. в основном включало лицензионный выпуск американских вертолётов, самолётов и двигателей. К концу 60-х гг. на основе лицензионного противолодочного самолёта Локхид P2V-7 “Нептун” с двумя поршневыми двигателями был разработан вариант P-2J (1966) с двумя турбовинтовыми двигателями и двумя турбореактивными, а также создан военно-транспортный самолёт собственной конструкции C-1 (1970) с двумя турбореактивными двухконтурными двигателями. Основные программы 70—80-х гг.: производство самолетов P-2J и C-1; лицензионный выпуск вертолётов Кавасаки—Боинг вертол KV-107-11, CH-47J и Хьюз 500 и противолодочного самолёта Локхид P-3C “Орион”; производство многоцелевого вертолёта BK. 117 (1979), разработанного совместно с фирмой “Мессершмитт-Бёльков-Блом” (ФРГ); постройка на основе самолёта C-1 экспериментального самолёта короткого взлёта и посадки “Асука” с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями; разработка реактивного учебно-тренировочного самолёта Т-4.

Казаков Василий Александрович (1916—1981) — советский государственный деятель, Герой Социалистического Труда (1963). Окончил машиностроительный техникум (1937), Всесоюзный заочный машиностроительный институт (1955). В 1937—1965 технолог, главный технолог, главный инженер авиационного завода, начальник научно-исследовательского института. В 1965—1977 заместитель министра, 1-й заместитель министра авиационной промышленности. В 1977—1981 министр авиационной промышленности СССР. Внес большой вклад в развитие авиационного приборостроения (в том числе инерциальных систем управления), в решение сложных научно-технических проблем, связанных с созданием новых образцов авиационной техники. Депутат Верховного Совета СССР с 1978. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1967). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями. Имя К. носит авиационный приборостроительный завод.

В. А. Казаков.

Казанский авиационный институт (КАИ) имени А. Н. Туполева — высшее учебное заведение; готовит инженеров для авиационных, машиностроительных и приборостроительных отраслей промышленности. Основан в 1932. В 1973 институту присвоено имя А. Н. Туполева. С институтом связана деятельность таких учёных и конструкторов, как С. П. Королев, В. П. Глушко, Н. Г. Четаев, Г. С. Жирицкий, Г. В. Каменков и др. В составе института (1990): факультеты — летательных аппаратов, двигателей летательных аппаратов, систем автоматического управления и оборудования летательных аппаратов, технической кибернетики и информатики, радиотехнический с дневной и вечерней формами обучения; подготовительное отделение; факультет повышения квалификации руководящих работников и специалистов предприятий авиационной и радиопромышленности; 45 кафедр; научно-исследовательская часть, в которой 2 проблемные и 11 отраслевых лабораторий; 3 инженерных центра; музей; экспериментальное производство. В 1989/1990 в институте обучалось свыше 8 тысяч студентов; работало свыше 700 преподавателей, в том числе 52 профессора и доктора наук, 442 доцента и кандидата наук. Издаются (с 1933) “Труды” института, межвузовские сборники, а также журнал “Известия высших учебных заведений” (серия: Авиационная техника). Институт награждён орденами Трудового Красного Знамени (1967), Дружбы народов (1982).

Казанское авиационное производственное объединение имени С. П. Горбунова. Авиационный завод в Казани основан в 1932 (с 1934 — завод №124). В предвоенные годы завод строил самолёты КАИ-1, ДБ-А, ПС-124 “Максим Горький”, Ли-2, Пе-8, Пе-2. В октябре—ноябре 1941 на его территорию перебазирован из Москвы авиационный завод №22 имени С. П. Горбунова, образованный в 1927 и освоивший до этого производство многих цельнометаллических самолётов — Р-3, Р-6, И-4, ТБ-1,ТБ-3, ПС-9, ПС-35, СБ, Пе-2 (см. также статью Машиностроительный завод имени М. В. Хруничева). Объединённый завод №22 имени С. П. Горбунова в годы Великой Отечественной войны выпускал бомбардировщики Пе-8 (изготовлено 72), Пе-2 (около 10 тысяч). КБ завода возглавляли В. М. Петляков, В. М. Мясищев. В последующий период — бомбардировщики Ту-4, Ту-16, Ту-160, пассажирские самолеты Ту-104, Ил-62, Ил-62М. В 1977 на основе завода образовано ПО. Предприятие (объединение) награждено 2 орденами Ленина (1933, 1971), орденами Октябрьской революции (1977), Красного Знамени (1945).

Казанское вертолетное производственное объединение. Предприятие образовано в результате слияния Ленинградского авиационного завода №387, эвакуированного в августе 1941 в Казань, с Казанским авиационным заводом №169. Ленинградский завод №387 берет начало от основанного в 1931 завода имени Каракозова, строившего катера, мотоботы, понтоны и т. п. Включён в авиационную промышленность в 1940; освоил выпуск самолётов У-2. Казанский завод, основан в 1933 как завод обозных деталей, включён в авиационную промышленность в 1939; поставлял крылья, хвостовые оперения для самолётов И-153, нервюры, лонжероны для самолётов ЛаГГ-3. Объединенный завод №387 в годы Великой Отечественной войны изготовил 11334 экземпляра самолёта У-2 (По-2). Переоборудование учебного самолёта У-2 в лёгкий ночной бомбардировщик По-2 было проведено конструкторским отделом завода (руководитель Г. И. Бакшаев). В 1947—1951 завод строил самоходные комбайны С-4, а с 1951 ведёт производство вертолётов марки Ми (Ми-1, Ми-4, Ми-8, Ми-14, Ми-17 и их модификаций). Предприятие награждено орденами Октябрьской Революции (1971), Трудового Красного Знамени (1945). В 1979 на основе Казанского вертолётного завода образовано производственное объединение.

Казанское моторостроительное производственное объединение — берёт начало от завода №16, который образован в 1931 в Воронеже. Завод строил штурмовик ТШ-2 С. А. Кочеригина, авиационные поршневые двигатели (отечественные М-11, М-105, а также MB-4, MB-6, MB-12 французской фирмы “Рено”), осенью 1941 эвакуирован в Казань и слился там с моторостроительным заводом №27, основанным в 1939. Объединённый завод №16 в годы Великой Отечественной войны выпускал поршневые двигатели ВК-105ПФ. С 1946 перешёл на производство реактивных двигателей. В их числе РД-20, РД-500, АЛ-3, ВК-1, РД-3М, НК-4, HK-8-3, НК-8-2У, НК-86. В разные годы в КБ завода работали А. С. Назаров, С. Д. Колосов, В. П. Глушко, С. П. Королёв, П. Ф. Зубец. В 1976 на основе завода образовано производственное объединение. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1945), Октябрьской Революции (1983).

Калеп Теодор Фердинанд (Георгиевич) (1866—1913) — один из пионеров авиационного двигателестроения в России. Окончил механическое (1893) и архитектурное (1895) отделения Рижского политехнического училища. С 1910 директор рижского завода “Мотор”. В 1911, взяв за образец французский авиационный двигатель “Гном” воздушного охлаждения и существенно улучшив его конструкцию, К. создал двигатель К-60 мощностью около 45 кВт, превосходивший по надёжности французский прототип. 22 ноября (9 декабря) 1911 получил патент на этот двигатель. В 1911—1913 было построено около 100 экземпляров К-60. В 1913 —1915 на заводе “Мотор” строился более мощный (до 60 кВт) двигатель К-80. Двигатели “Калеп”, устанавливавшиеся на самолёты “Ньюпор”, “Хионн”. “Стеглау” и др. показали высокие эксплуатационные качества.

Т. Ф. Калеп.

Калинин Константин Алексеевич (1889—1938) — советский авиаконструктор. Окончил Одесское военное училище (1912), Гатчинскую военную авиационную школу (1916), Киевский политехнический институт (1925). В годы Первой мировой войны командир авиаотряда. Участвовал в Гражданской войне как лётчик Красной Армии. Строить самолёты начал в 1923 на заводе в Киеве. В 1926 возглавил КБ в Харькове. Под его руководством создано свыше 20 типов самолётов, в том числе пассажирские самолёты К-4 и К-5, санитарный К-3, а также ряд опытных самолётов. Характерной особенностью самолётов К. являлась эллиптическая форма крыла и горизонтального оперения в плане. К. — один из организаторов и первых преподавателей Харьковского авиационного института. Награждён орденом Трудового Красного Знамени. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно. См. статью Калинина самолёты.

К. А. Калинин.

Калинина самолёты. В период 1922—1938 К. А. Калининым было создано 11 самолётов. Некоторые из них строилась серийно, в том числе в нескольких модификациях, другие остались опытными и внесли свой вклад в отработку рациональных конструкций для серийных образцов или в проверку оригинальных технических решений. Основные данные некоторых самолётов приведены в таблице.

К-1 — опытный пассажирский самолёт, создан в 1925 на Ремонтно-воздушном заводе №6 в Киеве. Его схема и конструкция типичны для пассажирских самолётов Калинина. Это подкосный высокоплан с крылом эллиптической фирмы в плане, одним двигателем, закрытой кабиной экипажа и неубирающимся шасси. Конструкция смешанная, деревянно-металлическая. Фюзеляж ферменный, сварной из стальных труб, с алюминиевой и полотняной (за пассажирской кабиной) обшивкой. Крыло и оперение с деревянным каркасом и обтяжкой из полотна. Самолёт успешно прошёл испытания. Для дальнейшего развития работ Калинин получил производственную базу в Харькове.

К-2 создан в 1927, по схеме подобен K-1 но цельнометаллической конструкции (в порядке опыта, не получившего продолжения) и с более мощным двигателем. Построен в нескольких экземплярах.

К-3 — санитарный самолёт, предназначенный для перевозки двух лежачих больных, на носилках и одного сопровождающего. Создан в 1927. Первый в стране самолёт такого типа.

Несколько экземпляров использовались в санитарной авиации.

К-4 — многоцелевой самолёт, создан в 1928. Построено 22 экземпляра в пассажирском, санитарном и аэрофотосъёмочном вариантах с двигателями БМВ-IV, Юнкерс L.5 и М-6. В 1929 лётчик М. А. Снегирёв, штурман И. Т. Спирин и бортмеханик С. В. Кеглевич выполнили на самолёте К-4 “Червона Украина” сложный для того времени перелёт протяжённостью свыше 10 тысяч км (с посадками).

К-5 создан в 1929, подобен предшествующим самолётам, но увеличенных размеров (рис. 1 и рис. в таблице XI). Построено около 260 экземпляров с двигателями М-15, М.-22, М-17Ф. В 30-е гг. широко применялся для пассажирских и грузовых перевозок, а также как санитарный самолёт и для десантирования парашютистов.

К-6 — почтовый самолёт, создан в 1930 по схеме подкосный парасоль с использованием крыла, оперения, шасси и некоторых другие узлов от К-5. Доставлял из Москвы в Харьков матрицы газеты “Правда”. Серийно не строился.

К-9 (создан в 1930) и К-10 (создан в 1931, см. рис. 2) предназначались для применения в качестве лёгких связных, сельскохозяйственных, спортивных, учебно-тренировочных самолётов. Имели смешанную конструкцию, складывающиеся крылья (для хранения в небольших постройках), но отличались по схеме: К-9 — подкосный парасоль, К-10 — свободно-несущий моноплан. В серии не строились.

К-7 — тяжёлый семидвигательный бомбардировщик двухбалочной схемы (рис в таблице XII), один из крупнейших самолётов своего времени, создан в 1933. В центроплане толстого крыла располагались топливные баки и нагрузка (7—10 т бомб, а в транспортных вариантах — 100 парашютистов или 120 пассажиров). Шесть двигателей были установлены в носках крыла и один в его задней части между балками. Шестиколёсное шасси неубирающееся. Круговая оборона обеспечивалась 12 огневыми точками (4 пушки, 8 пулеметов), расположенных в различных зонах самолета. Конструкция типовая для бомбардировщиков Калинина — каркас из труб металлическая и полотняная обшивка. На завершающем этапе заводских испытаний самолет потерпел катастрофу. Предполагалось построить еще два К-7 на авиационном заводе в Воронеже, куда в 1934 было переведено КБ Калинина, однако эти работы не были завершены.

К-12 — бомбардировщик схемы “бесхвостка” (рис. 3), создан в 1936. Кили с рулями направления располагались на концах крыла, а органы управления по крену и тангажу — вдоль задней кромки крыла. Характеристики устойчивости и управляемости предварительно были изучены на специально построенном планёре аналогичной схемы. Вооружение: носовая и кормовая стрелковые установки, бомбы (до 500 кг). Самолёт построен в нескольких экземплярах.

К-13 — бомбардировшик-среднеплан с бипланным горизонтальным и двухкилевым вертикальным оперением, создан в 1937. Шасси, как и на К-12, убирающееся. Самолёт проходил лётные испытания, но в связи с арестом Калинина в 1938 работы были прекращены.

Лит.: Шавров В. Б., История конструкций самолетов в СССР до 1938 г.. 3 изд., М., 1985; Из истории авиации и космонавтики, в. 26,37, М., 1975—1979; Харьковскому авиационному — 60 лет. М., 1986.

Табл. — Самолёты К. А. Калинина

Основные данные

Пассажирский К-1

Аэрофото-съёмочный К-2

Санитарные

Пассажирский К-5

К-3

К-4

Первый полёт, год

1925

1927

1927

1928

1931

Число, тип и марка двигателей

1 ПД “Сальмсон

1 ПД БМ8-IV

1 ПД БМВ-IV

1 ПД М-6

1 ПД М-22

Максимальная мощность двигателя, кВт

125

177

177

250

353

Длина самолёта, м

10,72

11,25

11,23

11,35

15,36

Размах крыла, м

16,7

16,7

16,7

16,7

20,5

Площадь крыла, м2

40

40

40

40

66

Взлётная масса, т

1,972

2,3

2,3

2,4

3,9

Масса пустого самолёта, т

1,452

1,6

1,56

1,54

2,4

Число пассажиров

3—4

3

3

3

8

Максимальная скорость, км/ч

161

152

150

180

208

Практический потолок, м

3000

3680

3880

5500

4800

Максимальная дальность полёта, км

600

940

680

1100

820

Экипаж, чел.

1-2

2

2

2

2

 

Продолжение табл.

Основные данные

Почтовый

К-6

Многоцелевые

Бомбардировщики

К-9

К-10

К-7

К-12

К-13

Первый полёт, год

1930

1930

1931

1933

1936

1937

Число, тип и марка двигателей

1 ПД “Юпитер-IV”

1 ПД “Вальтер”

1 ПД М-11

7 ПД М-34Ф

2 ПД М-22

2 ПД АМ-34Ф

Максимальная мощность двигателя. кВт

309

44,1

80,9

610

353

610

Длина самолёта, м

11,65

7,59

7,03

28,19

10,32

13,4

Размах крыла, м

17,5

11,96

10,7

53

20,95

23

Площадь крыла, м2

48

22,6

17,48

457,7

72,5

78,7

Взлётная масса, т

2,62

0,745

1,035

36

4,2

7,6

Масса пустого самолёта, т

1,72

0,492

0,7

21,4

3,07

4,7

Число пассажиров

-

1

1

-

-

-

Максимальная скорость, км/ч

210

138

175

204

219

407

Практический потолок, м

6000

3000

3500

3630

7100

9000

Максимальная дальность полёта, км

1250

-

510

3030

1100

1500

Экипаж, чел.

2

1

1

12

3

3

 

“Каман” (Kaman Aerospace Corp.) — вертолётостроительная фирма США. Основана в 1945. До начала 60-х гг. специализировалась на разработке и постройке лёгких вертолётов с двумя перекрещивающимися винтами и системой управления несущим винтом с помощью механизации лопастей. Были построены вертолёты НТК, НОК (первый полёт в 1953) и НН-43 “Хаски”. В 80-х гг. серийно выпускала вертолёт SH-2 “Сиспрайт” (1959) одновинтовой схемы в нескольких вариантах, в том числе как палубный противолодочный и поисково-спасательный. Основные данные некоторых вертолетов фирмы приведены в таблице.

Табл. — Вертолёты фирмы “Каман”

Основные данные

Разведывательный HTK-1

Поисково-спасательный HH-43F

Противолодочный SH-2F

Первый полёт, год

1949

1963

1973

Число и тип двигателей

1 ПД

2 ГТД

2 ГТД

Мощность двигателя. кВт

179

820

1010

Диаметр несущего винта, м

12,2

14,33

13,41

Число лопастей

2X2

2X2

4

Длина вертолёта с вращающимися винтами, м

12,2

14,33

16,03

Высота вертолёта с вращающимися

3,5

3,84

4,14

Сметаемая площадь, м2

2Х117

2X160

141

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

нормальная

-

2,95

5,81

максимальная

1,4

4,15

6,03

Масса пустого вертолёта, т

0,79

2,09

3,19

Число пассажиров

 

6

 

 

Перевозимая нагрузка, т:

 

 

 

 

 

 

нормальная

-

0,86

-

максимальная

-

1,8

-

Крейсерская скорость, км/ч

110

180

240

Максимальная дальность полёта, км

310

445

680

Статический потолок (без учёта влияния земли), м

1700

4880

4695

Экипаж, чел.

1-2

2

3

Вооружение и спецоборудование

-

-

2 противолодочные торпеды, гидробуи

 

Каманин Николай Петрович (1908—1982) — советский лётчик, генерал-полковник авиации (1967), один из первых Героев Советского Союза (1934). В Советской Армии с 1927. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую лётную школу (1928), 2-ю Борисоглебскую военную школу лётчиков (1929), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1938; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), Высшие академические курсы при Высшей военной академии (1956). В 1934 участвовал в спасении экспедиции парохода “Челюскин”. Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром штурмовой авиадивизии, смешанного, а затем штурмового авнакорпусов. После войны в Гражданском военном флоте, ДОСААФ, командующий воздушной армией, военно-воздушных сил военного округа, заместитель начальника главного штаба Военно-воздушных сил. В 1966—1971 начальник центра подготовки космонавтов в Звёздном городке. Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1946. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Суворова 2-й степени, орденами Кутузова 2-й степени, Красной Звезды, медалями, а также иностранными орденами. Портрет смотри на стр. 265.

Соч.: Летчики и космонавты, М., 1972; Старты в небо, М., 1976.

Лит.: Водопьянов М. В., Повесть о первых героях, 2 изд., М., 1980.

Н. П. Каманин.

Каменев Сергей Сергеевич (1881-1936) — советский военачальник, командарм 1-го ранга (1935). Участник Первой мировой и Гражданской войн. В Красной Армии с 1918. Окончил Александровское военное училище (1900), Академию Генштаба (1907). Во время Гражданской войны был начальником штаба корпуса, армии, командующим войсками Восточного фронта, главнокомандующий вооруженными силами Республики (1919—1924). В 1924—1927 член Реввоенсовета СССР, начальник штаба Рабоче-крестьянской Красной Армии. В 1927—1934 заместитель наркомвоенмора и заместитель председателя Реввоенсовета СССР. С 1934 начальник Управления противовоздушной обороны и одновременно член Военного совета при Наркомате обороны СССР. Один из организаторов Осоавиахима. Активно содействовал становлению и развитию отечественной авиационной науки и техники. Член Всероссийского Центрального Исполнительного Комитета и Центрального Исполнительного Комитета СССР. Награждён орденом Красного Знамени РСФСР, Золотым боевым оружием со знаком ордена Красного Знамени РСФСР, Почётным революционным огнестрельным оружием со знаком ордена Красного Знамени РСФСР, орденами Красного Знамени Хорезмской народной советской республики, Красного Полумесяца 1-й степени Бухарской народной советской республики. Урна с прахом в Кремлевской стене.

Лит.: Каменева Н. С., Путь полководца, Киев, 1982.

С. С. Каменев.

Таблица — Вертолёты фирмы “Каман”.

камера сгорания газотурбинного двигателя — устройство, в котором в результате сгорания топлива повышается температура поступающего в него воздуха (газа). Основная К. с. турбовинтового двигателя или турбореактивного двигателя (см. рис.) располагается перед турбиной и состоит из корпуса 6, образующего полость для жаровой трубы (труб) 5, внутри которой сжигается топливо авиационное, подаваемое форсунками 2. Передняя (входная) часть жаровой трубы — так называемое фронтовое устройство 3, обеспечивающее частичное перемешивание топлива с воздухом и горячим газом, стабилизацию пламени, сжигание части топлива. Через отверстия в стенках жаровой трубы в нее вводится воздух для сжигания остальной части топлива, охлаждения продуктов сгорания и формирования совместно с газосборником 7 необходимого температурного поля газов, поступающих в турбину. Температура продуктов сгорания зависит от коэффициента избытка воздуха. Диффузор 1 тормозит поток воздуха до скорости, позволяющей осуществить эффективное горение топлива при приемлемых гидравлических потерях в К. с. Воспламенитель (или электрическая свеча) 4 служит для начального зажигания топлива. Для охлаждения жаровой трубы применяют воздушную пелену у её внутренней стенки, образуемую воздухом, проходящим через мелкие отверстия в стенке. Основные К. с. бывают трёх видов: трубчатая (одна жаровая труба расположена в корпусе трубчатого типа), кольцевая (одна общая жаровая труба кольцевой формы расположена в кольцевом пространстве, образованном наружным и внутренним корпусами), трубчато-кольцевая (жаровые трубы расположены в общем кольцевом пространстве, образованном наружным и внутренним корпусами). До 60—70-х гг. применялись главным образом трубчатые и трубчато-кольцевые К. с., затем стали использоваться более компактные кольцевые К. с.

К. с. второго контура турбореактивного двухконтурного двигателя и К. с. прямоточного воздушно-реактивного двигателя по принципу действия и устройству аналогичны форсажной камере сгорания. Работу К. с. характеризует коэффициент полноты сгорания топлива.

Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975.

В. Е. Дорошенко.

Основная камера сгорания: 1 — диффузор; 2 — топливная форсунка; 3 — фронтовое устройство; 4 — воспламенитель; 5 — жаровая труба; 6 — корпус; 7 — газосборник.

Камов Николай Ильич (1902—1973) — советский авиаконструктор, доктор технических наук (1962), Герой Социалистического Труда (1972). После окончания Томского технологического института (1923) работал на авиационном заводе, затем в мастерских “Добролёта”. С 1928 в КБ Д. П. Григоровича; принимал участие в разработке и испытаниях самолёта-торпедоносца открытого моря (ТОМ-1). Совместно с Н. К. Скржинским на общественных началах (при Осоавиахнме) создал первый в СССР винтокрылый летательный аппарат — двухместный автожир KACKP-1, название авторами “вертолётом”. В 1930 разработана модификация КАСКР-2 с более мощным двигателем. Ряд технических решений (например, шарнирное крепление лопастей, смешанная деревянно-металлическая конструкция лопасти с трубчатым лонжероном), реализованных на автожире КАСКР, впоследствии нашли широкое применение на многих советских автожирах и вертолётах. С 1932 К. работал в Центральном аэрогидродинамическом институте, где возглавил конструкторскую бригаду, создавшую боевой двухместный автожир А-7 (1934) для корректировки артогня и разведки. С 1940 К. — главный конструктор и директор первого в СССР завода по проектированию, изготовлению к ремонту автожиров (просуществовал до 1943). Была выпущена войсковая серия автожиров А-7, использовавшихся в начале Великой Отечественной войны. В 1943—1947 К. снова в Центральном аэрогидродинамическом институте, где под его руководством создан одноместный вертолёт соосной схемы Ка-8 с мотоциклетным двигателем (1947). С 1948 К. — главный конструктор вертолётного КБ. Под руководством К. разработана теория конструирования вертолётов соосной схемы, созданы вертолёты соосной схемы различного назначения (Ка-10, Ка-15, Ка-15М, УКа-15, Ка-18, Ка-25, Ка-25К, Ка-26) и аэросани “Север-2” и Ка-30. К. — автор летательного аппарата нового типа — винтокрыла Ка-22 (комбинация самолёта и вертолёта), оригинальной системы управления соосными винтами, конструкции цельнодеревянной лопасти, конструкции и технологии изготовления лопастей целиком из пластика. Государственная премия СССР (1972). Награжден 2 орденами Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями. Имя К. носит Ухтомский вертолётный завод. См. статью Ка.

Соч.: Винтовые летательные аппараты, М., 1948.

Лит.: Кузьмина Л. М., Конструктор вертолетов, М., 1938.

Н. И. Камов.

Камозин Павел Михайлович (1917—1983) — советский лётчик, капитан, дважды Герой Советского Союза (1943, 1944). В Советской Армии с 1937. Окончил Борисоглебскую военную авиационную школу (1938). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром звена, командиром эскадрильи истребительного авиаполка. Совершил 131 боевой вылет, сбил лично 35 и в составе группы 13 самолётов противника. После войны в Гражданском воздушном флоте. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, медалями. Бронзовый бюст в Брянске.

Лит.: Реймерс Г. К., Внимание! В небе Камозин, Тула, 1975.

П. М. Камозин.

“Канадэр” (Canadair Ltd) — самолётостроительная фирма Канады. Образована в 1944 на основе авиационного отделения кораблестроительной фирмы “Канейдиан Виккерс”, которая первой в Канаде начала коммерческое производство самолётов (1923). В 1947 стала филиалом американской кораблестроительной фирмы “Электрик боут” (Electric Boat), предшественницы “Дженерал дайнемикс”, с 1976 государственная фирма, в 1986 продана корпорации “Бомбардир” (Bombardier Inc.). Выпускала транспортные самолёты, патрульный самолёт CL-28 “Аргус”, истребители F-86, F-104, F-5 (по лицензии США), истребитель CF-100 (первый полёт в 1950). В 1965 построила экспериментальный самолёт вертикального взлёта и посадки CL-84 с поворотным крылом. Основные программы 80-х гг.: производство реактивных административных самолётов “Челленджер” 600 (1978) и “Челленджер” 601 (1982, см. рис. 1); самолёта-амфибии CL-215 (1967, см. рис. 2), беспилотного разведчика CL-89 (1971), разработка новых беспилотных летательных аппаратов военного назначения.

Рис. 1. Административный самолет “Челленджер” 601

Рис. 2. Пожарный самолет-амфибия CL-2I5T.

“Канейдиан Эрлайнс” (Canadian Airlines International) — авиакомпания Канады. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Азии, Южной Америки, а также в США и Австралию. Образована в 1987 в результате объединения авиакомпаний “Канейдиан Пасифик” основанной в 1942), “Пасифик уэстерн” (1946) и др. В 1989 перевезла 9,5 миллионов пассажиров, пассажирооборот 19,27 милиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 93 самолёта.

“Кантес” (Qantes Airways Ltd) — национальная авиакомпания Австралии. Осуществляет перевозки в страны Западной Европы, Азии, Африки, Южной Америки, а также в США и Канаду. Основана в 1920, одна из старейших в мире. В 1989 перевезла 4,1 миллиона пассажиров, пассажирооборот 26,2 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 40 самолётов.

капот двигателя — часть гондолы двигателя, непосредственно к нему примыкающая. Состоит в основном из быстросъёмных конструктивных элементов (крышек, панелей), необходимых для выполнения осмотров, регламентных и ремонтных работ, а также монтажа и демонтажа двигателя (см. рис.). Подвижные элементы К. могут быть съёмными (устанавливаются на винтовых замках, невыпадающих болтах и пр.), откидными поворотными (фиксируются в открытом положении распорками, а в закрытом — быстродействующими капотными замками) либо представляют собой комбинацию съёмных и откидных панелей. Широкое применение (начиная с 30-х гг.) обтекаемых К. для закрытия поршневых двигателей было обусловлено необходимостью снижения лобового сопротивления самолёта.

Капот двигателя: 1 — откидные крышки капота; 2 — натяжные замки.

капотирование самолёта — опрокидывание самолёта на нос или на спину через нос. К. может возникнуть при резком торможении или наезде передних колёс самолёта на препятствие. К. возможно при близком расположении центра тяжести к относительно высокой стойке шасси, что характерно для лёгких, одномоторных винтовых самолётов. К. происходит, когда момент действующих на самолёт сил, включая силы инерции, относительно точки касания заторможенного пневматика или оси передних колёс оказывается направленным на пикирование.

Капрони (Caproni) Джованни Батиста (1886—1957) — итальянский авиаконструктор и промышленник. Окончил политехнический институт в Мюнхене (Германия, 1907), изучал электротехнику в Льеже (Бельгия). В 1908 построил свой первый биплан, в 1910 основал самолётостроительную фирму (см. “Капрони”). В годы Первой мировой войны фирмой выпускались тяжёлые бомбардировщики с двумя и тремя поршневыми двигателями. В 1920—1930-е гг. разрабатывались в основном самолёты военного назначения (разведчики, истребители, бомбардировщики), а также был создан ряд опытных самолётов с рекордными характеристиками. 27 августа 1940 состоялся первый полёт экспериментального самолёта Капрони-Кампини N. 1, одного из первых реактивных самолётов. В годы Второй мировой войны под руководством К. велось массовое производство военных самолетов. В начале 40-х гг. К. принадлежали или находились под его контролем около 20 фирм; его основная фирма существовала до 1950. Портрет смотри на стр. 267.

Дж. Б. Капрони.

“Капрони” (Societ{{á}} Italiana Caproni) — итальянская самолётостроительная фирма. Основана в 1910 Дж. Б. Капрони. Указанное название с 1928. В 1950 ликвидирована. В годы Первой мировой войны выпускала тяжёлые бомбардировщики [наиболее известны бипланы Ca.32 и Ca.33, триплан Ca.42 (см. рис. в таблице IX)], после войны — бомбардировщики Ca.36, Ca.44. и Ca.46. В 1929 построен опытный бомбардировщик Ca.90 с шестью поршневыми двигателями (масса 30 т, самый тяжёлый самолёт аэродромного базирования того времени, установивший ряд рекордов грузоподъёмности, см. рис. в таблице XIV). В 30-е гг. и годы Второй мировой войны большими партиями производились бомбардировщики Ca.101 (первый полёт в 1930) транспортные самолёты Ca.133 (1934), Ca.135 (1936), бомбардировщики, разведчики, многоцелевые самолёты Ca.309—316. На фирме “К.” были построены рекордный высотный самолёт Ca.161 с герметичной кабиной, достигший в 1938 высоты 17083 м, и первый итальянский реактивный самолёт Капрони-Кампини N.1 с мотокомпрессорным воздушно-реактивным двигателем (1940, см. рис. в таблице XV). Филиалом “Кефирной “Реджиан” созданы истребители Re.2000 (1939), Re.2001 (1940), Re.2000 (1942), штурмовик Re.2002 (1942). После войны попытки возобновить авиационное производство на основе фирмы не имели успеха. Созданный в 1949 шестиместный транспортн самолет Ca.193 не пользовался спросом, в 1950 фирма обанкротилась. Бывший филиал “К.” — фирма “Аэроплани Капрони Тренто” (Aeroplani Caproni Trento) в 1952 построила реактивный тренировочный самолёт F-5, но вскоре прекратила самостоятельные разработки. Небольшая фирма “Капрони-Виццола” (Саproni-Vizzola) в 1968 начала производство планеров “Калиф”, в 1980 построила реактивный тренировочный самолёт Ca.22, в 1982 вошла в состав фирмы “Агуста”.

Ю. Я. Шилов.

Капрэлян Рафаил Иванович (1909—1984) — советский лётчик-испытатель; подполковник, заслуженный летчик-испытатель СССР (1961), мастер спорта СССР международного класса (1969), Герой Советского Союза (1975). Окончил Ленинградский институт гражданской авиации (1932), Батайское лётное училище гражданской авиации (1934). Участник Великой Отечественной войны. Работал в Летно-исследовательском институте и ОКБ М. Л. Миля. Провёл лётные испытания самолёта Ту-4, вертолётов Ми-1, Ми-2, Ми-4, Ми-6, Ми-8, Ми-10, ресурсные испытания двигателей, винтов. Установил 10 мировых рекордов. В 1937 на самолёте ХАИ-1 выполнил перелёт Москва — Ташкент — Москва. Первым в Аэрофлоте налетал 1 миллион км. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “Знак Почёта”, медалями.

Р. И. Капрэлян.

каркас (от французского carcasse — скелет) летательного аппарата — система взаимосвязанных продольных и поперечных силовых балочно-стержневых элементов, обеспечивающих прочность, жёсткость, выносливость, живучесть и геометрическую форму летательного аппарата. Основные составляющие К. — силовой набор и связывающие его элементы. В период использования в конструкциях обшивки из полотна и фанеры жёсткость К. обеспечивалась с помощью дополнительных элементов — расчалок, раскосов, подкосов и др. Увеличение скорости полёта и внешних нагрузок потребовало совершенствования К. летательного аппарата. В крыле и оперении стали широко применяться тонкостенные конструкции и ферменно-балочные силовые схемы, обеспечивающие необходимую прочность, жёсткость и свободные объёмы для размещения топлива и оборудования. Ферменные конструкции фюзеляжа постепенно заменялись монококовыми и полумонококовыми. В летательном аппарате, имеющих повышенный ресурс и живучесть, в К. используется силовой набор, жёстко связанный (болтами, заклёпками, сваркой и т. п.) с “работающей” обшивкой. Одновременное использование силовых элементов для обеспечения прочности и создания внешней формы летательного аппарата позволяет выполнять конструкцию К. с минимальной массой.

Карман (Karman) Теодор фон (1881—1963) — учёный в области механики, член Лондонского королевского общества, других академий наук и научных обществ. Учился в Будапештском университете (1898—1902), затем в Гёттингенском университете. С 1913 профессор и директор Аэродинамического института в Ахене. Основатель и директор (1930—1949) Гуггенхеймовской аэролаборатарии Калифорнийского технологического института (США). Основные труды по самолётостроению, аэро-, гидро- и термодинамике, теории упругости и пластичности. Разработал теорию однородной изотропной турбулентности, метод расчёта пограничного слоя, полуэмпирическую теорию турбулентности, теорию профиля при дозвуковых скоростях и осесимметричного тела при сверхзвуковых скоростях и т. д. Осуществлял научное руководство строительством ряда летательных аппаратов, сверхзвуковых аэродинамических труб и баллистических установок. В 1948 учреждена премия его имени.

Соч.: Collected works, v. 1—4, L, 1956; The wind and beyond, Boston, 1967.

Т. Карман.

Кармана дорожка (по имени Т. Кармана) — то же, что вихревая дорожка.

Карпов Александр Терентьевич (1917—1944) — советский лётчик, капитан, дважды Герой Советского Союза (1943, 1944). В Красной Армии с 1939. Окончил Качинскую военную авиационную школу имени А. Ф. Мясникова (1940). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, командиром эскадрильи истребительного авиаполка. Совершил около 500 боевых вылетов, сбил лично 28 и в составе группы 8 самолётов противника, погиб в бою. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, медалями. Бронзовый бюст в Калуге.

Лит.: Андреев С. А., Совершенное ими бессмертно, М., 1976.

А. Т. Карпов.

карты авиационные — географические карты, предназначенные для обеспечения лётного устава навигационными данными, необходимыми при подготовке к полёту и в полёте. По назначению К. а. делятся на полётные, бортовые и специальные. Полётные карты, применяемые для самолётовождения, обычно имеют масштаб 1:1000000 или 1:2000000. При выполнении специальных полётов, связанных с отысканием малых объектов, которые не указаны на основных картах, применяются карты крупного масштаба (1:500000 и крупнее). На самолётах, оборудованных навигационным вычислительным устройством, применяются так называемые ленточные карты. Бортовые карты служат для самолётовождения с использованием радиотехнических и астрономических средств, масштаб их, как правило, 1:2000000 или 1:4000000. При подготовке к полёту и в полёте в качестве справочных применяются различн карты специального назначения (карты погоды, магнитных склонений, часовых поясов и др.).

карты погоды — географические карты, на которых условными обозначениями наносятся данные о состоянии атмосферы Земли в определенный момент времени. К. п. делятся на фактические (содержащие данные наблюдений за состоянием атмосферы) и прогностические (содержащие данные об ожидаемом состоянии атмосферы). К. п. делятся также на приземные (содержащие данные о фактическом либо ожидаемом состоянии атмосферы у земной поверхности) и высотные (содержащие данные о фактическом либо ожидаемом состоянии атмосферы на различных уровнях над земной поверхностью). В свою очередь высотные К. п. делятся на карты абсолютной барической топографии (карты AT), содержащие данные для стандартных изобарических поверхностей (например, 1000, 850, 700, 500 гПа), и карты относительной барической топографии (карты ОТ), содержащие данные для слоев атмосферы, заключённых между какими-либо изобарическими поверхностями (например, между 1000 и 500 гПа, между 700 и 300 гПа). Отдельную группу карт составляют карты особых явлений погоды (карты ОЯ), содержащие фактические либо прогностические данные, характеризующие отдельные явления (например, данные об облачности, турбулентности ясного неба, струйных течениях, высоте расположения изотермы 0{{°}}С). Наиболее “насыщенными” информацией являются приземные К. п. На них наносятся: общее количество облаков, направление и скорость ветра у поверхности Земли, горизонтальная видимость, погода в срок наблюдения, погода между сроками наблюдений, давление и температура воздуха, тип облаков, количество облаков нижнего яруса, а при их отсутствии — количество облаков среднего яруса, высота нижней границы облаков над земной поверхностью, точка росы, так называемая величина барической тенденции за последние 3 часа, характеристика барической тенденции за последние 3 часа. В зависимости от решаемой задачи кроме перечисленных данных на К. п. могут наноситься данные о количестве осадков, экстремальных температурах поверхности почвы и воздуха, состоянии поверхности почвы и высоты снежного покрова и т. д. На высотные К. п. наносятся данные, характеризующие направление и скорость ветра, температуру, дефицит точки росы, геопотенциальную высоту изобарических поверхностей либо давление на уровне поверхностей, для которых строятся карты (например, поверхности максимального ветра или тропопаузы). После нанесения данных на К. п. проводятся различные системы изолиний (изобары на приземных К. п., изогипсы на высотных К. п., изотахи на картах максимального ветра и др.), выделяются различными цветами и обозначениями зоны и станции, где имели место те или иные явления (грозы, осадки, туманы и другие), отмечаются центры циклонов и антициклонов и т. д. К. п. — одно из существующих средств метеорологического обеспечения авиации (см. также Карты авиационные).

“КАСА” (CASA, Construcciones Aeronautiсаs SA) — авиационная фирма Испании. Основана в 1923. В 1972 в состав фирмы вошла самолётостроительная фирма “Испано авиасьон СА” (Hispano Aviacion SA), в 1973 — двигателестроительная фирма “ЭНМАСА” (ENMASA). Деятельность начала с постройки лицензионного истребителя Бреге 19. В 40-х гг. выпускала немецкие истребители Мессершмитт Bf109, транспортные самолёты Юнкерс Ju-52 и др. Основные программы 80-х гг.: производство лёгкого транспортного самолёта С-212 “Авиокар” с двумя турбовинтовыми двигателями (первый полёт в 1971, см. рис.), реактивного учебно-боевого самолёта C-101 “Авиоджет” (1977), 45-местного пассажирского самолёта CN-235 (1983) с двумя турбовинтовыми двигателями для местных и коротких авиалиний, разработанного совместно с индонезийской фирмой “IPTN” (Industri Pesawat Terbang Nusantara). Фирма является участником консорциума “Эрбас индастри”.

Лёгкий транспортный самолёт С-212 “Авиокар”.

КАСКР-1 — первый советский экспериментальный автожир, построенный в 1929 авиасекцией ЦК Осоавиахима СССР по проекту Н. И. Камова и Н. К. Скржинского (см. рис. в таблице XI). Имел также название “Красный инженер”. Выполнен по схеме с крылом, хвостовым оперением и аэродинамическими органами управления (рули, элероны). Использован фюзеляж самолёта У-1. Несущий винт четырёхлопастный, расчального типа, с вертикальными и горизонтальными шарнирами, диаметр 12 м. Двигатель М-2 мощностью 88,3 кВт. Взлётная масса 950 кг, максимальная скорость 90 км/ч. Этот же экземпляр летательного аппарата после установки на него двигателя мощностью 169 кВт стал называется КАСКР-2 (1930). Максимальная скорость 110 км/ч, высота полёта до 450 м.

катапульта взлётная (латинское catapulta, от греческого katap{{é}}ltes, от kat{{á}} — сверху вниз, вниз на, против и p{{á}}llo — бросаю, швыряю) — устройство для старта летательного аппарата путём их принудительного разгона на коротком участке пути. Используется на авианесущих кораблях, обеспечивает взлёт самолётов при ограниченной длине палубы. По принципу использования энергии К. в. разделяют на пороховые, гидравлические, пневматические, роторные и паровые (наиболее распространены). Паровая К. в. (см. рис.) состоит из двух цилиндров с поршнями, жёстко соединёнными с челноком, выступающим над палубой. Длина цилиндров достигает 70—90 м. После открытия стартового клапана в цилиндры поступает пар от парового коллектора под давлением 6—8 МПа. Давление пара на поршни, создавая дополнительную силу к тяге двигателей летательного аппарата, разрывает калиброванное кольцо задержника и с перегрузкой 4—5 двигает летательный аппарат по палубе. В конце разгона челнок резко останавливается тормозным цилиндром, после чего буксирный трос отделяется от челнока и летательный аппарат взлетает. Масса паровых К. в. составляет 400—500 т. Они обеспечивают взлет летательных аппаратов массой до 37 т и скорость 250 км/ч. Стартовые устройства, аналогичные по принципу действия К. в., применяют для запуска небольших, беспилотных летательных аппаратов типа крылатых ракет и дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов. Такие устройства состоят из тележки, наклонных направляющих рельсов и запускающего механизма. Тележку с закреплённым на ней летательным аппаратом разгоняют с помощью ракетного двигателя на твёрдом топливе, пневмоцилнндра, гидроцилиндра, пружин, резиновых шнуров или других средств. В конце разбега длиной 6—12 м тележка тормозится, а стоящий на ней летательный аппарат отделяется со скоростью 25—35 м/с.

Лит.: Короткин И. М., Слепенков З. Ф., Колызаев Б. А., Авианосцы и вертолетоносцы, М., 1972; Ларионов А. И., Несвицкий Ю. А., Надводный флот НАТО, М., 1975.

Е. П. Голубков.

Паровая взлётная катапульта: 1 — полётная палуба; 2 — тормозной цилиндр; 3 — паровой цилиндр; 4 — поршень с тормозным конусом; 5 — челнок; 6 — стартовый клапан; 7 — трубопровод от парового коллектора; 8 — задержник; 9 — буксирный трос.

катапультирование — процесс выбрасывания, принудительного направленного отделения от летательного аппарата (обычно выстреливания) катапультного кресла или кабины отделяемой с целью аварийного покидания летательного аппарата членами его экипажа. При этом отделяемой части или креслу придаётся скорость в направлении, отличном от направления полёта (обычно под углом 15—30° к вертикальной оси летательного аппарата, см. рис.). Источниками энергии при К. являются телескопический стреляющий механизм с пиропатроном, ракетный двигатель твёрдого топлива (твердотопливный ракетный двигатель) или их сочетание. В последнем случае ракетный двигатель твёрдого топлива (твердотопливный ракетный двигатель) включается в момент отделения кресла от летательного аппарата и корректирует его траекторию относительно летательного аппарата и земли (при К. на малой высоте).

Осиновные силы, воздействующие на человека при К., — перегрузки от срабатывания стреляющего механизма и скоростного напора воздуха при выходе лётчика с креслом из кабины летательного аппарата. При воздействии перегрузки вследствие прохождения по телу ударной волны деформируются тканевые структуры организма, которые после окончания действия перегрузки обычно восстанавливаются. Основные нагрузки воспринимаются костной тканью и суставно-связочнным аппаратом тела. Нарушение кровообращения, как это наблюдается при воздействии длительных перегрузок, при К. не происходит. Во избежание травм катапультные кресла снабжаются приспособлениями для фиксации тела человека в оптимальном положении.

Устойчивость организма к воздействию перегрузок определяется их значениями, продолжительностью действия, скоростью нарастания, направлением по отношению к осям тела. Так, человек в катапультном кресле выдерживает двадцатикратную перегрузку в направлении “голова — таз” при её нарастании за 0,05—0,1 с и времени действия 0,2—0,4 с; в обратном направлении — только десятикратную перегрузку. Наибольшая выносливость организма к восприятию перегрузок наблюдается в направлении “грудь — спина”. В этом случае оказывается переносимой даже сорокакратная перегрузка, нарастающая за 0,04 с. Для обеспечения безопасности К. проводится специальная наземная подготовка лётчиков: отрабатываются правильная поза при К., фиксация тела привязными ремнями, навыки предварительных и исполнительных движений и т. п.

В сочетании с катапультными креслами для защиты от декомпрессии, низких температур и других неблагоприятных факторов применяется высотное снаряжение. Важным условием безопасного К., особенно на больших скоростях и высотах полёта, является обеспечение стабилизации кресла (кабины). В качестве элементов стабилизации используют парашюты небольшого диаметра, выдвижные штанги, кили, щитки и другие устройства.

К. как способ аварийного покидания летательного аппарата впервые был применён на некоторых немецких самолётах во время Второй мировой войны, так как рост скоростей и высот полёта сделал трудным покидание самолёта “через борт” с парашютом. В дальнейшем этот способ был усовершенствован и внедрён в широких масштабах благодаря исследованиям, выполненным в СССР, Великобритании, США. К. является наиболее распространённым и эффективным способом спасения экипажа военных самолётов.

Лит.: Стасевич Р. А., Исаков П. К., Скорости, ускорения, перегрузки, М., 1956; Современные средства аварийного покидания самолета, М., 1961; Теория и практика авиационной .медицины, 2 изд., М., 1975.

П. К. Исаков, Е. П. Голубков.

Схема катапультирования: 1 — сброс фонаря; 2 — выход кресла из кабины и ввод стабилизирующего кресло парашюта; 3 — движение кресла с включённым ракетным двигателем твёрдого топлива (твердотопливный ракетный двигатель); 4 — ввод тормозного парашюта, предназначенного для стабилизированного спуска с больших высот; 5 — отделение лётчика от кресла и ввод основного парашюта лётчика; 6 — выпуск носимого аварийного запаса; 7 — приземление (приводнение) лётчика; 7 — положение летательного аппарата в момент катапультирования; 8 — положение летательного аппарата в момент ввода тормозного парашюта.

катапультное кресло — предназначается для покидания летательного аппарата по команде находящегося в нём члена экипажа, по приказу командира (на многоместных самолётах) или по сигналу специального бортового устройства. К. к. служит местом размещения и крепления члена экипажа в обычном полёте и средством спасения в аварийной ситуации. В зависимости от расположения его в летательном аппарате и направления выбрасывания различают К. к. для катапультирования вверх, вниз, лицом к потоку или спиной к потоку. Наиболее распространён первый вариант К. к. Известны К. к. закрытого типа (капсулы), когда специальные створки поворачиваются перед катапультированием и образуют оболочку вокруг лётчика, защищая его от воздействия аэродинамических нагрузок. Из-за сложности конструкции и большой массы капсулы не нашли широкого применения.

Основные элементы К. к.: регулируемая по высоте чашка (сидение), спинка, заголовник, силовой каркас, привод катапультирования, система фиксации лётчика при помощи регулируемых плечевых и поясных ремней и ограничителей разброса рук и ног, стреляющий механизм с пиропатронами, парашютная система, система стабилизации, автоматы времени — высоты и др. К. к. устанавливается на летательном аппарате в направляющих рельсах и крепится шариковым замком. После катапультирования все операции, включая раскрытие парашюта, выполняются автоматически. К. к. обеспечивают спасение экипажа на всех высотах и при всех скоростях полёта летательного аппарата, а также при катапультировании с земли. Масса К. к. в зависимости от типа и назначения летательного аппарата составляет 50—150 кг.

Е. П. Голубков.

катастрофа (от греческого katastroph{{e}} — переворот, уничтожение, гибель) — авиационное происшествие, приведшее к гибели или пропаже без вести какого-либо лица из числа находившихся на борту воздушного судна. К К. также относятся случаи гибели какого-либо лица из числа находившихся на борту в процессе аварийной эвакуации из воздушного судна.

катастрофическая ситуация — особая ситуация в полёте, при которой предотвращение гибели людей и (или) потери воздушного судна практически невозможно.

катенария (латинское catenarius — цепной, от catena — цепь) — конструкция подвески, применяемая на воздухоплавательных летательных аппаратах (нежёстких дирижаблях, привязных и свободных аэростатах некоторых типов) для равномерной передачи сосредоточенных усилий (от веса гондолы, килей и других агрегатов) на оболочку. Катенарная, или мостовая, подвеска (по типу подвески висячих мостов) образует систему, состоящую из катенарного пояса, закреплённого на оболочке (пришивкой, приклейкой), и элементов, соединяющих узлы катенарного пояса с агрегатами летательного аппарата (см. рис.). На нежёстких дирижаблях применяются внутренние катенарные пояса (передают нагрузку от гондолы или киля на верхнюю часть оболочки) и наружный пояса, соединяющие нижнюю часть оболочки с гондолой (или килем), Катенарная подвеска используется также для крепления строп оперения (см. Мягкий дирижабль), в конструкциях пневматических оперений привязных аэростатов и других частей аэростатов.

Катенарная подвеска в мягком дирижабле: 1 — узел катенарного пояса; 2 — катенарный пояс (внутренний); 3 — оболочка дирижабля; 4 — тросы подвески; 5 — гондола.

“Катэй Пасифик” (Cathey Pacific Airways) — авиакомпания Сянгана (Гонконга). Осуществляет перевозки в страны Европы, Азии, Африки, а также в США и Австралию. Основана в 1946. В 1989 перевезла 7,1 миллионов пассажиров, пассажирооборот 22,09 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 36 самолётов.

Качинская военная авиационная школа летчиков — распространенное название 1-й военной школы лётчиков имени А. Ф. Мясникова (см. Севастопольская офицерская школа авиации).

квазистационарное течение — нестационарное течение жидкости или газа при малых Струхала числах Sh = L/(Vt) < < 1. Здесь L — характерный линейный размер тела, V — характерная скорость (обычно скорость набегающего потока), t — характерное время движения. К. т. в первом приближении можно рассматривать как стационарное течение с мгновенными значениями газодинамических переменных, то есть поле течения зависит от времени как от параметра. При Sh < < l решение дифференциальных уравнений, описывающих движение среды, можно представить в виде разложений по числу Струхала, тогда главные члены разложения будут описывать К. т.

Число Струхала можно записать в виде Sh = (V/t)/(V2/L) и трактовать его как отношение масштаба локального ускорения, характеризующего изменение скорости во времени, к масштабу конвективного ускорения, характеризующего изменение скорости в пространстве. При движении летательного аппарата на значение локального ускорения накладываются ограничения, обусловленные физическими возможностями человека переносить перегрузки; кроме того, большие перегрузки наблюдаются в полёте при относительно больших скоростях (выход из пикирования, боевой разворот и другие манёвры самолёта). На конвективное ускорение никаких ограничений не накладывается. Поэтому в большинстве случаев при движении самолётов и других летательных аппаратов число Струхала Sh < < 1, и квазистационарный подход широко применяется для определения поля течения около движущегося тела, его аэродинамических характеристик и аэродинамического нагревания его поверхности.

В. А. Башкин.

Квасников Александр Васильевич (1892—1971) — советский учёный в области авиационных двигателей, профессор (1927), доктор технических наук (1958), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1945). Окончил Томский технологический институт (1919). В 1915—1917 военный лётчик; впервые на самолёте “Ньюпор” установил зажигательные ракеты, которыми сбил немецкий аэростат. С 1922 заведовал кафедрой “Тепловые двигатели”, с 1931 — кафедрой “Теория авиадвигателей” в Московском авиационном институте. Открыл явление резкого увеличения тяги пульсирующим реактивным выхлопом при эжектировании воздуха. Государственная премия СССР (1968). Награждён 2 орденами Ленина и орденом Трудового Красного Знамени. Портрет смотри на стр. 269.

А. В. Квасников.

Кейли (Cayley) Джордж (1773—1857) — английский учёный и изобретатель, один из основоположников теории полёта самолёта. С 1796 изучал летательные аппараты тяжелее воздуха, в 1799 предложил концепцию летательного аппарата с фиксированным крылом и отдельным от него движителем. В 1804 построил модель планёра с крестообразным управляемым хвостовым оперением и скользящим грузом в носу для изменения положения Центра тяжести (см. рис. в таблице 1). Применил ротативную установку для испытаний крыла при различных углах атаки (1804), объяснил стабилизирующий эффект поперечного V-образного крыла (1805), изучал влияние кривизны профиля и перемещение центра давления крыла (1807—1909), предложил форму тела минимального лобового сопротивления (1809). Объяснил механику создания тяги концами крыла птицы (1808). В 1807—1809 изучал двигатели на горячем воздухе или пороховых газах, предложил использовать их на летательных аппаратах. В публикациях 1809—1811 изложил основные принципы полёта планера и самолёта. Разработал ряд проектов орнитоптеров, вертолётов, конвертоплана. Предложил колесное шасси со спицами. В 1816—1817 числе разработал проекты дирижаблей, в том числе полужёсткой конструкции. Предложил истовое оперение с рулями высоты и направления (1849). B 1809 и 1849—1853 строил натурные планеры, на которых впервые выполнялись короткие подлёты человека. К. занимался также вопросами оптики, электричества, баллистики и др. Его труды долго оставались неизвестными.

Дж. Кейли.

Келдыш Мстислав Всеволодович (1911—1978) — советский учёный в области математики и механики, академик АН СССР (1946; член-корреспондент 1943), член Президиума с 1953, вице-президент в 1960—1961, президент АН СССР в 1961—1975, трижды Герой Социалистического Труда (1956, 1961, 1971). Окончил Московский государственный университет (1931), работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1931—1946), Московском государственном университете (профессор с 1937), Математическом институте имени В. А. Стеклова АН СССР (1934—1937, 1944—1946). Руководитель отделения (1953—1966), затем директор (1966—1978) Института прикладной математики АН СССР.

К. принадлежит значительное число фундаментальных исследований в области математики, вычислительной математики, аэро- и гидродинамики. Большой цикл работ К. посвящён колебаниям и автоколебаниям авиационных конструкций; теории флаттера самолёта, методам его численного расчёта, моделированию в аэродинамических трубах, практическим мерам борьбы с ним; явлению шимми — самовозбуждающимся колебаниям носового колеса самолёта, простым конструктивным решениям его устранения. В области аэродинамики К. исследовал влияние сжимаемости среды на аэродинамические характеристики обтекаемых тел и обобщил Жуковского теорему о подъёмной силе. К. принадлежат фундаментальные исследования по гидродинамике движения тел под поверхностью жидкости и волновому сопротивлению, теории удара тела о жидкость, теории колеблющегося крыла.

В математике основные труды К. посвящены теории функций действительного и комплексного переменного, уравнениям с частными производными, функциональному анализу. Важные результаты, полученные К. в области теории функций комплексного переменного, широко используются при решении задач прикладных аэро- и гидродинамики. К. внёс существенный вклад в развитие вычислительной и машинной математики, создание эффективных методов численного решения задач в различных областях науки и техники.

К. внёс выдающийся вклад в создание эффективных методов решения задач атомной и космической техники, выступил одним из инициаторов развёртывания работ по исследованию космоса и созданию ракетно-космических систем, возглавив с середины 50-х гг. разработку теоретических предпосылок вывода искусственных тел на околоземные орбиты, а в дальнейшем — полётов к Луне и планетам Солнечной системы. Руководил научно-техническим советом по координации деятельности научно-исследовательских институтов и КБ по созданию первого искусственного спутника Земли; внёс большой вклад в осуществление программ пилотируемых космических полётов, в постановку научных проблем и проведение исследований околоземного космического пространства, межпланетной среды, Луны и планет, в решение многих проблем механики космических полётов и теории управления, навигации и теплообмена.

К. — председатель Комитета по Ленинским и Государственная премия при Совете Министров СССР (1961—1978), действительный и почётный член многих иностранных академий и научных обществ. Депутат Верховного Совета СССР с 1962. Золотые медали имени М. В. Ломоносова АН СССР (1976) и имени К. Э. Циолковского АН СССР (1972). Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1942, 1946). Награждён 7 орденами Ленина, 3 орденами Трудового Красного Знамени, медалями, а также иностранными орденами.

В 1978 АН СССР учредила Золотую медаль имени М. В. Келдыша “За выдающиеся научные работы в области прикладной математики и механики, а также теоретические исследования по освоению космического пространства”. В Москве сооружены памятники учёному (в том числе в начале Аллеи космонавтов), создан кабинет-музей в Институте прикладной математики Российской АН. В Московском государственном университете учреждена стипендия имени М. В. Келдыша. Его имя носит Институт прикладной математики, Именем К. назван кратер на Луне. Урна с прахом в Кремлёвской стене.

Соч.: Некоторые общие свойства полипланов, М., 1936; Вибрации на самолете, М., 1942 (совм. с др.); Шимми переднего колеса трехколесного шасси, М., 1945; Приложения теории функций комплексного переменного к гидродинамике и аэродинамике. М., 1964 (совм. с др.).

М. В. Келдыш.

керамические материалы — неметаллические материалы из тугоплавких неорганических соединений, получаемые спеканием, плазмо-химическим и другими методами. К. м. обладают высокой температуроустойчивостью, жаропрочностью, твёрдостью, электроизоляционными и другими ценными свойствами. Наибольшее распространение в авиастроении получили керамические защитные покрытия, теплоизоляционные и конструкционные К. м.

К. м. по химическому составу разделяют на кислородсодержащие — кварцевые, кремнезёмистые, алюмосиликатные, корундовые, из чистых оксидов, например, алюминия (Al2O3), циркония (ZrO2), и бескислородные — на основе карбидов, нитридов, боридов, силицидов. Для получения авиационных К. м. используются синтетические исходные продукты, характеризующиеся особо высокой химической чистотой и дисперсностью частиц исходных материалов; производство К. м. отличается точностью дозировки.

Защитные покрытия из К. м. получают по шликерно-обжиговой технологии (тугоплавкие эмали, реакционно-спекаемые, реакционно-отверждаемые), плазменным напылением (из чистых оксидов Al2O3, ZrO2), конденсацией из газовой фазы (карбиды, нитриды) и другими методами с целью защиты металлических конструкций от газовой коррозии, повышения эрозионной стойкости, придания поверхностям изделий заданных оптических, электрических и других характеристик при высоких температурах.

Теплоизоляционные К. м. получают на основе супертонких волокон либо с применением поро- и пенообразователей (пористость до 90—95%). Керамические волокна, обладающие высокой термостойкостью (1400{{°}}С и более) и прочностью, получают на основе Al2O3, ZrO2, диоксида кремния, муллита.

Конструкционные К. м. на основе нитрида и карбида кремния служат для изготовления лопаток турбин, роторов и других теплонагруженных деталей авиационных двигателей. Диски и лопатки, например, для турбин газотурбинного двигателя, из нитрида кремния (Si3N4) и присадок (оксид иттрия) обжигают в печи при атмосферном давлении, а затем подвергают изостатическому прессованию. По другой технологии детали получают реакционным спеканием, при котором порошок кремния в среде азота превращается в Si3N4. Разрабатываются технологии получения конструкционных К. м. из нитрида алюминия, борида титана, ZrO2.

С. С. Солнцев.

керосин (английское kerosene, от греческого k{{ē}}r{{ó}}s — воск) — фракция нефти, выкипающая в диапазоне температур 200—300{{°}}С. Получают перегонкой нефти или крекингом тяжёлых нефтепродуктов; плотность 790—860 кг/м3. Иногда К. неправильно называют реактивные топлива, содержащие кроме керосина бензиновые, лигроиновые, дизельные фракции нефти (см. Топливо авиационное).

Кёртисс (Curtiss) Глен Хаммонд (1878—1930) — американский летчик, авиаконструктор и промышленник, один из пионеров авиации. Известный вело- и мотогонщик, рекордсмен, К. в 1902 стал владельцем завода мотоциклов, где спроектировал поршневый двигатели к первому дирижаблю для армии США. В 1907 стал руководителем Авиационной экспериментальной ассоциации, где построил самолёт, на котором в 1908 впервые в США совершил полёт на 1 милю (за 1 мин 42 с); впоследствии устанавливал рекорды и выигрывал крупные авиационные соревнования. В 1910 на базе своих предприятий основал фирму “Кёртисс”, выпускавшую самолёты и авиационные двигатели, позже организовал авиационное производство и в Канаде. В 1912 построил первую в США летающую лодку. Организовал ряд лётных школ. В 1914 построил летающую лодку “Америка” для трансатлантического перелёта, однако первый такой перелёт (с несколькими промежуточными посадками) был совершён в 1919 на другом его гидросамолёте NC-4.

Г. Х. Кёртисс.

“Кёртисс” (Curtiss Aeroplane and Motor Co.) — одна из старейших авиационных фирм США. Основана в 1910 Г. X. Кёртиссом. Деятельность начала с разработки гидросамолётов. Гидросамолёт А-1 (биплан с поршневым двигателем мощностью 56 кВт, с толкающим винтом, см. рис. в таблице IV) — первый самолёт, поступивший на вооружение Военно-морских сил США. За годы Первой мировой войны выпустила около 10 тысяч самолётов (в том числе свыше 6 тысяч учебно-тренировочных JN-4) и 75 тысяч двигателей. В 1919 на гидросамолёте NC-4 (первый полёт в 1918, биплан с четырьмя поршневыми двигателями мощностью 298 кВт каждый, длина самолёта 20,85 м, размах крыла 38,4 м, максимальная взлётная масса около 13 т, скорость около 150 км/ч, см. рис. в таблице IX) совершён первый трансатлантический перелёт (с несколькими посадками). В 20-е гг. фирма строила в основном военные самолёты (истребители, разведчики, бомбардировщики, в том числе палубные и гидросамолёты), был создан ряд рекордных моделей для международных соревнований (например, самолёт R. В, с убирающимся шасси). В 1929 вошла в состав фирмы “Кёртисс-Райт” (Curtiss-Wright Corporation) в результате слияния с двигателестроительной фирмой “Райт аэронотикзл” (Wright Aeronautical Corporation). Основной продукцией остались военные самолёты, в том числе истребитель Р-40 “Уорхоук” (первый полёт в 1938, см. рис. в таблице XX; построено около 15 тысяч в различных модификациях, в том числе P-40N:1 поршневой двигатель мощностью 1010 кВт, длиной 10,16 м, размах крыла 11,38 м, взлётная масса до 4,014 т, скорость до 610 км/ч), палубный пикирующий бомбардировщик SB2C “Хеллдайвер” (первый полёт в 1940, построено свыше 7 тысяч), военно-транспортные самолёты С-46 “Коммандо” (1940, свыше 3 тысяч). В годы Второй мировой войны фирма имела 17 заводов и персонал около 180 тысяч человек; выпустила около 23 тысяч самолётов и большое число поршневых двигателей. После 1945 построен ряд опытных самолетов, но фирме пришлось отказаться от собственных крупных авиационных программ. В 1951 её самолётостроительное отделение было закрыто, и в дальнейшем деятельность фирмы в авиационной области ограничивалась производством компонентов конструкций силовых установок (жидкостных ракетных двигателей, ракетных двигателей твёрдого топлива, роторных двигателей), систем управления, полуфабрикатов.

В. В. Беляев.

кессон (от французского caisson — ящик) — тонкостенная конструкция балочного типа с замкнутым одно- или многосвязным контуром поперечного сечения (см. рис.). Обшивка К. воспринимает нормальные и касательные напряжения. Для сохранения формы поперечного сечения и распределения усилий между контурами К. имеет диафрагмы или нервюры, ограничивающие одновременно депланацию поперечных сечений. К. — наиболее распространённый тип авиационных конструкций (см., например, крыло).

Кессон: а — односвязный; б — двухсвязный; 1 — стенки; 2 — интегральные панели; 3 — диафрагма; 4 — стрингеры; 5 — обшивка.

Киевский институт инженеров гражданской авиации — высшее учебное заведение, осуществляющее подготовку авиационных инженеров для технической лётной эксплуатации воздушных судов гражданской авиации. Институт выпускает бортинженеров, а с 1988 начал подготовку инженеров-механиков (пилотов). Основан в 1933 на базе авиационного факультета Киевского политехнического института как Киевский авиационный институт (в 1947—1964 — Киевский институт Гражданского военного флота). В составе института (1990); факультеты — механический, авиационного радиоэлектронного оборудования, авиационного оборудования, автоматики и вычислительной техники, аэропортов, авиационных работ и перевозок, авиационной наземной техники, лётной эксплуатации воздушных судов, подготовительный для иностранных граждан; заочный; повышения квалификации руководящих работников и специалистов гражданской авиации; деканат по работе с иностранными учащимися; подготовительное отделение; научно-исследовательский сектор, 19 отраслевых лабораторий, учебная авиационно-техническая база; база эксплуатации радиотехнического оборудования и связи; станция испытаний авиационных двигателей; экспериментальный цех; музей истории гражданской авиации. Имел филиалы в Иркутске, Ташкенте, Ростове-на-Дону, учебно-консультационные пункты в Минске, Новосибирске, Хабаровске, Якутске, Алма-Ате, Красноярске. В 1989/1990 учебном году в институте обучалось свыше 14 тысяч студентов, работало около 1 тысяч преподавателей, в том числе около 70 профессоров и докторов наук и около 450 доцентов и кандидатов наук. Издаются (с 1961) межвузовские тематические сборники научных трудов института. Награждён орденом Трудового Красного Знамени (1966).

Киевский механический завод (КМЗ) имени О. К. Антонова — берёт начало от ОКБ-153, которое было создано в 1946 при Новосибирском авиационном заводе на базе филиала ОКБ-115 А. С. Яковлева. ОКБ-153 возглавил О. К. Антонов; в 1952 оно переведено в Киев, в 1966 переименовано в КМЗ. В 1991 на базе КМЗ образован Авиационный научно-технический комплекс имени О. К. Антонова. Предприятие награждено орденами Ленина (1966) и Трудового Красного Знамени (1975). О летательных аппаратах, созданных на предприятии под руководством Антонова (имя которого оно носит с 1984) и его преемника П. В. Балабуева, смотри в статье Ан.

Киевское авиационное производственное объединение — берёт начало от основанного в 1920 Государственного авиационного завода №12 (с 1921 — Ремонтно-воздушный завод №6). На предприятии в 1925 под руководством К. А. Калинина был создан пассажирский самолёт К-1, а в 30-е гг. строились автожир А-4 Центтального аэрогидродинамического института, пассажирские самолёты ХАИ-1 и ОКО-1 (разработан в КБ завода под руководством В. К. Таирова), разведчик Р-10. Накануне Великой Отечественной войны завод, ставший самолётостроительным (№43), изготавливал крылья и оперения для истребителей МиГ-1, выпускавшихся заводом №1 в Москве. В августе 1941 завод перебазирован из Киева на Новосибирский авиационный завод, где в годы войны строились истребители Як. В ноябре 1943 в Киеве началось восстановление завода (под №473), который сначала производил сборку истребителей Як-3, Як-9 из готовых частей, а затем освоил производство вертолётов Г-4 И. П. Братухина и Ми-1 М. Л. Миля. С 1950 перешёл на выпуск самолётов семейства Ан: Ан-2, Ан-8, Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ан-32, Ан-72, Ан-124 и (совместно с другими предприятиями отрасли) Ан-225. Предприятие награждено орденом Трудового Красного Знамени (1970). В 1974 на основе завода образовано производственное объединение.

Киевское общество воздухоплавания — Учреждено 16 (29) октября 1909 по инициативе профессор Киевского политехнического института (КПИ) Н. Б. Делоне (ученик Н. Е. Жуковского по Московскому университету). Создано на базе Воздухоплавательного кружка КПИ. Руководящими органами были совет и правление. При К. о. в. работали научно-технический и спортивный комитеты. 23 мая (5 июня) 1910 в Киеве на Сырецком ипподроме состоялся первый в России полёт аэроплана отечественной конструкции “Кудашев-1”. Построил биплан и летал на нём профессор А. С. Кудашев. В 1909—1914 киевскими конструкторами создано около 30 типов летательных аппаратов. В К. о. в. работали известные ученые, конструкторы и лётчики Г. П. Адлер, Д. П. Григорович, А. Д. Карпека, братья А. И., Е. И. и И. И. Касяненко, Кудашев, П. Н. Нестеров, И. И. Сикорский и др. Проводились работы и в области воздухоплавания: Ф. Ф. Андерс построил дирижабль “Киев”, С. Н. Халютин — аэростат “Припять”, приспособленный для подъема метеорологических приборов и автоматических многокамерных фотоаппаратов. На Куренёвском аэродроме К. о. в. на общественных началах готовило пилотов-авиаторов и механиков. В Киеве проводились воздухоплавательные выставки К. о. в. (1911, 1912) и Всероссийская выставка (1913). Издавались сборники статей членов К. о. в. С марта 1914 журнал “Автомобильная жизнь и авиация” стал органом К. о. в. Были учреждены медали, почётные дипломы и свидетельства К. о. в. Золотыми медалями награждены Жуковский и Нестеров. В 1916 деятельность К. о. в. прекратилась.

кили-шайбы — неподвижные поверхности многокилевого вертикального оперения, устанавливаемые на концах стабилизатора и служащие для обеспечения путевой устойчивости летательного аппарата. К.-ш. применены на самолётах Пе-2, Ту-2, Ан-22, -225 и других летательных аппаратах.

киль (голладское kiel, английское keel) — аэродинамическая поверхность летательного аппарата, являющаяся основной частью вертикального оперения и предназначенная для обеспечения путевых устойчивости (см. Боковая устойчивость) и, в некоторых случаях, управляемости летательного аппарата. При однокилевом оперении К. устанавливается на хвостовой части фюзеляжа в плоскости симметрии летательного аппарата. При неподвижном К. путевая управляемость (балансировка и осуществление манёвра) обеспечивается шарнирно укреплённым на нем рулём направления. При переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полёта эффективность руля направления (см. Эффективность органов управления) существенно уменьшается, поэтому на манёвренных сверхзвуковых самолётах иногда применяют целиком поворотный К. (без руля направления), обеспечивающий как путевую устойчивость, так и путевую управляемость летательного аппарата. Конструкция К. аналогична конструкции крыла. Для обеспечения надлежащей путевой устойчивости на некоторых типах самолётов устанавливаются по два и три К., которые могут располагаться на крыле, фюзеляже, горизонтальном оперении или хвостовых балках. См. также Гребень аэродинамический, Кили-шайбы.

Кинасошвили Роберт Семёнович (1899—1964) — советский учёный, профессор (1949), доктор технических наук (1953), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1960). После окончания Московского государственного университета (1924) и Московского авиационного института (1930) работал в Центральном институте авиационного моторостроения (с 1939 начальником отдела, затем лаборатории, с 1954 заместитель начальника института). В 1931—1963 участвовал в создании многих отечественных авиационных двигателей и обеспечении их прочности. В 1938—1948 разработал методы расчета на усталостную прочность деталей поршневых авиационных двигателей, в 1947—1963 — методы расчёта на прочность дисков турбин и других деталей газотурбинного двигателя. Государственная премия СССР (1949). Награжден 2 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени. Красной Звезды, медалями.

Р. С. Кинасошвилли.

кинетика физико-химическая (от греческого kin{{ē}}tik{{ó}}s — приводящий в движение) — теория неравновесных макроскопических процессов в различных средах, Статистическая К. ф.-х. основана на представлении о молярном строении вещества. Её наиболее разработанным разделом является кинетическая теория газов. Неравновесные процессы опиваются функциями распределения молекул, составляющих среду, по их скоростям, координатам и другим характеристикам. Соответствующим усреднением функции распределения находятся любые макроскопические величины, в том числе, газодинамические переменные. Одночастичные функции распределения удовлетворяют кинетическим уравнениям например Больцмана уравнению или его решениям на смеси многоатомных газов при наличии бимолекулярных химических реакций. Эти уравнения применимы для расчёта существенно неравновесных процессов, в том числе течений при Кнудсена числе Kn{{≥}}1 в разреженных газов динамике. Методом Чепмена — Энскога из кинетических уравнений выводятся уравнения газодинамики для неравновесных течений, соотношения, описывающие переноса явления (см. также Переносные свойства среды) и позволяющие определять скорости химических реакций. Коэффициент в этих уравнениях выражаются через газодинамические переменные и параметры, характеризующие взаимодействие и возбуждение молекул. Для сложных химических реакций и процессов взаимодействия газов с поверхностями статистической К. ф.-х. развита значительно слабее.

Феноменологическая К. ф.-х. позволяет описывать более широкий класс явлений, близких к термодинамически равновесным, и получать общие соотношения, но при этом используются эмпирические коэффициенты.

Лит. смотри при статье Кинетическая теория газов.

В. С. Галкин.

кинетическая теория газов — раздел физики, изучающий явления в газах статистическими методами, рассматривающий газ как совокупность молекул, заданным образом взаимодействующих между собой, с внешними полями и ограничивающими поверхностями. К. т. г. изучает неравновесные явления; исследованием равновесных состояний занимается статистическая физика. В отличие от “классического” изложения К. т. г. ниже основной акцент сделан на аэродинамические, а не на общефизические проблемы.

Распределение молекул по скоростям v в некоторой точке r в момент времени t определяется функцией распределения (ФР) f(v, r, t), удовлетворяющей основному для К. т. г. Больцмана уравнению. Описание явлений на молекулярном уровне (микроуровне) чрезвычайно сложно из-за многомерности задачи, которая в общем случае семимерна, так как ФР зависит не только от времени и координат (как газодинамические переменные), но и от компонентов скоростей молекул. В то же время получаемая информация для большинства приложений излишне детальна. Поэтому к молекулярно-кинетическому описанию обращаются лишь тогда, когда задача не может быть рассмотрена на макроуровне с меньшим числом измерений. Одна из основных задач К. т. г. состоит в установлении круга явлений, которые могут быть строго описаны на макроуровне, в выводе соответствующих уравнений и граничных условий для макровеличин.

Макровеличины, в том числе все привычные газодинамические переменные, могут быть выражены через ФР: плотность {{ρ}} = m{{}}fdv, скорость потока u = (m/{{ρ}}){{}}fdv, температура T = (2m/3k{{ρ}}){{}}(mc2/2)fdv, компоненты тензора напряжений Pij = m{{}}cicjfdv, вектор потока теплоты q = {{}}(mc2/2)c/dv и т. д.; k — постоянная Больцмана, c = v—u — тепловая (собственная) скорость молекул, m — их масса. Как из уравнения Больцмана, так и феноменологическим путём можно получить уравнения сохранения массы, импульса и энергии (см. также Сохранения законы):

{{формула}}

{{формула}}

Эти уравнения не замкнуты, так как число неизвестных больше числа уравнений. В общем случае не существует локальных связей между “лишними” переменными Pij и q1 и пятью газодинамическими функциями (переменными) {{ρ}}, u1 и T.

В К. т. г. фундаментальную роль играет Кнудсена число Kn. Если Kn < 1, то решение уравнения Больцмана можно построить в виде асимптотического ряда f = f(0) + f(1) + f(2), в котором функции f(k) зависят от {{ρ}}, u1, и T и их производных по координатам до k-го порядка (так называемый метод Чепмена—Энскога). Подставляя этот ряд в выражения для Pij и qj, получим

{{формула}}

и т. д. ({{μ}} — динамическая вязкость, {{λ}} — теплопроводность, p — давление). Подстановка полученных соотношений в уравнения сохранения приводит к замкнутой системе уравнений для {{ρ}}, u1и T: при учёте одного члена разложения получаются Эйлера уравнения, двух — Навье — Стокса уравнения, трёх — уравнения Барнетта и т. д. Приведённые связи (переносные свойства среды) известны и в механике сплошной среды, где они постулируются. К. т. г. не только устанавливает эти связи, но определяет область их применимости (Kn < < 1) и позволяет вычислить входящие в них {{μ}} и {{λ}}, которые в континуальной теории берутся из эксперимента. Это особенно важно для смесей газов и газов с внутренними степенями свободы, обладающих более сложными переносными свойствами: благодаря диффузии состав смеси в течении меняется от точки к точке, так что невозможно заблаговременно “заготовить” коэффициент переноса, их необходимо рассчитывать в каждой точке одновременно с расчётом течения.

Число Кнудсена может быть выражено через более привычные газодинамического подобия критерии (Маха число М и Рейнольдса число Re): Kn ≈ M/Re. Так как континуальное макроскопическое описание и уравнения газовой динамики справедливы при Kn{{}}0, то они справедливы, например, при M = const и Re{{→∞}} (течение типа пограничного слоя) или при Re = const и М{{}}0 (медленные течения типа течения Стокса) и не справедливы, если М и Re одного порядка. В классической газовой динамике на поверхностях твёрдого тела или жидкости используются условия прилипания — равенство скоростей и температур газа и конденсирующей фазы. Эти условия не следуют из основных постулатов механики сплошных сред и привносятся из эксперимента или дополнительных посылок. В действительности имеет место зависящее от их природы и состояния взаимодействие молекул с поверхностью, определяющее связь функций распределения падающих и отражённых молекул. Если газ не наводится в равновесии с поверхностью, то упомянутая выше ФР, ведущая к газодинамическому описанию, не удовлетворяет этой связи. Следовательно, около стенки всегда имеется слой Кнудсена толщиной порядка длины свободного пробега молекул l, течение в котором не подчиняется законам газовой динамики. Решение уравнения Больцмана в слое Кнудсена связывает истинные микроскопические условия на стенке с газодинамическим течением вне этого слоя, устанавливая для него фиктивные макроскопические граничные скольжения условия на стенке и условие температурного скачка. При рассмотрении течения вне слоя Кнудсена истинное распределение скоростей или температур в слое несущественно. Хотя получаемое с указанными граничными условиями решение уравнений Навье — Стокса внутри слоя Кнудсена отличается от истинного, потоки теплоты и импульса (напряжение трения) определяются с точностью, соответствующей точности самих уравнений. Граничные условия скольжения и температурного скачка тем больше отличаются от условий прилипания, чем больше Kn. При Re > > l, М = O(1) их учёт даёт поправки к классической теории пограничного слоя того же порядка, что и учёт вытесняющего действия этого слоя. Особое место занимает скольжение газа (крип), вызванное градиентом температуры вдоль поверхности, так как приводит оно не к поправкам, а к новым явлениям, отсутствующим при выполнении условий прилипания (термофорез, радиометрический эффект и т. д.). Наличие градиента температуры вдоль трубки вызывает течение вдоль неё (термомеханический эффект).

Ещё более важно исследование слоя Кнудсена, если на поверхности происходит испарение или химическая реакция. Например, расход испаряющегося материала, вычисленный по классической формуле Герца — Кнудсена, полученной без учёта слоя Кнудсена, существенно отличается от расхода, следующего из решения уравнения Больцмана в слое (см. рис.).

Наряду с основным характерным размером L в течении могут существовать “собственные” характерные размеры Li < L, например, толщина пограничного слоя {{ = }}~(Ll)1/2 или ударной волны ~l. Если Li > > l, то течение может быть описано в рамках теории сплошной среды, однако точность описания падает с увеличением Kn = l/Li. Структура ударной волны должна рассматриваться в рамках уравнения Больцмана.

Выше предполагалась справедливость при Kn < < 1 уравнений Навье — Стокса, получаемых при учёте двух членов разложения ФР по числу Кнудсена. Однако если M < < l, Re = O(l) и перепад температур {{Δ}}Т/Т = O(1), то в газе возникают (получаемые при учёте третьего члена разложения) температурные напряжения того же порядка, что и вязкие. Этими напряжениями обусловлены новый тип естественный конвекции, имеющей место в отсутствие массовых сил (термострессовая конвекция), и другие явления.

В смесях газов для каждого компонента записывается своё уравнение Больцмана, столкновительный член которого учитывает как столкновения молекул данного сорта между собой, так и с молекулами другие сортов, а также переход молекул данного сорта в другой (химической реакции). Молекулы, находящиеся в разных квантовых состояниях, рассматриваются как молекулы разных сортов, а переход в другие квантовое состояние — как химическая реакция. Средняя длина пробегав lRi (вероятность, эффективное сечение, число столкновений) для iхимической реакции или квантового перехода (неупругие процессы) может существенно отличаться от средней длины пробега lc для упругих столкновений. В каждой точке течения имеется несколько чисел Кнудсена Kn = lc/Li и KnRi = lRi/L, которые могут меняться от точки к точке. Обобщённым методом Чепмена — Энскога показано, что макроскопическое газодинамическое описание возможно при Kn{{}}0 и произвольном отношении {{α}} = le/lRi. В общем случае для числовой плотности молекул в данном квантовом состоянии получается своё макроскопическое уравнение (поуровневая кинетика). Иногда удаётся свести задачу к меньшему числу уравнений для осреднённых величин. С изменением {{α}} вид уравнений не изменяется, но меняются коэффициент переноса. Исследование явлений при не малых числах Кнудсена в последние десятилетия быстро развивалось и в результате выделилось в самостоятельный раздел К. т. г. и газовой динамики — разреженных газов динамика. В самостоятельную дисциплину также выделилась кинетическая теория плазмы.

Лит.: Чепмен С., Каулинг Т., Математическая теория неоднородных газов, пер. с англ. М., 1960; Коган М. Н., Динамика разреженного газа. Кинетическая теория, М., 1967; Лифшиц Е. М., Питаевский Л. П., Физическая кинетика в кн.: Ландау Л. Д., Лифшиц Е. М., Теоретическая физика, т. 10, М., 1979; Климонтович Ю. Л., Статистическая физика, М., 1982.

М. Н. Коган.

Зависимость интенсивности испарения от плотности пара над стенкой: 1 — истинное изменение; 2 — расчёт по формуле Герца — Кнудсена; u{{}}, n{{}}, T{{}} — скорость, числовая плотность молекул и температура пара над стенкой; nв — числовая плотность молекул насыщения при температуре стенки; {{ψ}} = n{{}}u{{}}/nв(2kT/m)1/2

кинотеодолитные измерения — см. в статье Внешнетраекторные измерения.

Кирсанов Пётр Семёнович (1919—1991) — советский военачальник, маршал авиации (1932), заслуженный военный лётчик СССР (1966). В Советской Армии с 1936. Окончил Качинскую военную авиационную школу (1938), Военно-воздушную. академию (1950; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженныж Сил СССР (1958). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был заместителем командира и командиром эскадрильи, инструктором-лётчиком Главного управления боевой подготовки фронтовой авиации Военно-воздушных сил. Совершил 216 боевых вылетов, сбил лично 8 и в составе группы 6 самолётов противника. После войны командир авиадивизии (1952—56), командующий воздушной армией (1967—1970), заместитель главнокомандующего Военно-воздушных сил (1970—1979), в 1979—1988 на ответственных должностях в Военно-воздушных силах, затем военный инспектор. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, 3 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями.

П. С. Кирсанов.

Кирхгоф (Kirchhoff) Густав Роберт (1824—1887) — немецкий физик, член Берлинской АН (1874), иностранный член-корреспондент Петербургской АН (1862). Окончил Кёнигсбергский университет. С 1850 профессор. Разработал общую теорию неравномерного произвольного движения твёрдого тела в безграничной несжимаемой идеальной жидкости и одним из первых применил (и значительно развил) теорию функций комплексных переменных к исследованию плоских безвихревых движений такой жидкости. Один из основоположников теории обтекания жидкостью тел с отрывом струй. Предложил схему обтекания тел с отрывом струй (см. Гельмгольца — Кирхгофа теория обтекания).

Соч.: Механика. Лекции по математической физике, перевод с нем., М., 1962.

Г. Р. Кирхгоф.

Кирхгофа теория обтекания — см. Гельмгольца—Кирхгофа теория обтекания.

кислородное оборудование — комплекс средств для защиты экипажа, пассажиров и других лиц, участвующих в полете, от кислородной недостаточности, связанной с пониженным парциальным давлением кислорода во вдыхаемом воздухе при низком давлении в кабине (см. Высотная болезнь), а также от воздействия продуктов сгорания в случае пожара. Различают К. о. стационарное, переносное, спасательное.

Стационарное К. о. подразделяется на индивидуальное (для членов экипажа) и коллективное (для пассажиров). Состоит из кислородно-дыхательной аппаратуры (КДА), источника кислорода, запорно-редуцирующих устройств и соединительной арматуры (см. рис.). КДА предназначена для подачи кислорода и регулирования его расхода и давления под кислородной маской в зависимости от высоты полёта. Существует аппаратура лёгочно-автоматического действия (подача кислорода в маску лишь при вдохе) и непрерывного действия (струйная подача). Первая более экономична, применяется, как правило, для экипажа; вторая — аварийная (для пассажиров, в спасательном К. о. и т. п.). По условиям дыхания (давлению подводимого кислорода) различают аппараты без избыточного давления и с избыточным относительно окружающего воздуха давлением (используются на высотах более 12 км для обеспечения необходимого парциального давления кислорода в лёгких), причём на высотах более 14,5 км для дыхания под избыточным давлением необходимо применение специального снаряжения — высотно-компенсирующих костюмов и гермошлемов или скафандров (см. Высотное снаряжение).

Переносное К. о. применяется при передвижениях членов экипажа в разгерметизированной кабине или при использовании дымозащитных масок, а также в терапевтических целях для пассажиров, нуждающихся в дополнительном кислородном питании. Состоит из упрощённого аппарата (с непрерывной или периодической подачей кислорода) и баллона вместимостью 2—3 л.

Спасательное К. о. применяется при покидании самолёта на больших высотах. К этому оборудованию относятся парашютные кислородные приборы, размещаемые в специальном кармане ранца парашюта, либо кислородные приборы, которые совместно с аварийным запасом кислорода находятся в чашке катапультного кресла. Запас кислорода в спасательном К. о. рассчитан на 10—15 мин непрерывной подачи.

В качестве источников кислорода применяются баллоны с давлением 14,7 или 20,6 МПа, газификаторы с жидким кислородом, твёрдые источники кислорода, в которых связанный кислород выделяется в результате термохимического разложения вещества (например, хлората натрия) под воздействием высокой температуры запального устройства, бортовые кислорододобывающие установки, повышающие концентрацию кислорода в воздухе, отбираемом от двигателя летательного аппарата или специального компрессора.

Норма расхода кислорода на 1 человека в 1 мин определяется в зависимости от расчётной высоты (давления) в кабине. Для контроля запаса и расхода кислорода применяются указатели запаса, индикаторы подачи, манометры.

Лит.: Средства спасения экипажа самолета, 2 изд., М., 1975; Системы обеспечения жизнедеятельности летательного аппарата, М., 1981.

Р. Х. Тенищев, В. М. Евдокимов.

Схема стационарных систем кислородного оборудования: а — для членов экипажа; б — для пассажиров (аварийная); 1 — кислородная маска; 2 — кислородный прибор; 3 — регулятор подачи кислорода; 4 — запорно-редуцирующее устройство; 5 — датчик давления; 6 — заправочное устройство, 7 — источник кислорода; 8 — индикатор давления, 9 — индикатор подачи; 10  маски, автоматически выбрасываемые из блока масок при аварийной разгерметизации; 11 — блок масок,

Кишкин Сергей Тимофеевич (р. 1906) — советский ученый-металловед, академик АН СССР (1966; член-корреспондент 1960), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1957). Окончил Московское высшее техническое училище (1931). С 1934 в Всесоюзном институте авиационных материалов. В 1935—1948 преподавал в Московском высшем техническом училище (с 1943 профессор), в 1948—1960 заведующий кафедрой Московского авиационного института. Основные исследования в области металловедения и физики металлов. Участвовал в создании жаропрочных сплавов для газотурбинных двигателей и высокопрочных конструкционных сталей для летательного аппарата. В период Великой Отечественной войны в соавторстве с другими специалистами разработал авиационную броню для штурмовика Ил-2 и истребителей. Золотая медаль имени Д. К. Чернова АН СССР (1988). Ленинская премия (1984), Государственная премия СССР (1942, 1949, 1968). Награжден орденами Ленина, Октябрьской Революции, 4 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Физические основы металловедения, М., 1955 (совм. с др.); Влияние облучения на структуру и свойства конструкционных металлов, М., 1958; Исследование строения металлов методом радиоактивных изотопов, М., 1959 (совм. с др.).

С. Т. Кишкин.

класс пассажирского салона. В зависимости от уровня комфорта и обслуживания пассажиров, оформления интерьера, класса пассажирских кресел и шага их установки различают салоны первого, туристского, экономического классов и так называемого бизнес-класса. Для салонов первого класса характерны высокий уровень комфорта и обслуживания пассажиров, цветового оформления и декоративной отделки интерьера, возможно большее пространство для размещения пассажиров в комфортабельных креслах. Салоны туристского класса имеют более низкий уровень комфорта из-за уменьшения размеров кресел, увеличения плотности их установки, упрощения обслуживания. Однако салоны туристского класса должны обеспечивать неутомительное пребывание в них пассажиров при полётах большой продолжительности. Салоны экономического класса характеризуются приемлемым для заданной продолжительности полёта уровнем комфорта и обслуживания пассажиров, а также уменьшением размеров кресел и шага их установки. Они используются в самолётах, рассчитанных на малую и среднюю дальности полетов. Салоны бизнес-класса приобрели широкую популярность за рубежом в конце 70-х — начале 80-х гг. Авиакомпании стремятся привлечь “деловых” пассажиров предоставлением им достаточно высокого уровня комфорта и обслуживания, созданием условий для полноценного отдыха и работы во время полёта за меньшую по сравнению с салонами первого класса цену.

классификация летательных аппаратов ФАИ. В соответствии сос спортивным кодексом Международной авиационной федерации летательные аппараты делятся на классы. Класс A — свободные аэростаты; имеет подклассы в зависимости от объёма и наполнителя (газ, смешанный газ, тёплый воздух). Класс B — дирижабли. Класс C — самолёты, гидросамолёты, самолёты-амфибии; подразделяется на подклассы в зависимости от взлётной массы. В каждом из подклассов класса C летательные аппараты делятся на 4 группы (по силовым установкам): с поршневым двигателем, турбовинтовым двигателем, турбореактивным двигателем, реактивным двигателем. Класс D — планеры, планеры с мотором. Класс E — винтокрылые летательные аппараты (вертолёты, конвертопланы, автожиры); подразделяется на подклассы в зависимости от взлётной массы. Класс F — модели летательных аппаратов (свободнолетающие, кордовые и радиоуправляемые модели, модели-копии), Класс G — парашюты. Класс H — летательные аппараты с реактивной подъёмной силой. Класс I — летательные аппараты с мускульным движителем; имеет подклассы: вертолёты, самолёты. Класс K — космические корабли. Класс L — летательные аппараты с предельной высотой полёта (на воздушной или магнитной подушке). Класс M — летательные аппараты с поворотом крыла или поворотом двигателя. Класс N — летательные аппараты короткого взлёта и посадки. Класс O — безмоторные летательные аппараты (дельтапланы), Класс P — воздушно-космические летательные аппараты. Класс R — сверхлёгкие самолёты (сухая масса не более 150 кг). Класс S — космические модели. Данная классификация летательных аппаратов, признанная Международной авиационной федерацией, является обязательной для всех спортивных состязаний и регистрации рекордов.

С. И. Харламов.

классификация массы летательного аппарата — объединение масс элементов летательного аппарата в группы и подгруппы по какому-либо устойчивому признаку с целью сравнения весовых характеристик летательного аппарата. В существующих К. м. таким признаком является функциональное назначение. К. м. летательного аппарата устанавливаются нормативно-техническими документами, согласованными ведомством-изготовителем летательного аппарата и ведомством-заказчиком. Так, в России К. м. пассажирских самолётов установлена соответствующим отраслевым стандартом, содержащим перечень составляющих массы самолёта и элементов, входящих в эти составляющие. Принцип взаимосвязи основных составляющих массы пассажирских самолётов приведён на рис. Использование стандартизированной К. м. позволяет проводить анализ весовых характеристик летательного аппарата в сопоставимых условиях, повысить достоверность статистических данных о весовых характеристиках, способствуя повышению достоверности прогноза массы летательного аппарата при проведении весового расчёта летательного аппарата.

Лит.: Шейнин В. М., Козловский В. И., Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов, 2 изд., М., 1984.

классы самолётов и вертолетов. Все гражданские самолёты и вертолёты в России группируют по классам в зависимости от их взлётной массы:

Класс

Взлетная масса, т

самолётов

вертолётов

Первый

75 и более

20 и более

Второй

30—75

10—20

Третий

10—30

До 10

Четвёртый

До 10

Отдельным воздушным судам гражданской авиации с учётом их скорости, рабочих высот, дальности полёта и характеристик бортового оборудования могут присваиваться повышенные классы.

клеи в авиастроении. По происхождению К. классифицируют на природные (животные, растительные, ископаемые) и синтетические, которые, в свою очередь, подразделяются на термопластичные и термореактивные. В авиастроении применяются только синтетические К.

Термопластичные К. — многокомпонентные системы на основе термопластичных полимеров; выпускаются в виде растворов, порошков, прутков, плёнок. Клеевые швы, образуемые термопластичными К., характеризуются невысокой прочностью, хладотекучестыо, низкой теплостойкостью, в связи с чем эти К. не пригодны для склеивания несущих конструкций. В авиастроении они используются главным образом для приклеивания декоративно-облицовочных материалов, деталей интерьера самолёта, для склеивания пластмасс.

Термореактивные К. — многокомпонентные системы на основе термореактивных полимеров; выпускаются в виде растворов и эмульсий в органических растворителях, жидких и пастообразных композиций (не содержащих растворитель), плёнок и порошков. К. могут содержать различные наполнители (порошки металлов, мелкодисперсный асбест и т. п.). Наибольшее распространение нашли термореактивные К. на основе эпоксидных и фенольных смол, а также гетероароматических полимеров (полиимидов, полибензимидазолов и др.). Склеивание термореактивными К. осуществляется при обычной температуре (К. холодного отверждения) или при нагревании (К. горячего отверждения). Последние имеют более высокие прочностные характеристики, тепло-, водо-, тропико- и химическую стойкость, повышенную эластичность; такие К. называются конструкционными.

Сочетание клеевых соединений с механическим подкреплением болтами, заклёпками, сварными точками позволяет получать комбинированные соединения, обладающие комплексом свойств, присущих клеевым, и в то же время способные передавать сосредоточенные нагрузки. С помощью К. получают сотовые конструкции из металлов и неметаллических материалов (стекло-, угле-, органопластиков) и слоистые (2 слоя и более) металлические конструкции, позволяющие создавать авиационные конструкции с повышенной жёсткостью, несущей способностью, стойкостью к развитию усталостных трещин и при этом снижать их массу на 5—30%. Клеевые соединения — практически единственный эффективный метод соединения стекло-, угле-, органопластиков в авиационной технике.

В отечественной и зарубежной практике с применением К. изготовляют элементы механизации крыла (закрылки, тормозные щитки, спойлеры и др.), передние и задние панели крыла, киль, стабилизатор, рули управления, слоистые конструкции крыла и фюзеляжа. Кроме того, К. используются при отделке интерьера пассажирского салона самолётов. В широкофюзеляжных пассажирских и транспортных самолётах площадь силовых клеевых соединений достигает 3—5 тысяч м3, а вместе с несиловыми — 6—7 тысяч м3.

Лит.: Кардашов Д. А., Синтетические клеи, 3 изд., М., 1976; его же, Конструкционные клен М., 1980; Крысин В. Н., Слоистые клеевые конструкции в самолетостроении, М.; 1980.

климатические испытания авиационного оборудования — проводятся с целью проверки работоспособности оборудования или состояния его элементов в процессе и (или) после воздействия на них климатических факторов. Последние подразделяются на факторы, существующие в любом полёте (изменение температуры, давления, влажности воздуха и, как следствие, образование на элементах оборудования конденсата, инея или льда), и факторы, зависящие от климатических условий предполагаемых мест базирования летательных аппаратов (мор, туман, пыль, песок, грибковая плесень и др.).

На некоторые элементы и виды оборудования может воздействовать солнечная радиация.

К. и. проводятся обычно в камерах с применением ускоренных методов, моделирующих в лабораторных условиях длительные процессы воздействия соответствующих факторов в натурных условиях. Ускорение испытаний достигается повышением уровня воздействующих факторов (температуры, концентрации), количества циклов испытаний. Различный уровень факторов задаётся также в зависимости от того, для каких условий эксплуатации предназначается блок (агрегат) оборудования — в кондиционируемом или некондиционируемом отсеке, в закрытой полости или в непосредственном контакте с внешним воздухом.

Виды К. и., которым должно подвергаться то или иное оборудование, зависят от предполагаемых условий эксплуатации и конструкции блоков (агрегатов) и обычно указываются в технических требованиях на оборудование. Задаваемые при испытаниях нормы воздействующих факторов и методики испытаний регламентируются нормативно-техническими документами.

Климов Владимир Яковлевич (1892—1962) — советский конструктор авиационных двигателей, академик АН СССР (1953; член-корреспондент 1943), генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), дважды Герой Социалистического Труда (1940, 1957). Окончил Московское высшее техническое училище (1918). Начальник отдела авиационных двигателей Высшего совета народного хозяйства (1918—1924), председатель комиссий по закупке лицензий на иностранные двигатели Берлинского и Парижского торгпредств СССР (1924—1935). В 1920—1933 преподавал в Московском высшем техническом училище, Академии Воздушного Флота имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), Московском авиационном институте. С 1930 работал в авиационной промышленности. В 1931—1933 начальник отдела Центрального института авиационного моторостроения. С 1935 главный конструктор авиамоторного завода №26 в Рыбинске и (после эвакуации) в Уфе. В 1946 возглавил ОКБ в Ленинграде, одновременно в 1947—1956 руководил ОКБ-45 в Москве. С 1956 генеральный конструктор. Под руководством К. создан ряд авиационных двигателей для истребительной авиации и скоростных бомбардировщиков. Поршневые двигатели К. устанавливались на самолётах А. Н. Туполева, В. М. Петлякова, С. А. Лавочкина, А. С. Яковлева. В послевоенный период под руководством К. разработан ряд воздушно-реактивных двигателей для самолётов Лавочкина, А. И. Микояна, С. В. Ильюшина и А. Н. Туполева. Основные труды по исследованию внутреннего процесса и динамике авиационных двигателей, расчёту на прочность отдельных элементов двигателя. Имя К. носит научно-производственное объединение в Санкт-Петербурге (см. Ленинградское научно-производственное объединение). Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1950 Государственная премия СССР (1941, 1943, 1946, 1949). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Суворова 1-й и 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, медалями. Бронзовый бюст в Москве. См. ст. ВК. Портрет смотри на стр. 275.

Лит.: Пономарев А. Н., Советские авиационные конструкторы, 2 изд., М., 1980.

В. Я. Климов.

“КЛМ” (KLM, Koninklijke Luchtvaart Maatschappij NV) — национальные авиакомпания Нидерландов. Осуществляет перевозки в страны Европы, Америки, Азии, Африки, а также в Австралию. Основана в 1920, одна из старейших в мире. В 1989 перевезла 7,2 миллионов пассажиров, пассажирооборот 24,96 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 78 самолетов.

Клубов Александр Фёдорович (1918—1944) — советский лётчик, капитан, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945, посмертно). В Красной Армии с 1939. Окончил Чугуевское военное авиационное училище (1940). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, командиром эскадрильи. Совершил 457 боевых вылетов, сбил лично 31 и в составе группы 19 самолётов противника. Погиб при катастрофе самолета на прифронтовом аэродроме. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, медалями. Бронзовый бюст в деревне Яруново Вологодской области.

А. Ф. Клубов.

Кнудсена число [по имени датского физика и океанографа М. X. К. Кнудсена (M. Н. Ch. Knudsen)] — безразмерный параметр Kn, равный отношению средней длины {{λ}} свободного пробега молекул газа к характерному линейному размеру L течения, Kn = {{λ}}/L. К. ч. — основной критерий подобия в разреженных газов динамике, характеризующий степени влияния разреженности газа, соотношение между процессами взаимодействий молекул газа между собой и с обтекаемой поверхностью и режим течения (например, свободномолекулярному течению соответствует Kn{{→∞}}, а течению сплошной среды — Kn{{}}0). Так как {{λ ≈ μ}}/{{ρ}}a, то Kn {{}} M/Re ({{μ}} — динамическая вязкость, {{ρ}} — плотность, a — скорость звука, M и Re — соответственно Маха число и Рейнольдса число).

Коандэ (Coand{{ă}}) Ŕнри (1886—1972) — румынский учёный и конструктор, автор многих изобретений в различных областях техники. Авиацией увлёкся во время учёбы в артиллерийский школе. Переехал во Францию и в 1910 окончил Высшую школу аэронавтики и механических конструкций в Париже. В том же году построил самолёт с оригинальной силовой установкой, в которой поршневой двигатель и приводимый им центробежный компрессор служили для образования реактивной воздушной струи, и продемонстрировал подлёт на нём. Важной заслугой К. стало открытие им в 1910 явления “прилипания” струи газа к твёрдой поверхности, названной впоследствии “эффектом Коандэ” и используемого в энергетической механизации крыла (см. также статью Струйное течениев аэро- и гидродинамике, Коандэ закрылок). В°1911—1914 работал на английской фирме “Бристоль”, где создал ряд самолётов, в том числе строившихся серийно. В 1915 вернулся во Францию. В 1919 создал первое транспортное средство на воздушной подушке. Последние годы жизни провёл в Румынии.

А. Коанде.

Коандэ закрылок — закрылок, сохраняющий постоянную кривизну верхней поверхности при его отклонении и обдуваемый струёй сжатого воздуха или реактивной струёй воздушно-реактивного двигателя (см. Энергетическая механизация крыла и рис. 1, г, ж к ней). К. з. предназначен для увеличения подъёмной силы крыла за счёт отклонения струи вследствие эффекта А. Коандэ (способность струи прилипать к твёрдой поверхности, на которую осуществляется выдув) и эффекта суперциркуляции. Термин “К. з.” используется в основном в зарубежной литературе.

Ковалёв Валентин Фёдорович (1914—1972) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1963), Герой Советского Союза (1960). Участник Великой Отечественной войны. Окончил 1-ю авиационную школу ГВФ (1937), школу лётчиков-испытателей (1949). С 1949 на испытательной работе. Проводил исследовательские полёты на реактивных пассажирских самолётах на специальных и критических режимах. Установил мировые рекорды скорости полёта на самолётах Ту-104А на 1000-км и 2000-км маршрутах без груза и с грузом. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Красной Звезды, 2 орденами “Знак Почёта”, медалями.

В. Ф. Ковалев.

Кованько Александр Матвеевич (1856—1919) — один из руководителей военного воздухоплавания в России, генерал-лейтенант (1913). Окончил Петербургское инженерное училище (1878). В 1884 назначен секретарём Комиссии по разработке вопросов применения воздухоплавания, голубиной почты и сторожевых вышек к военным целям. С 1885 командовал первой в русский армии воздухоплавательной частью. Организовал полёт Д. И. Менделеева на аэростате для наблюдения солнечного затмения в августе 1887. С 1890 командир учебного воздухоплавательного парка (в 1910 преобразован в Офицерскую воздухоплавательную школу), в котором прошли подготовку первые русские лётчики. С 1898 член воздухоплавательной комиссии Международного метеорологического комитета. Добился производства отечественных аэростатов и дирижаблей и предложил несколько своих конструкций, в русско-японскую войну 1904—1905 командовал 1-м Сибирским воздухоплавательным батальоном, организовал боевое применение привязных аэростатов для корректирования артиллерийского огня и наблюдения за противником.

А. М. Кованько.

Ковзан Борис Иванович (1922—1985) — советский летчик, полковник, Герой Советского Союза (1943). В Советской Армии с 1939. Окончил Одесское военное авиационное училище (1941), Военно-воздушную академию (1954; ныне имени Ю. А. Гагарина), участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, заместителем командира авиаполка. Совершил 360 боевых вылетов, сбил 28 самолётов противника, единственный в мире лётчик, совершивший 4 воздушных тарана (в 1941—1942). Во время выполнения 4-го тарана был тяжело ранен, лишился глаза. Снова вернулся в истребительную авиацию, сбил ещё 6 самолётов. После войны на командных должностях в Военно-воздушных силах (до 1958). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени; Красной Звезды, медалями.

Лит.: Шипуля Л., Четыре тарана в небе, Минск; 1982.

Б. И. Ковзан.

Кожедуб Иван Никитович (1920—1991) — советский лётчик, маршал авиации (1985), трижды Герой Советского Союза (дважды 1944, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Чугуевское военное авиационное училище лётчиков (1941), Военно-воздушную академию (1949; ныне имени Ю. А. Гагарина), Высшую военную академию (1956). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-инструктором в Чугуевском училище, с марта 1943 — старшим лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи, заместителем командира истребительного авиаполка. Совершил 330 боевых вылетов, сбил 62 самолёта противника (в том числе 1 реактивный). После войны на ответственных должностях в Военно-воздушных силах. В 1964—1971 1-й заместитель командующего авиацией Московского военного округа, с 1971 на руководящей работе в центральном аппарате Военно-воздушных сил, с 1978 в группе генеральных инспекторов МО СССР. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1962. Награждён 2 орденами Ленина, 7 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями. Бронзовый бюст в селе Ображиевка Сумской области.

Соч.: Служу Родине, М., 1950; Верность Отчизне, М., 1975.

Лит.: Денисов Н., И. Кожедуб, трижды герой, в кн.: Молодые герои Великой Отечественной войны. М., 1970.

И. Н. Кожедуб.

“козёл” — см. в статье Посадка.

Козлов Иван Фролович (1895 — 1973) — советский лётчик-испытатель. В 1915 призван в армию, служил мотористом на Балтийском флоте в отряде морских самолётов. Участник Гражданской войны. Окончил 1-ю Московскую авиационную школу (1922), работал лётчиком-инструктором Качинской военной авиационной школы лётчиков (1923—1924), лётчиком-испытателем в научно-исследовательском институте Военно-воздушных сил (1925—1931), затем лётчиком-испытателем и начальником лётной части Центрального аэрогидродинамического института (1931—1941), начальником ЛИС авиационных заводов (1941—1953). Освоил 70 типов самолётов, среди них 20 опытных. Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

И. Ф. Козлов.

Козлов Михаил Васильевич (1928—1973) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1972), Герой Советского Союза (1966). В Советской Армии с 1946. Окончил Тамбовское военное авиационное училище лётчиков (1947), Кировабадское военное авиационное училище лётчиков (1951), школу лётчиков-испытателей (1957), Московский авиационный институт (1966). С 1957 на испытательной работе в ОКБ А. Н. Туполева, с 1970 начальник лётной службы ОКБ. Участвовал в доводке опытных самолётов, проводил исследовательские полёты на специальных и критических режимах, участвовал в заводских и государственных испытаниях первого в мире сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144. Летал на самолётах и вертолётах 50 типов. Погиб при выполнении демонстрационного полёта самолёта Ту-144 в Париже. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 2 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 2-й и 3-й степени.

М. В. Козлов.

Кознов Анатолий Андреевич (1927—1964) — советский лётчик-испытатель, подполковник. Закончил спецшколу Военно-воздушных сил (1945), Борисоглебское авиационное училище (1949; до 1955 лётчик-инструктор там же), школу лётчиков-испытателей, по окончании которой в 1957 назначен в КБ П. О. Сухого. За время работы в КБ провёл более 400 испытательных полётов на опытных, экспериментальных и серийных самолётах 23 типов, среди которых Су-11, Су-7, Су-7Б, Су-7БМ, Су-7БКЛ (колёсно-лыжный вариант) и др. Установил абсолютный мировой рекорд скорости — 2337 км/ч на 500-км замкнутом маршруте на самолёте Т-431 с турбореактивным двигателем (1962). Погиб при испытании самолёта. Награждён медалями.

А. А. Кознов.

кок — вспомогательная конструкция летательного аппарата обычно в виде конусообразного обтекателя. Устанавливается на законцовках хвостовой части фюзеляжа, мотогондолы или на передней части оси воздушного винта летательного аппарата для уменьшения аэродинамического сопротивления. Габариты К. определяются размерами закрываемого оборудования и обводами ответной части летательного аппарата. К., как правило, выполняется в виде единой штампованной или “давленой” детали из листового алюминия.

Коккинаки Владимир Константинович (1904—1985) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1943), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), заслуженный мастер спорта СССР (1959), дважды Герой Советского Союза (1938, 1957). В Советской Армии с 1925. Окончил Борисоглебскую лётную школу (1930). Служил в Военно-воздушных силах. В 1935—1965 работал лётчиком-испытателем в ОКБ С. В. Ильюшина. Совершил перелёты: Москва — Севастополь — Свердловск — Москва, 1937; Москва — Спасск-Дальний (совместно с А. М. Бряндинским), 1938; Москва — о. Мискоу (Миску) в США (совместно с М. X. Гордиенко), 1939. Им установлено 14 мировых рекордов высоты и скорости полёта, проведены заводские испытания штурмовиков Ил-2, Ил-10, бомбардировщика Ил-4. В годы Великой Отечественной войны совмещал работу летчика-испытателя, начальника Главной инспекции Наркомата авиационной промышленности и руководителя ЛИС. В послевоенный период испытывал военные и гражданские самолёты (в том числе Ил-12, Ил-14, Ил-18, Ил-62). Летал на самолётах 62 типов. С 1961 вице-президент, с 1967 президент, а с декабря 1968 почётный президент Международной авиационной федерации. Золотая авиационная медаль Международной авиационной федерации, ожерелье “Роза ветров” с бриллиантами. Депутат Верховного Совета СССР в 1937-1950. Ленинская премия (1960). Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 3 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1-й и 2-й степени, 4 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Новороссийске.

Лит.: Водопьянов М. В., Небо начинается с земли, М., 1976.

В. К. Коккинаки.

Коккинаки Константин Константинович (р. 1910) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1963). Герой Советского Союза (1964), Брат В. К. Коккинаки. Окончил Сталинградскую военную авиационную школу (1932). работал лётчиком-испытателем на заводе №1 имени Авиахима и в ОКБ А. И. Микояна. Участник Великой Отечественной войны. Был командиром истребительного авиаполка особого назначения (после гибели С. П. Супруна), сформированного из лётчиков-испытателей. Проводил испытания серийных самолётов МиГ на заводе №30 (1942—1950). С 1951 в ОКБ А. И. Микояна, где проводил летные испытания многих дозвуковых и сверхзвуковых истребителей, в том числе лётные исследования первых опытных образцов турбореактивных двигателей с осевым компрессором на экспериментальном самолёте СМ-1. Установил абсолютный мировой рекорд скорости полёта по замкнутому маршруту 100 км на самолете Е-66 — 2148,66 км/ч (1960). Медаль А. де Лаво. Награждён 3 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 3 орденами Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом Дружбы народов, медалями, иностранным орденом.

К. К. Коккинаки.

Колдунов Александр Иванович (р. 1923) — советский военачальник, Главный маршал авиации (1984), дважды Герой Советского Союза (1944, 1948). В Советской Армии с 1941, Окончил Качинскую военную авиационную школу лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1943), Военно-воздушную академию (1952; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1960). Участник Великой Отечественной войны. С мая 1943 летчик-истребитель, командир звена, командир эскадрильи. Совершил 358 боевых вылетов, сбил 46 самолётов противника. После войны на ответственных должностях в Военно-воздушных силах и Войсках противовоздушной обороны. В 1970—1975 командующий войсками Московского округа противовоздушной обороны, с 1975 1-й заместитель, в 1978—1987 главнокомандующий Войсками противовоздушной обороны страны. Депутат Верховного Совета СССР в 1974—1989. Ленинская премия (1984). Награждён 3 орденами Ленина, 6 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденами Красной Звезды, “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в деревне Мощиново Смоленской области.

А. И. Колдунов.

колеоптер (от греческого kole{{ó}}s — ножны и pt{{é}}ron — крыло) — см. в статье Кольцеплан.

колеса шасси — служат для перемещения и руления при взлёте и посадке летательного аппарата. Применяются нетормозные (на передних стойках, хвостовых и подкрыльевых опорах; см. рис.) и тормозные К. ш., которые могут иметь колодочные, камерные, ленточные, дисковые тормоза (см. Тормоза самолёта).

Основные элементы — литой или штампованный барабан с двумя ребордами и пневматик. В корпус барабана запрессовываются радиально-упорные подшипники и устанавливаются тормоза. Для уплотнения внутренней полости барабана служат сальники и защитные крышки. На барабане монтируются камерные или бескамерные пневматики. Бескамерный пневматик состоит из каркаса, колец жёсткости, брекера (слоя резины) и протектора. Камерный пневматик, кроме того, имеет камеру с вентилем и подпятником. Многослойный каркас пневматика изготавливается из капронового корда. Для жёсткости в борт пневматика заделывается металлическое кольцо.

В зависимости от посадочной скорости летательного аппарата и требований к его проходимости различают пневматики сверхнизкого (250—350 кПа, посадочная скорость до 200 км/ч); низкого (350—650 кПа, скорость до 250 км/ч); высокого (650—1000 кПа, скорость до 300 км/ч) и сверхвысокого (более 1000 кПа, скорость более 300 км/ч) давления. Поверхность пневматиков выполняется рельефной. Рисунок обеспечивает устойчивость движений колеса и увеличивает сцепление с грунтом. Обычно температура в зоне контакта пневматика с колесом не превышает 125{{°}}С, в зоне тормозного пакета не должна превышать 450—500{{°}}С, в то время как температура на поверхности фрикционных элементов может превышать 1000{{°}}С. Такой жёсткий тепловой режим требует принудительной воздушной вентиляции, замкнутой системы жидкостного охлаждения или системы охлаждения испарительного типа (смесь воды со спиртом) для боевых самолётов. Время остывания колеса и тормоза (иногда 3—4 ч) накладывает ограничения на эксплуатационный режим самолёта (например, не более 4 посадок за 10 ч работы).

Лит.: Шульженко М. Н., Конструкция самолетов, 3 изд., М., 1971; Зверев И. И., Коконин С. С., Проектирование авиационных колес и тормозных систем, М., 1973

Ю. В. Макаров.

Нетормозное колесо: 1 — втулка; 2 — вентиль; 3 — съемная реборда; 4 — подшипник; 5 — сальник; 6 — камера; 7 — покрышка.

Колесов Пётр Алексеевич (р. 1915) — советский конструктор авиационных двигателей, профессор (1976), доктор технических наук (1971). После окончания Московского авиационного института (1941) работал в ОКБ В. А. Добрынина. В 1960—1984 главный конструктор Рыбинского КБ моторостроения. Под руководством К. создан ряд турбореактивных двигателей для самолётов А. Н. Туполева, А. А. Туполева, П. О. Сухого, А. И. Микояна, А. С. Яковлева, Государственная премия СССР (1951, 1971, 1979). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, медалями.

П. А. Колесов.

колея шасси — расстояние между центрами контактов колёс, лыж или поплавков основной опоры шасси с поверхностью земли, палубы корабля или воды при стоянке летательного аппарата.

количества движения теорема — то же, что импульсов теорема.

количества движения уравнения в аэро- и гидродинамике — фундаментальная система уравнений, выражающая в интегральной или дифференциальной форме закон сохранения импульсов.

Интегральная форма К. д. у. (см. Сохранения законы) используется обычно при эйлеровом подходе к решению задачи и применяется к некоторому объёму жидкости, ограниченному так называем контрольной поверхностью. При удачном выборе контрольной поверхности удаётся получить важные для практики результаты (например, интегральные характеристики обтекаемого тела), используя информацию на границе контрольной поверхности без определения поля течения в целом. Для установившегося течения интегральную форму К. д. у. называют также импульсов теоремой. Интегральная форма К. д. у., применённая к конечному объёму в соответствии с заданным набором точек, используется при получении конечно-разностных схем для численного интегрирования К. д. у., записанных в дифференциальной форме.

Дифференциальная форма К. д. у. зависит от подхода к исследованию движения сплошной среды и её модели. При эйлеровом и лагранжевом подходах к изучению течения идеальной жидкости К. д. у. представляют собой Эйлера уравнения и Лагранжа уравнения. При эйлеровом подходе к изучению течения вязкой жидкости в общем случае К. д. у. имеют вид Навье — Стокса уравнений, из которых как предельные случаи движения при малых и больших Ревнольдса числах следуют более простые уравнения Стокса — Осеена и уравнения Прандтля (см. Пограничный слой).

коллапс (от латинского collapsus — ослабевший, упавший) — острая сосудистая недостаточность, развивающаяся в результате падения сосудистого тонуса и уменьшения объёма циркулирующей крови. Уменьшение притока венозной крови к сердцу приводит к падению артериального и венозного давлений, нарушениям кровоснабжения тканей и обмена веществ. Развивающаяся при этом гипоксия угнетает жизненно важные функции организма. В авиационной практике К. может наступить вследствие острого недостатка кислорода, больших перегрузок, резких изменений позы, чрезмерного физического напряжения, травм. Признаки К.: при сохранении сознания резкая слабость, безучастность, головокружение, ослабление зрения, шум в ушах, жажда, бледность, снижение температуры кожи, поверхностное учащенное дыхание (без жалоб на удушье), пульс обычно частый (реже замедленный) слабого наполнения, иногда аритмичный, глухость сердечных тонов, на ЭКГ — признаки недостаточности коронарного кровообращения.

коллектор аэродинамической трубы — см. в статье Конфузор.

“колокол” — фигура пилотажа, выполняемая в вертикальной плоскости: в начале траектория полета летательного аппарата искривляется вверх с последующим крутым набором высоты до полной потери скорости; фигура заканчивается падением летательного аппарата с поворотом корпуса в ту или в другую сторону (см. рис.) и с переходом в крутое пикирование. Вывод летательного аппарата из пикирования осуществляется обычным способом. “К.” небезопасен, так как может привести к остановке двигателя, к срыву в штопор; выполняется только в соревнованиях по высшему пилотажу.

Два способа выполнения колокола.

колонка штурвальная — один из рычагов управления для отклонения рулей высоты (см. Рули управления) и элеронов (рис. 1). К. ш. устанавливаются на тяжёлых самолётах. В кабине экипажа обычно находятся две жёстко связанные между собой К. ш. — перед командиром воздушного судна и вторым пилотом; они крепятся шарнирно к полу кабины. К. ш. могут также размещаться за приборной доской и приводиться в действие при помощи штурвала, укреплённого на валу, который проходит через приборную доску. По принятым в мировой практике правилам при движении К. ш. “на себя” нос самолёта должен подниматься, при повороте штурвала по часовой стрелке самолёт должен крениться вправо.

Форма и размер К. ш. зависят от компоновки кабины экипажа, приборной доски и наличия в системах управления гидроусилителей. На первых самолётах, например, на “Русском витязе”, устанавливались круглые штурвалы (рис. 2). В дальнейшем для обеспечения лучшего обзора приборов от штурвалов круглой формы отказались. Впервые К. ш. была установлена на самолёте “Гаккель-III”. Штурвал был установлен на колонке горизонтально.

См. статью Штурвальное управление.

Рис. 1. Колонка штурвальная; 1 — колонка; 2 — штурвал; 3 — переключатель “Совмещённое управление”; 4 — переключатель “Уход на второй круг”; 5 — переключатель “Аварийное управление механизмом перестановки стабилизатора”; 6 — переключатель “Отключение автопилота”; 7 — переключатель “Управление механизмом перестановки стабилизатора”; 8 — переключатель “Радио”; 9 — рычаг управления элеронами; 10 — кронштейн крепления колонии; 11 — рычаг управлении рулями высоты; 12 — горизонтальный вал связи двух колонок.

Рис. 2. Штурвальное управление самолёта “Русский витязь”.

Колошенко Василий Петрович (р. 1922) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1972), мастер спорта международного класса (1971), Герой Советского Союза (1371). Окончил Тамбовскую военную школу лётчиков (1943). Работал инструктором. В 1953—1960 в полярной авиации (работал на ледовой разведке, проводке морских судов, участвовал в антарктических экспедициях). В 1960—1980 лётчик-испытатель ОКБ имени М. Л. Миля. В 1966 К. на вертолёте — Ми-6 тушил лесные пожары во Франции, где ему присвоено звание “Почётный пожарник Парижа”. Установил 15 мировых рекордов на вертолётах по грузоподъёмности, скорости и высоте. Награждён орденами Ленина, Красной Звезды, медалями.

В. П. Колошенко.

кольцеплан — летательный аппарат с крылом, имеющим при виде спереди правильную кольцевую форму. В схеме летательного аппарата, предложенной в СССР в 1942 (см. рис.), внутренняя полость кольцевого крыла обдувается воздушной струёй, отбрасываемой двумя соосными винтами противоположного вращения, расположенными на входе в крыло. Хвостовое оперение в конце короткого фюзеляжа и элероны, установленные на двух профилированных пилонах, крепящих кольцевое крыло к фюзеляжу, находятся в зоне интенсивного обдува струёй от винтов, что повышает их эффективность. Эта аэродинамическая схема имеет некоторые особенности. Например, на закритичных углах атаки срыв потока будет происходить без нарушения симметрии обтекания и, следовательно, К. будет неспособен к авторотации. В 1959 во Франции фирмой СНЕКМА был построен экспериментальный летательный аппарат с кольцевым крылом (самолёт вертикального взлёта и посадки с турбореактивным двигателем), получивший название колеоптер, и проведены его испытания в вертикально подвешенном состоянии.

Проект кольцеплана (воздушные винты не показаны).

кольчугалюминий — см. в статье Алюминиевые сплавы.

командно-диспетчерский пункт (КДП) — сооружение на территории аэропорта или аэродрома, из которого осуществляются централизованное управление воздушным движением (УВД) в районе аэродрома (при подходе), в зоне взлёта и посадки и контроль за воздушным движением в пределах установленных границ в районе диспетчерской службы и в зоне местных воздушных линий. Из КДП осуществляется управление движением летательных аппаратов и спецавтотранспорта по аэродрому. В КДП производятся оформление предполётной и послеполётной документации, предполётная подготовка экипажей, подготовка и планирование полётов. Здесь собирается и обрабатывается метеоинформация, которая передаётся командному, лётному и диспетчерскому составу. Из КДП осуществляются дистанционное управление и контроль за радиотехническим и светосигнальным оборудованием аэродрома.

В КДП размешаются следующие диспетчерские пункты: районный центр Единой системы управления воздушным движением или районный диспетчерский пункт, местный диспетчерский пункт, диспетчерский пункт подхода или главный диспетчерский пункт подхода, вспомогательный диспетчерский пункт круга, диспетчерский пункт системы посадки, диспетчерский пункт руления, стартовый диспетчерский пункт, аэродромный диспетчерский пункт, производственно-диспетчерская служба предприятия. В зависимости от максимального числа летательных аппаратов, обслуживаемых в 1 ч (в том числе взлётов и посадок на аэродроме) и пролетающих через зону района диспетчерской службы, КДП подразделяются на 6 разрядов (КДП-I, КДП-II, КДП-III и т. д.). КДП строятся с вышкой, фонарь которой обеспечивает обзор аэродрома и воздушной зоны в пределах, установленных для диспетчеров стартового пункта и пункта руления.

А. П. Журавлёв.

комбинированный двигатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить двигатели, работающие по циклам: р = const (Брайтона, ракетный), V = const, смешанному (периодического сгорания), циклам поршневых двигателей, двигателей внешнего сгорания и др. (см. Цикл двигателя термодинамический). Можно выделить две основные группы К. д.: 1) двигатели комбинированных циклов, сочетающие циклы различных исходных двигателей в пределах тракта с обменом энергией между составляющими циклы процессами; 2) двигатели, в которых используются общие элементы для реализации различных циклов в разных условиях (режимах полёта и режимах работы).

К первой группе относятся: турбопрямоточный двигатель эжекционного типа с передачей части энергии продуктов сгорания воздуху, поступающему в прямоточный контур; турбовинтовой двигатель (ТВД), в котором часть свободной энергии цикла расходуется на привод винта; турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), в котором часть свободной энергии цикла расходуется на сжатие воздуха, поступающего в вентиляторный контур; ракетно-турбинный двигатель (РТД), в котором часть энергии продуктов сгорания передаётся воздуху, сжимаемому компрессором, и др. Рабочий цикл всех К. д. можно разделить на два подцикла: генераторный, служащий для вырабатывания энергии, передаваемой рабочему телу, участвующему в основном цикле, и основной, в котором подведённая энергия превращается в работу двигателя или (и) движителя. В общем случае энергия генераторного цикла может быть передана основному циклу в любой форме (в виде механической работы, теплоты). Термодинамическая эффективность К. д. первой группы определяется увеличенной по сравнению с двигателями исходных типов разностью температур источника энергии и холодильника в обоих циклах и увеличением суммарной степени повышения давления в цикле. Поэтому, например, в РТД, благодаря повышению давления в генераторном цикле и росту термического коэффициента полезного действия η по сравнению с соответствующими значениями тех же величин в турбореактивном двигателе, можно уменьшить габаритные размеры и массу, а благодаря увеличению полётного коэффициента полезного действия по сравнению с коэффициентом полезного действия ракетного двигателя — повысить полный коэффициент полезного действия (см. Коэффициент полезного действия реактивного двигателя). По способам передачи энергии от генераторного цикла основному различают: К. д. с отбором механической работы, но без отбора теплоты, то есть без смешения рабочих тел, участвующих в циклах, и без теплопередачи от генераторного цикла основному (турбореактивный двухконтурный двигатель, турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажом во II контуре, РТД вентиляторного типа, РТД с раздельными газогенераторным и основным контурами и т. д.); К. д. с отбором теплоты, но без отбора механической энергии от генераторного цикла к основному, то есть двигатели замкнутых схем с теплообменом между генераторным и основным циклами (атомный ТРД, двигатель внешнего сгорания с регенерацией теплоты и др.); К. д. с отбором механической работы и тепловой энергии от генераторного цикла для основного, то есть со смешением рабочих тел, участвующих в циклах, либо К. д. без смешения потоков, но с передачей механической работы и теплоты от генераторного цикла основному через турбокомпрессор и теплообменник или в процессе смешения (турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков, РТД со смешением потоков, РТД “пароводородной” схемы с приводом турбины от газифицированного и подогретого водорода, водородные РТД с ожижением части воздуха за компрессором, ракетно-прямоточные двигатели различных типов и т. д.). Оптимальное значение передаваемой энергии от генераторного цикла основному и способ её передачи (в виде теплоты или механической работы) для достижения максимальной экономичности этих типов К. д. в общем случае зависят от значения свободной энергии генераторного цикла, режима полёта и коэффициента полезного действия элементов.

Ко второй группе К. д. можно отнести обычные турбопрямоточные двигатели, в которых затурбинная камера сгорания на турбокомпрессорном режиме играет роль форсажной камеры с дожиганием топлива в цикле турбореактивного двигателя с форсажной камерой или турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой, а на прямоточном режиме служит камерой сгорания бескомпрессорного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (прямоточный воздушно-реактивный двигатель). К этой группе также относятся так называемые интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели, в которых камера сгорания в одном диапазоне режимов полёта работает как камера сгорания ракетного двигателя твёрдого топлива, а в другом (после выгорания твёрдого топлива) — как камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Основные особенности параметров и характеристик К. д. этой группы обусловлены особенностями рабочего процесса двигателей исходных циклов в соответствующих условиях полёта, а также условиями перехода с одного режима на другой. Преимущества К. д. этой группы — возможность уменьшения габаритных размеров и массы по сравнению с соответствующими параметрами смешанной двигательной установки, состоящей из устанавливаемых на летательном аппарате двигателей двух типов, реализующих исходные циклы.

Р. И. Курзинер.

Комендантов Георгий Леонидович (1910—1985) — один из основоположников авиационной медицины в СССР, профессор (1965), доктор медицинских наук (1963), полковник медицинской службы. Окончил Ленинградский медицинский институт (1931). Ученик Л. А. Орбели. Участник Великой Отечественной войны. С 1960 заведующий кафедрой авиационной медицины Центрального института усовершенствования врачей. Автор более 200 научных работ, посвящённых вопросам влияния ускорений на организм лётчика, пространственной ориентировки лётчика в полёте, спасения членов экипажа в аварийных условиях и пр., более 30 учебных пособий для авиационных врачей. Государственная премия СССР (1952). Награждён орденами Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Г. Л. Комендантов.

коммерческая нагрузка — см. в статье Нагрузка.

коммерческие права — см. в статье “Свободы воздуха”.

коммерческие соглашения — договоры между авиапредприятиями транспортными различных стран, заключаемые на основании соглашений о воздушном сообщении между этими странами. Регулируют взаимоотношения авиапредприятий по техническим и коммерческим вопросам организации и обеспечения полётов воздушных судов и перевозок пассажиров, грузов и почты.

Различают три группы К. с.: 1) соглашения, предусматривающие все виды технического и коммерческого обслуживания воздушных судов, в том числе заправку топливом, а также порядок взаимоотношении с агентами перевозчика, размеры комиссионных сборов и платы за обслуживание, порядок расчётов и т. д.; 2) соглашения, регулирующие порядок эксплуатации воздушных линий авиапредприятиями и распределение между сторонами расходов и доходов по эксплуатации. При совместной эксплуатации расходы и доходы между сторонами распределяются на согласованных между ними условиях; при эксплуатации в пуле — каждая из сторон несёт эксплуатационные расходы самостоятельно, а полученные доходы вносятся в пул по согласованным средним доходным (пульным) ставкам и затем распределяются между сторонами; 3) соглашения, предусматривающие другие формы сотрудничества: обмен экипажами, совместно использование запасных частей к самолётам, тренажёров, ремонтных баз.

коммерческий акт — документ, удостоверяющий обстоятельства, которые могут служить основанием для ответственности имущественной перевозчика, пассажиров, отправителей и получателей груза. Составляется в аэропорту назначения при выдаче багажа или груза; при обнаружении неисправностей при перевозке К. а. может быть составлен также в аэропорту отправления или в промежуточном аэропорту. К. а. составляется уполномоченными представителями перевозчика с участием получателя, если неисправность обнаружена в его присутствии, или с привлечением лица, обнаружившего неисправность груза или багажа. К. а. служит основанием для розыска багажа и груза или их владельцев, расследования причин и выявления виновников порчи, утраты и хищения багажа или груза, удовлетворения или отклонения претензий пассажиров, получателей к отправителей груза. При международных воздушных перевозках К. а. составляется в форме Акта о неисправностях при перевозке багажа — PIR (Property Irregularity Report) либо Акта о неисправностях при перевозке груза — CIR (Cargo Irregularity Report).

компас авиационный — навигационный прибор для измерения курса летательного аппарата. В авиации используют астрокомпасы (см. Астронавигационные системы), гирокомпасы, магнитные К., радиокомпасы. В связи со значительными погрешностями измерений магнитные К. используют только как резервные.

компенсатор взмаха — то же, что регулятор взмаха.

компенсация органов управления — совокупность средств для уменьшения шарнирных моментов; смотри Аэродинамическая компенсация, Весовая компенсация, Сервокомпенсация.

композиционные материалы — материалы, состоящие из основы (матрицы) и наполнителя (введённых в неё компонентов с заданными свойствами) с сохранившимися границами раздела между ними. Свойства К. м. определяются совокупностью свойств и соотношением входящих в их состав компонентов, в результате чего К. м. могут обладать такими свойствами, которых не имеют компоненты, взятые в отдельности.

По характеру структуры и геометрической форме компонентов, входящих в состав К. м. они подразделяются на волокнистые, дисперсно-упрочнённые, слоистые и гибридные. Матрицей (связующим) и наполнителем (волокнами, частицами и др.) могут быть металлы и сплавы, полимеры, тугоплавкие элементы и соединения. Комбинируя содержание компонентов и их расположение в объёме, можно создавать К. м. с требуемыми механическими (в том числе фрикционными и антифрикционными). электрическими, магнитными, ядерными, химическими, оптическими, теплозащитными и другими свойствами.

Из всех видов К. м. наибольшее распространение получили волокнистые К. м. радиотехнического, теплозащитного и особенно конструкционного назначения. При создании волокнистых К. м. применяются непрерывные и дискретные волокна, нитевидные кристаллы различных веществ и соединений (оксидов, карбидов, боридов, нитридов и др.): стеклянные, кварцевые, асбестовые, углеродные, борные, органические, а также металлические проволоки, отличающиеся высокими значениями прочности и модуля упругости. Армирующие наполнители используются в виде моноволокна и жгутов, нитей, тканей, проволоки, сетки, бумаг и других волокнистых материалов. Прочностные и деформативные характеристики волокнистых К. м. определяются свойствами упрочняющих волокон, их размерами, ориентацией и содержанием в материале. Свойствами матрицы определяются характеристики К. м. в направлениях, отличных от ориентации волокон, характер изменения свойств К. м. при воздействии температуры, атмосферных и других факторов, режимы получения и переработки К. м. в изделия.

Соотношение между компонентами в К. м. выбирается в зависимости от природы наполнителя и матрицы, структуры и назначения материала. Монолитность К. м. определяется взаимным соответствием компонентов (прочность, удлинение, коэффициент линейного расширения, термодинамическая совместимость и т. д.) и прочностью сцепления между ними, которая зависит от адгезии и полноты контакта фаз на границе раздела волокно — матрица. В целях повышения прочности сцепления по границе раздела и термической стабильности К. м. армирующий наполнитель подвергают физико-химической обработке (аппретирование, травление, активирование) или наносят разделительные покрытия (металлические, пироуглеродные, оксидные, карбидные и т. п.). Многие свойства К. м. могут быть рассчитаны по характеристикам компонентов, их соотношению и расположению в объёме материала с использованием теории механики составных сред.

Волокнистая форма наполнителя и различие в прочностных, деформативных и физических характеристиках волокон и матриц определяют существенную анизотропию свойств К. м. Наибольшая степени анизотропии присуща К. м. с параллельным (однонаправленным) расположением волокон. У таких материалов прочностные и упругие характеристики в направлении ориентации волокон могут на 1—2 порядка отличаться от аналогичных характеристик в поперечном направлении. Регулирование степени анизотропии и свойств К. м. достигается перекрёстным расположением армирующих слоев, созданием структуры с пространственной схемой армирования. Расширение диапазона регулирования свойств К. м. обеспечивается созданием гибридных К. м., содержащих волокна разной природы (например, углеродные и стеклянные), введением в межволоконное пространство нитевидных кристаллов и фольги между слоями волокон.

Уровень рабочих температур К. м. определяется в первую очередь природой матрицы, термостойкостью и термостабильностью её и границы раздела. В промышленности наибольшее распространение получили полимерные К. м. на основе модифицированных, эпоксидных, фенольных, имидных и кремнийорганических связующих в сочетании со стеклянными, углеродными и органическими волокнами (рабочие температуры 150—400{{°}}С) и металлические К. м. с матрицами на основе алюминиевых, магниевых, титановых и никелевых сплавов с борными, углеродными волокнами, стальной, вольфрамовой проволоками (рабочие температуры 300—1200{{°}}С). Рабочие температуры дисперсноупрочненных никелевых сплавов достигают 1300{{°}}С, а К. м. на основе карбидов, нитридов, а также углерод-углеродных К. м., в которых углеродные волокна связаны коксом и пироуглеродом, — 1500—2200{{°}}С.

К. м. по комплексу характеристик (удельная прочность, удельный модуль упругости, усталостная и длительная прочность, деформационная теплостойкость, демпфирующая способность) превосходят традиционные конструкционные материалы. Полимерные К. м. наряду с конструкционными свойствами обладают рядом специальных свойств — радиотехнических, теплозащитных, электротехнических, фрикционных и т. п.

При изготовлении деталей из К. м. материал и изделие формуются одновременно, при этом изделию сразу придают заданные геометрические размеры. Природа матрицы и тип армирующего наполнителя, конструкция и размеры деталей определяют выбор метода переработки К. м. в изделие, обеспечивающие совмещение волокон и матрицы, ориентацию волокон, уплотнение материала и его отвердевание. Технология изготовления деталей из волокнистых К. м. включает следующие основные операции: подготовка армирующего наполнителя, совмещение наполнителя с матрицей (получение полуфабрикатов — препрегов), сборка и ориентация слоев наполнителя по форме детали, уплотнение и термообработка, механическая обработка.

Подготовка армирующего наполнителя включает операции, направленные на подготовку поверхности волокон к совмещению и последующему взаимодействию с матрицами. Среди них: аппретирование и подшлихтовка — нанесение на поверхность минеральных и металлических волокон кремнийорганических и других соединений, обеспечивающее их гидрофобность и химическое взаимодействие с полимерной матрицей; активирование поверхности — обработка борных, углеродных и металлических волокон в жидких и газообразных окислителях, приводящая к окислению и стравливанию поверхностного слоя.

Совмещение армирующего наполнителя с матрицей производится в зависимости от природы матрицы различными способами: нанесением раствора или расплава при прохождении волокна через жидкое связующее, плазменным напылением, пропиткой под вакуумом или давлением, дублированием с фольгой или плёнкой (матрицей) при прокатке. Для улучшения проникновения матрицы в межволоконное пространство применяют принудительную пропитку, например, с помощью роликов или ультразвука.

Способ сборки и ориентации армирующего наполнителя определяется геометрией деталей и формой армирующего наполнителя или препрега. При использовании тканей, сеток, широких лент применяют ручную выкладку слоев, предварительно раскроенных по шаблонам. Для ориентации армирующего наполнителя в плоских деталях и деталях однозначной кривизны используют специальные выкладочные машины-автоматы с программным управлением. Для деталей, имеющих форму тел вращения или близкую к ним, широко применяется метод намотки, которая производится на многокоординатных станках с программным управлением. Ориентация волокон в профилях различных сечений осуществляется методом протяжки.

Уплотнение материала, обеспечивающее его монолитность и заданное соотношение компонентов, осуществляется при его нагревании в специальной оснастке на гидравлических прессах, автоклавах, гидроклавах, литьевых машинах при давлении от 0,09 до 50 МПа. Для достижения температуры, необходимой для размягчения и сварки металлических К. м. или отверждения полимерных К. м., наряду с традиционными методами применяются нагрев токами высокой частоты, инфракрасный нагрев и нагрев пропусканием электрического тока через токопроводящие волокна К. м.

Механическая обработка К. м. производится алмазным и твердосплавным режущим инструментом при больших скоростях резания и малых подачах. При этом учитывают их особенности: низкую сдвиговую прочность, высокую твёрдость и абразивное действие ряда волокон (борных, стеклянных), низкую теплопроводность К. м. с органическими волокнами. Собирают конструкции из К. м. обычными методами (сваркой, пайкой, клёпкой). При сборке конструкций из полимерных К. м. наряду с клёпкой и установкой болтов широко применяется склеивание. Контроль качества конструкций, изготовленных из К. м., производится неразрушающими методами, позволяющими обнаружить такие дефекты, как искривления, разориентация и повреждение волокон (рентгеновский метод), расслоение, непроклеи, раковины (импедансный, ультразвуковой), трещины (люминесцентный).

К. м. широко используют в авиационно-космической промышленности. Их применяют при изготовлении самолётов и вертолётов, искусственных спутников Земли, ракет-носителей и др. Эффективное направление применения К. м. — использование их в обшивках и обечайках монолитных и трёхслойных конструкций, ёмкостях высокого давления, стержнях и балках. Удельная прочность таких конструкций в 1,5—2 раза выше, чем у аналогов из алюминиевых сплавов. Широкое применение в планёре летательного аппарата деталей и агрегатов из К. м. — одно из основных направлений повышения весовой эффективности новой авиационной техники. Использование К. м. в конструкциях средненагруженных деталей (поверхности управления, створки люков, антенные обтекатели, полы, перегородки салонов) , а также в конструкциях агрегатов (например, стабилизатора, крыла, отсеков фюзеляжа) позволяет не только снизить (на 10—15% и более, см. рис.) массу деталей и агрегатов, но и повысить надёжность их работы. Стекло-, угле- и органопластики находят применение в конструкциях воздушных винтов, несущих и рулевых винтов вертолётов, лопаток компрессоров газотурбинных двигателей. Высокая радиационная стойкость углепластиков и низкий коэффициент линейного термического расширения делают весьма эффективным их применение в космической технике (панели солнечных батарей, корпуса антенн и т. п.).

Лит.: Структура и свойства композиционных материалов, М., 1979; Композиционные материалы. Справочник, под общ. ред. В. В. Васильева, Ю. М. Тарнопольского, М., 1990.

Г. М. Гуняев, Е. В. Моисеев, Б. В. Перов, Г. Б. Строганов, Я. Я. Фридляндер, В. М. Чубаров.

Возможное снижение масс соответствующих агрегатов самолета (а) и вертолета (б) при использовании в их конструкциях композиционных материалов вместо металла.

компоновка летательного аппарата — взаимное пространственное расположение частей летательного аппарата и его различных устройств; процесс поиска рационального расположения частей летательного аппарата, помещений (отсеков), агрегатов. К. — один из трех процессов (помимо аэродинамического и весового проектирования), в результате которых определяются основные параметры и облик летательного аппарата в целом. Различают два основных вида К. — внешнюю, или аэродинамическую компоновку (см. Аэродинамическая схема), определяющую внешний облик летательного аппарата, и внутреннюю, определяющую его размеры (например, размеры фюзеляжа самолёта). Внутренняя К. — расположение кабины экипажа, оборудования и системы управления, помещении или отсеков, предназначенных для размещения целевой нагрузки. Для пассажирских самолётов — это салоны, багажно-грузовые и вспомогательные (бытовые) помещения; для военных — бомбовые отсеки, кабины стрелков и т. п.

Внутренняя К. должна обеспечивать максимальную плотность оборудования с целью создания фюзеляжа минимально возможных размеров; необходимые удобства для членов экипажа; размещение агрегатов и оборудования, предусматривающее свободный подход к ним (для повышения эксплуатационной технологичности), а также обеспечивающее минимальную длину электрических, гидравлических и других коммуникаций (для уменьшения массы); устройство салонов и вспомогательных помещений с максимально возможным комфортом для пассажиров.

А. К. Константинов.

компрессор газотурбинного двигателя — узел газотурбинного двигателя, служащий для повышения давления воздуха. Масса К. составляет от 25 (турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой) до 40% (турбореактивного двигателя) массы газотурбинного двигателя. Степень повышения давления в К.({{π}}к*) по мере совершенствования газотурбинного двигателя возрастает: в первых турбореактивных двигателях {{π}}к* была равна 4—5, в турбореактивных двухконтурных двигателях и турбовинтовых двигателях 80-х гг. она достигает 30—40.

Для реализации термодинамического цикла с постоянным давлением в камере сгорания в авиационном газотурбинном двигателе используются только лопаточные К. (см. Лопаточные машины). Повышение давления в К. происходит в результате преобразования механической энергии, подводимой к валу К. от турбины, в потенциальную энергию воздуха. Во всех типах лопаточных К. передача механической энергии привода воздуху в соответствии с Эйлера формулой реализуется в роторе путём воздействия на поток аэродинамических сил, возникающих при обтекании лопаток рабочих колёс; при этом увеличивается и кинетическая и потенциальная энергия воздуха. В неподвижных элементах К. — направляющих аппаратах компрессора или диффузорах — часть кинетической энергии преобразуется в потенциальную.

К. газотурбинного двигателя состоит, как правило, из несколько последовательно расположенных ступеней (см. Ступень компрессора, турбины); по форме средней поверхности тока в них различают осевые (ОК), центробежные (ЦК), диагональные (ДК) и комбинированные, состоящие из ступеней разных типов (осецентробежные — ОЦК, оседиагональные). Форма поверхности тока определяет особенности преобразования энергии в рабочем колесе: в ОК работа сжатия примерно равна изменению кинетической энергии в относительном движении; в ЦК повышение давления в большей степени происходит вследствие изменения кинетической энергии в переносном движении, равного работе центробежных сил. Увеличение радиуса средней поверхности тока в ЦК и ДК увеличивает работу, передаваемую воздуху: при одинаковой окружной скорости на внешнем диаметре рабочего колеса работа ступени ЦК в 2—3 раза превышает работу осевой ступени.

При высоких {{πк*}} К. обычно делится на несколько последовательных, механически не связанных каскадов (групп ступеней), каждый из которых приводится отдельной турбиной; используются одно-, двух- и трёхкаскадные К. Первая (по потоку) группа ступеней называется К. низкого давления (КНД), К. газогенератора — К. высокого давления; средний каскад К. трехкаскадного двигателя — К. среднего давления. КНД двухконтурного турбореактивного двигателя состоит из вентилятора и (в некоторых случаях) подпорных ступеней, устанавливаемых во внутреннем контуре. В авиационном газотурбинном двигателе КНД составляется из осевых ступеней. ОК позволяет получить производительность до 200 кг/с с 1 м2 лобовой площади на входе в первое рабочее колесо. Политропический коэффициент полезного действия может превышать 90% (см. Коэффициент полезного действия компрессора, турбины).

Число ступеней ОК авиационного газотурбинного двигателя достигает 17; с конца 70-х гг., несмотря на рост {{π}}к* число ступеней в ОК вновь создаваемых двигателей уменьшается — средняя удельная работа на ступень увеличивается с 20—25 до 40—60 кДж*с/кг, главным образом за счёт увеличения окружной скорости до 500 м/с и более.

В каждом каскаде ОК (рис. 1) рабочие колёса жёстко связаны друг с другом сваркой, болтовыми соединениями, торцовыми шлицами или стяжным болтом. Наиболее распространённая конструкция ротора барабанно-дисковая. Лопатки рабочих колёс крепятся в ободе диска с помощью замков преимущественно типа “ласточкин хвост” или набираются в кольцевой паз на ободе диска. Лопатки направляющих аппаратов крепятся в кольце, устанавливаемом в наружном корпусе К., и либо выполняются консольными, либо объединяются по внутреннему диаметру кольцом, на котором укреплена уплотнительная обечайка, покрытая истираемым материалом, или сотовая. На соответствующем участке поверхности ротора выполняются в этом случае несколько кольцевых гребешков, образующих лабиринтное уплотнение, предотвращающее перетекание воздуха из области за направляющим аппаратом на вход в него.

Центробежный К. (рис. 2) состоит из входного направляющего аппарата, рабочего колеса (РК), безлопаточного и лопаточного диффузора и радиально-осевого канала со спрямляющим аппаратом. В авиационных конструкциях используются преимущественно полуоткрытые РК, представляющие собой диск с выполненными за одно с ним лопатками. В РК поток отклоняется в тангенциальном и радиальном направлениях. На выходном участке лопатки выполняются либо радиальными, либо загнутыми назад (“реактивное” колесо). Только в ЦК первых турбореактивных двигателей использовались “активные” колёса с лопатками, загнутыми на выходном участке в направлении вращения. Наиболее высокий коэффициент полезного действия и благоприятную форму характеристики имеют ЦК с реактивными колёсами, ЦК бывают двухступенчатыми или их комбинируют с осевыми ступенями. Степень повышения давления в ЦК зависит в основном от окружной скорости u2 на внешнем диаметре РК и отношения D2/D1 и достигает в первых ступенях 6—8, во второй и последней ступенях ОЦК — 3—4. Политропический коэффициент полезного действия 83—86% и существенно зависит от степени повышения давления и размеров К.

Конструкция ДК аналогична конструкции ЦК. Степень повышения давления в ДК также определяется значением u2, отношением D2/D1 и углом выхода потока из рабочего колеса и достигает {{π}}к* = 3—5 при политропическом коэффициенте полезного действия 85—87%; на коэффициент полезного действия значительно влияют диаметр компрессора и зазор между лопатками РК и корпусом, зависящий от жёсткости конструкции и тепловых деформаций.

Лит.: Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М., Теория авиационных газотурбинных двигателей, ч. 1, М., 1977; Холщевников К. В., Елин О. Н., Митрохин В. Г., Теория и расчет авиационных лопаточных машин, М., 2 изд., 1986.

Л. Е. Ольштейн.

Рис. 1. Осевой компрессор двухконтурного ТРД: 1 — вентилятор; 2 — подпорные ступени; 3 — ротор компрессора высокого давления; 4 — компрессор высокого давления; 5 — направляющий аппарат с поворотными лопатками; 6 — звукопоглощающая облицовка.

Рис. 2. Схема центробежного компрессора: 1 — входной направляющий аппарат; 2 — рабочее колесо; 3 — безлопаточный диффузор. 4 — лопаточный диффузор; 5 — радиально-осевой диффузор; 6 — спрямляющий аппарат.

комсомольское-на-амуре авиационное производственное объединение — берёт начало от завода №126, решение о строительстве которого было принято в 1932 (заложен в 1934 и вступил в строй в 1936). Велось производство разведчика Р-6 (АНТ-7), а затем бомбардировщика ДБ-3. В годы Великой Отечественной войны завод изготовил свыше 2700 самолётов ДБ-3Ф (Ил-4). В первые послевоенные годы строил самолёты Ли-2, а с 1950 перешёл на производство реактивных самолётов. Выпускались МиГ-15бис, МиГ-17, МиГ-17ф, Су-7, Су-7Б, Су-27 и др. Предприятие награждено орденами Ленина (1942), Октябрьской Революции (1971). В 1989 на основе завода, носящего имя Ю. А. Гагарина, образовано производственное объединение.

“Комта” — один из первых советских опытных самолётов. Создан в 1920—1922 под руководством Комиссии по тяжёлой авиации (председатель Н. Е. Жуковский, В. Л. Александров, А. Н. Туполев, А. М. Черёмухин, Б. Н. Юрьев и др.). Триплан с двумя поршневыми двигателями “ФИАТ” мощностью по 177 кВт; кабина на 10 мест, взлётная масса 3550 кг. Скорость полёта до 130 км/ч, потолок 600 м. Самолёт получился не очень удачным и был передан в школу стрельбы и бомбометания. См. рис. в таблице X.

конвективный перенос (от латинского convectio — принесение, доставка) — процесс переноса какой-либо физической величины (массы, импульса, энергии и т. д.) в газообразной, жидкой или сыпучей среде вследствие перемещения макроскопических частей вещества среды. В аэродинамике имеет место так как вынужденный К. п., обусловленный внешними механическими факторами (например, перепад давления в канале). Из уравнений механики сплошных сред следует, что интенсивность К. п. пропорциональна мгновенному значению вектора скорости течения в данной точке пространства. Следствием К. п. являются, например, турбулентное трение и турбулентный тепловой поток.

В теории конвективного тепломассообмена К. п. рассматривается совместно с переносом физических величин, обусловленных взаимодействием хаотически движущихся молекул, то есть теплопроводностью, вязкостью и т. п. (см. Переноса явления).

конвенции международные — см. в статье Воздушное право.

конвертоплан —то же, что преобразуемый аппарат.

“Конвэр” (Convair — Consolidated Vultee Aircraft Corp.) — авиаракетостроительная фирма США. Основана в 1923 под названием “Консолидейтед”, название “К.” получила в 1943 после присоединения фирмы “Балти”, в 1954 стала отделением фирмы “Дженерал дайнемикс”, сохранив на некоторое время возможность продолжать самостоятельные разработки. Фирма выпускала тренировочные самолёты, истребители, военные и гражданские летающие лодки, в том числе PBY “Каталина” (первый полёт в 1935, выпущено 3290; см. рис. в таблице XX) и PB2Y “Коронадо” с четырьмя поршневыми двигателями (1937), бомбардировщики B-24 “Либерейтор” (1939, построено 18188, широко использовались во Второй мировой войне; смотри рис. в табл. XX) и В-32 “Доминейтор” (1942). После войны вела производство стратегического бомбардировщика В-36 “Конкерор” (1946, варианты с шестью поршневыми двигателями, с шестью поршневыми двигателями и четырьмя турбореактивными), сверхзвукового стратегического бомбардировщика B-58 “Хаслер” (1956; см. рис. в таблице XXXII), истребителей-перехватчиков F-102 “Дельта дэггер” (1953) и F-106 “Дельта дарт” (1956, см. рис.), а также пассажирских самолётов с поршневыми двигателями (Конвэр 240, 340 и 440), турбовинтовыми двигателями (Конвэр 580, 600 и 640) и турбореактивными двигателями или турбореактивными двухконтурными двигателями (Конвэр 880 и 990). Построен ряд экспериментальных самолётов: XF-92 с треугольным крылом (1948), самолёт вертикального взлёта и посадки XFY-1 с турбовинтовым двигателем мощностью 4310 кВт (1954, см. рис. в таблице XXXI), сверхзвуковой гидросамолет-истребитель “Си дарт” (1953). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

В. В. Беляев, М. А. Левин.

Табл. — Самолёты фирмы “Конвэр”

Основные данные

Разведчик PBY-5A

Бомбардировщики

Перехватчики

Пассажирские

B-24-M

B-36H

B -58

F-102A

F-106A

340 “Лайнер”

990A “Коронадо”

Первый полёт, год

1941

1945

1952

1956

1953

1956

1951

1962

Число и тип двигателей

2 ПД

4 ПД

6 ПД

и 4 ТРД

4 ТРДФ

I ТРДФ

1 ТРДФ

2 ПД

4 ТРДД

Мощность двигателя, кВт

895

895

2830

-

-

-

1790

-

Тяга двигателя, кН

-

-

23,1

69,4

76,5

109

-

71,6

Длина самолета, м

19,46

20,47

49,4

29,49

20,84

21,56

24,14

42,43

Высота самолёта, м

6,15

5,49

14,2

9,45

6,46

6,18

8,59

12,04

Размах крыла, м

31,72

33,53

70,14

17,32

11,62

11,62

32,12

36,58

Площадь крыла, м2

130,06

97,36

443

144

64,57

64,8

85,5

209

Взлетная масса, т

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

нормальная

15,44

25,4

162,38

-

12,25

15,87

-

-

максимальная

16,07

29,26

181

73,93

14,16

17,57

21,3

114,76

Масса пустого самолёта, т

7,97

17,01

-

33,65

-

11,8

13,4

54,64

Число пассажиров (десантников), чел.

-

-

-

-

-

-

56

106

Боевая (коммерческая) нагрузка

1,8

5,8

32

10

-

-

6,07

11,99

Максимальная дальность полёта, км

3780

5310

10940

3860

1770

1851

3540

6115

Максимальная скорость полёта, км/ч

282

483

700

2230

1330

2450

450

990

потолок, м

5520

8500

13700

18000

15780

15860

5500

12500

Экипаж, чел.

5

8—10

15—18

3

1

1

4

3—4

Вооружение

5 пулемётов (7,62 и 12,7 мм) бомбы

10 пулемётов (12,7 мм), бомбы

16 пушек (20 мм)

1 пушка (20 мм), бомбы, (в т. ч. ядерные)

НАР, 6 УР

5 УР

-

-

 

Истребитель-перехватчик F-106 “Дельта дарт”.

коническое течение — течение, в котором все газодинамические переменные постоянны вдоль прямых (лучей), проведённых из некоторой фиксированной точки (полюса). К. т. — распространенный вид пространственного течения, реализующийся при сверхзвуковом обтекании конусов, треугольных крыльев и т. д., а также в некоторых ограниченных областях неконических в целом потоков (боковая кромка прямоугольного крыла, крыло изменяемой геометрии, вырез на крыле и т. д.). В рамках модели К. т. существенно упрощается изучение пространственного обтекания тел, так как число независимых переменных уменьшается до двух (К. т. общего вида) и даже до одного (осесимметричное К. т.). Впервые осесимметричное К. т. — сверхзвуковое обтекание кругового конуса — было рассмотрено в 1929 А. Буземаном. В этом случае присоединённый к носку скачок уплотнения, имеет коническую форму, за ним следует изоэнтропическое течение сжатия с криволинейными характеристиками. При заданном Маха числе набегающего вдоль оси конуса потока геометрическим местом концов радиус-вектора скорости на конусе является так называемая яблоковидная кривая, используемая для графического решения задачи об обтекании конуса. При обтекании конуса под углом атаки в плоскости симметрии на подветренной стороне, как правило, возникает энтропийная особенность (так называемая точка Ферри). В плоскости конических переменных она представляет собой точку, в которую собираются конические проекции поверхностей тока.

К осесимметричным К. т., начинающимся от однородного потока, относятся также внутренние течение в сопле сжатия — канале с двумя цилиндрическими участками разного диаметра и переходной зоной определенной формы, в которой течение сжатия замыкается коническим скачком уплотнения (Буземан, 1942), и течение расширения около сужающейся по определенному закону хвостовой части тела вращения с донным срезом (А. А. Никольский, 1949).

В классе К. т. получены точные решения задач обтекания пирамидальных тел с поперечным сечением в виде звезды или правильного вогнутого многоугольника, которые обладают меньшим волновым сопротивлением, чем круговой конус с той же площадью донного сечения.

Течение около плоского треугольного крыла также относится к классу конических, если скачок уплотнения присоединён к вершине крыла. Если он присоединен также к передним кромкам (крыло со сверхзвуковым передними кромками), то течения на наветренной и подветренной сторонах не взаимодействуют и могут рассчитываться отдельно, в противном случае (крыло с дозвуковыми передними кромками) их нужно рассчитывать совместно (см. Крыла теория).

Наряду с решением ряда задач о К. т. в точной нелинейной постановке широко применяются приближенные методы их изучения. Например, задачи обтекания тонкого тела или треугольного крыла под малым углом атаки решаются в линейной постановке, что вместе со свойством конечности позволяет эффективно использовать методы теории функций комплексного переменного. С помощью нелинейного метода тонкого ударного слоя для гиперзвукового К. т. (см. Гиперзвуковое течение) получены приближенные законы подобия и аналитического решения задач обтекания конуса и треугольного крыла под углом атаки, используемые для оценки аэродинамических характеристик.

Лит.: Франкль Ф. И., Карпович Е. А., Газодинамика тонких тел, М.—Л., 1948; Сборник теоретических работ по аэродинамике, М., 1957; Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В., Теоретическая гидромеханика, 4 изд., ч. 2, М., 1963; Булах Б. М., Нелинейные конические течения газа М., 1970; Башкин В. А., Треугольные крылья в гиперзвуковом потоке, М., 1984.

В. Н. Голубкин.

“Конкорд” (французское concorde — мир, согласие) — англо-французский сверхзвуковой пассажирский самолёт (см. в статье “Аэроспасьяль”).

“Консолидейтед” (Consolidated Aircraft Corp.) — авиастроительная фирма США. См. в статье “Конвэр”,

консоль (французское console) крыла — часть крыла от его конца до фюзеляжа (см. рис.). Для летательного аппарата типа “летающее крыло” и некоторых других границы К. можно указать лишь условно. У многих самолётов К. — отъёмная часть крыла. В связи с условиями транспортировки или базирования у некоторых летательных аппаратов консоли или их части делаются откидывающимися для уменьшения габаритов летательного аппарата.

Консоль крыла.

Константинов Алексей Кириллович (р. 1919) — советский авиаконструктор. Окончил Воронежский авиационный институт (1944). Конструкторскую деятельность начал под руководством Г. М. Бериева. Принимал участие в создании ряда известных самолётов, в том числе реактивной летающей лодки Р-1 (1951), гидросамолёта М-10 со стреловидным крылом, самолёта-амфибии “Чайка”. В 1968—1990 — главный конструктор ОКБ морского самолётостроения в Таганроге, где под его руководством создан ряд самолётов различного назначения, в том числе поисково-спасательный самолёт-амфибия “Альбатрос”. Государственная премия СССР (1967). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями, См. статью Бе. Портрет см. на стр. 280.

А. К. Константинов.

конструирование (от латинского construo — строю, создаю) агрегатов и узлов летательного аппарата — процесс определения формы, размеров, взаимного расположения и параметров частей и элементов конструкции летательного аппарата, его агрегатов и систем, способа их соединения, выбора материалов отдельных элементов и разработки конструкторской документации.

Основная задача К. — при заданных нагрузках, действующих на элемент летательного аппарата, и внешних геологических обводах найти параметры и получить техническую документацию конструкции, имеющей минимальную массу и удовлетворяющей требованиям работоспособности, прочности, долговечности и технологичности в производстве и эксплуатации. При К. широко используется вычислительная техника (см. Автоматизация конструирования).

конструктивно-подобная модель — см. в статье Динамически-подобная модель.

конструктивно-силовая схема — принципиальная схема расположения основных продольных и поперечных силовых элементов конструкции авиационной, а также размещения панелей, поперечных и продольных стыков, на которой указаны способы и типы крепления агрегатов планёра, двигателей, органов управления, грузов, показаны поперечные сечения основных элементов силового набора. К.-с. с. предопределяет способ восприятия и уравновешивания действующих внешних нагрузок и необходимые жесткостные характеристики летательного аппарата. Представленные на рис. 1 К.-с. с. крыльев летательного аппарата отличаются одна от другой числом лонжеронов в кессоне крыла, видом поперечных стыков панелей и направлением нервюр. В К.-с. с. могут быть приняты различнн расположения лонжеронов, вид поперечных и продольных панелей и число панелей (рис. 2, а и 2, б). Выбор К.-с. с. производится из условий обеспечения статической прочности конструкции, требуемых ресурсов, живучести, жёсткостных характеристик конструкции. Рациональной является К.-с. с., которая при минимальной массе материала силовых элементов удовлетворяет перечисленным требованиям. При создании К.-с. с. используются: традиционные решения на основе предшествующего опыта; упрощённые конструктивно-подобные модели (см. Динамически-подобная модель) для определения рациональных способов передачи усилий; метод синтеза К.-с. с., осуществляемый оптимизацией шарнирно-стержневой модели конструкции, по которой можно рассчитать кратчайшие пути передачи нагрузок; метод оптимизации изотропной модели конструкции и выбор на основе анализа напряжённо-деформированного состояния рационального распределения материала силовых элементов. Все эти методы позволяют создать предварительный вариант К.-с. с. Окончательный выбор К.-с. с. производится на стадии эскизного и рабочего проектирования после конструктивных проработок и проведения более точных поверочных расчётов на прочность.

В. И. Бирюк.

Рис. 1. Конструктивно-силовые схемы крыльев пассажирского самолета: а — с нервюрами, расположенными перпендикулярно оси жесткости: б — с нервюрами, расположенными по воздушному потоку.

Рис. 2. Конструктивно-силовые схемы крыльев истребителя с различным расположением лонжеронов.

конструкторская документация — комплекс текстовых и графин, документов, содержащих информацию, необходимую для разработки, производства, испытаний, эксплуатации и ремонта изделий. К. д. — основная часть технической документации, определяющей облик изделия и организующей его производство. Авиационная техника как новая отрасль инженерной деятельности, возникшая в начале XX в., использовала уже сложившийся опыт общего машиностроения и судостроения. Так, силовые элементы планёра, шасси, механизмы управления, силовые установки изображались на чертежах в соответствии с нормами общего машиностроения. Элементы конструкции летательного аппарата, обтекаемые потоком воздуха (фюзеляж, крыло, оперение и т. п.), создавались на основе плазово-шаблонного метода, принятого в судостроении и в дальнейшем усовершенствованного авиационными специалистами.

В СССР К. д. на авиационную технику развивалась совместно с совершенствованием организации инженерного труда в стране в целом. В 1925 были разработаны первые 14 стандартов, устанавливающих основные правила выполнения чертежей, обязательные для всех отраслей промышленности. К концу 40-х гг. эти стандарты были усовершенствованы, дополнены и составили сборник “Чертежи в машиностроении”, состоявший из 22 стандартов. Опыт применения сборника показал, что стандартизация только правил оформления графических документов недостаточна. В 1950 была издана “Система чертёжного хозяйства” — комплекс стандартов, устанавливающих единые правила выполнения чертежей, документов, терминологию, правила учёта, хранения и внесения в К. д. изменений. В 1965—1967 была проведена разработка комплекса стандартов Единой системы конструкторской документации (ЕСКД), завершившаяся его внедрением (начиная с 1971). Комплекс состоял более чем из ста документов следующих категорий: основные положения; правила выполнения чертежей; правила выполнения текстовых документов; правила выполнения схем и условные обозначения; правила выполнения эксплуатационной и ремонтной документации; правила обозначения и внесения изменений в конструкторские документы; правила учёта и хранения К. д.

К. д. на авиационную технику общетехнических видов выполняется по общегосударственным правилам, регламентированным, например, государственными стандартами, устанавливающими порядок разработки изделий и постановки их на серийное производство. Исключение составляют отдельные вопросы, относящиеся к таким сложным комплексным изделиям, как самолёт, вертолёт, двигатель, ракета, которые обеспечены специальными документами, согласованными с заказывающими ведомствами (например. Нормы лётной годности гражданских самолётов).

Развитие методов автоматизированного проектирования и конструирования, внедрение технологического оборудования с числовым программным управлением и широкое применение ЭВМ в области управления производством, в частности в технологической подготовке производства, ставят перед разработчиками ЕСКД новые проблемы, которые решаются и по мере отработки внедряются. Так, например, внедрена система обезличенного обозначения К. д. на основе классификатора ЕСКД, осуществлены разработка и внедрение машинных носителей К. д., проведена более чёткая увязка взаимодействия документов ЕСКД с другими техническими документами и системами (системой автоматизированного проектирования, отраслевой системой технологической подготовки производства и другими).

Современные методы автоматизированного проектирования летательных аппаратов, включающие подготовку К. д. от проектировочной до цеховой, позволяют передавать от разработчика серийному заводу не громоздкие шаблоны, плазы и макеты, а информацию на машинных носителях. Широкое применение ЭВМ даёт возможность обеспечивать весь цикл подготовки производства методами вычислительной техники, что существенно сокращает сроки выполнения работ, снижает их трудоёмкость и повышает качество изделий. Дальнейшее развитие система автоматизированного проектирования в самолётостроении заключается в еще более широком внедрении в труд проектировщиков и конструкторов средств отображения информации, графопостроителей и ЭВМ с большими быстродействием и памятью, что позволяет быстрее и определённее находить оптимальные конструктивные решения.

Л. А. Корнев.

конструкторское бюро химавтоматики — берёт начало от ОКБ-296, образованного в октябре 1941 в г. Бердске Новосибирской области в результате эвакуации туда завода №296 из Харькова и части ОКБ завода №33 из Москвы и их объединения (главным конструктором был назначен С. А. Косберг). В конце 1945 предприятие было перебазировано в Воронеж, с 1946 называется ОКБ-154. В военные и послевоенные годы предприятие специализировалось в области агрегатов и систем топливопитания и регулирования поршневых и газотурбинных авиационных двигателей. В 1954—1958 был создан ряд жидкостных ракетных двигателей (Д154, СК-1, CK-1K) для экспериментальных самолётов А. И. Микояна и А. С. Яковлева, а в последующий период основные разработки были связаны с жидкостными ракетными двигателями для ракет-носителей и космических аппаратов научного и народно-хозяйственного назначения. Указанное название предприятие носит с 1966. Награждено орденами Ленина (1969) и Октябрьской Революции (1976).

конструкция авиационная (от латинского constructio — построение) — совокупность образующих внутреннюю структуру и поверхность летательного аппарата простых технологически законченных изделий — конструктивных элементов, соединённых между собой. К. а. отличают аэродинамически совершенные формы поверхности, тонкостенность оболочки и каркасированность (оболочки подкреплены дискретно расположеными продольными и поперечными силовыми элементами). Тонкостенность, каркасированность, применение лёгких и высокопрочных конструкционных материалов (главным образом сплавов на основе алюминия, а также титановых сплавов и композиционных материалов) обеспечивают главные свойства К. а. — высокую удельную прочность и жёсткость. Несущая способность К. а. определяется ее конструктивно-силовой схемой. Основными полуфабрикатами для К. а. служат листы и специальные профили (стрингеры, пояса), которые присоединяются к листам при помощи болтов, заклёпок, сварки, склеивания, образуя продольный (силовые панели, балки, лонжероны, бимсы) и поперечный (нервюры, шпангоуты) силовой набор (см. рис.). Из элементарных частей собираются основные части конструкции летательного аппарата: фюзеляж (корпус), крыло, оперение, а также органы управления и средства механизации крыла. Можно выделить конструкции монококовые (см. Монокок, Полумонокок), состоящие из набора однородных элементов; моноблочные, у которых наличие усиленных элементов (поясов, бимсов) нарушает однородность; балочные (лонжеронные), общая прочность которых в основном обеспечивается балками (лонжеронами). Обособленное место среди К. а. занимает конструкция шасси, которая имеет высокую удельную прочность главным образом за счет применения в ней высокопрочных легированных сталей. Соединяются основные части К. а. при помощи узлов и деталей, посредством которых стыкуются усиленные силовые элементы. С помощью узлов и переходных конструкций (пилонов, ферм, держателей и т. п.) к основным частям К. а. крепятся двигатели и различные подвесные элементы (дополнительные топливные баки, контейнеры и т. п.). Значительное место в К. а. занимают второстепенные (с точки зрения прочности), так называемые несиловые части (носки и хвостики крыла и оперения, зализы, обтекатели и т. п.), которые, однако, имеют большое значение для обеспечения необходимых аэродинамических характеристик.

Некоторые элементы К. а. по своему назначению должны быть прозрачными для оптических или радиоизлучений (остекление кабин, обтекатели антенн). Эти элементы изготовляют из стекла (оргстекла) или радиопрозрачных материалов.

К К. а. предъявляются высокие и часто противоречивые требования аэродинамики, прочности и жёсткости, ресурса, живучести, минимальной массы, технологичности, простоты эксплуатационного обслуживания и т. п. При создании К. а. выбираются наиболее оптимальные решения с учётом всех предъявляемых к ней требований.

Лит.: Гиммельфарб Л. Л., Основы конструирования в самолетостроении, М.. 1971; Шульженко М. Н., Конструкция самолетов, 3 изд., М., 1971.

С. М. Егер, Г. В. Украинцев.

Элементы авиационной конструкции: 1 — прессованный пояс; 2, 3, 4 — прессованные стрингеры; 5 — гнутый стрингер; 6, 7 — клёпаные панели; 8 — монолитная панель; 9 — сотовая панель; 10 — сечение балки (лонжерона); 11 — сечение бимса.

контактная поверхность — поверхность в поле течения, которая образуется при взаимодействии потоков разнородных несмешивающихся жидкостей, жидкости и газа, газов и отделяет один поток от другого. Движение этих потоков описывается системами дифференциальных уравнений, не совпадающими тождественно между собой. На К. п. вектор поверхностной силы и вектор скорости являются непрерывными функциями, а плотность и другие теплофизические характеристики среды терпят разрыв. К. п. могут возникать при движении как идеальной, так и вязкой жидкости.

В задачах гидростатики идеальной несжимаемой жидкости К. п. представляет собой границу раздела двух жидкостей (рис., а), которая одновременно является поверхностью уровня давления и потенциала массовых сил. Примером образования К. п. при движении газов может служить режим запуска ударной трубы, когда после мгновенного разрыва диафрагмы один газ вытесняется другим; граница раздела газов (рис., б) есть К. п., перпендикулярная вектору скорости. Аналогичные К. п. возникают при движении газожидкостных смесей в трубах на режиме так называемого пробкового течения (рис., в).

В вязкой жидкости К. п., например, при движении смеси жидкостей в круглой трубе на режиме кольцевого течения (рис., г), является границей раздела несмешивающихся жидкостей и совпадает с поверхностью тока. К. п. наблюдается, например, при движении самолета во влажном воздухе (облака, туман), когда на обтекаемых поверхностях образуются сплошные плёнки воды. Граница раздела воздух — вода (рис., д) есть К. п.; она совпадает с поверхностью тока.

В. А. Башкин.

Контактные поверхности: К п. — контактная поверхность; 1 — набегающий поток; 2 — плёнка воды.

контейнер (английское container, от contain — вмещать) в авиации —1) устройство для перевозки штучных грузов в потребительской или облегчённой транспортной таре, а также багажа пассажиров. В зависимости от назначения различают универсальные грузовые и багажные К. (рис. 1, 2). У грузового К. дверные створки составляют заднюю панель. В закрытом положении каждая из них удерживается запорными устройствами. По периметру К. имеются фитинги: верхние предназначены для захвата его стропами грузоподъёмного устройства, нижние для крепления его на автомобилях и железнодорожном подвижном составе. На летательном аппарате К. крепится к силовым элементам днища, гнёздам или полкам. В днище предусмотрены сквозные каналы под захваты автопогрузчика, используемые также на некоторых самолётах для крепления К. Внутри К. имеются устройства для крепления груза при неполной загрузке. У багажного К. передняя и задняя панели являются дверными створками, каждая из которых в закрытом положении удерживается замками. Вместимость грузовых К. от 4,5 до 60 м3, багажных — от 1 до 4,5 м3.

2) Устройство для упаковки и десантирования грузов и техники. Грузовые парашютно-десантные К., предназначенные для упаковки радиостанций, боеприпасов и других грузов массой до 20—30 кг, десантируются вместе с парашютистами. Грузы массой до 1000 кг упаковываются в стандартные парашютно-десантные К. и выбрасываются через хвостовой люк самолёта с помощью вытяжных парашютов или конвейера (см. Десантно-транспортное оборудование), a затеи опускаются на грузовых парашютах. Продовольствие, вещи, некоторые боеприпасы иногда сбрасываются в К. без парашюта; эти К. могут иметь лёгкие амортизаторы, устройства для торможения в воздухе или приспособления, обеспечивающие их приводнение. Для сброса К. без парашюта с бреющего полёта (высота 2—5 м) самолёт над местом сброса обычно переходит из горизонтального полёта на малой скорости в режим набора высоты, и К. выбрасываются через люк. Беспарашютный метод имеет экономические преимущества: отсутствуют дорогостоящие парашютные системы, возрастает полезная нагрузка самолёта, сокращается время подготовки к десантированию и самого десантирования. К., выполненные по форме и в габаритах авиабомб, подвешивались на замках бомбодержателей самолётов. Обтекаемые К. использовались на внешней подвеске на самолётах при десантировании артиллерийский орудий, автомобилей (рис. 3). Первые парашютно-десантные К. были разработаны в 1930—1934 в СССР под руководством П. И. Гроховского. В 1986—1988 К. широко применялись для сбрасывания грузов с самолётов Ил-76 на дрейфующие станции СП-27, -28, -29.

3) Устройство для десантирования группы людей с помощью единой парашютной системы или беспарашютным способом. Идея беспарашютного десантирования людей принадлежит Гроховскому. Его К.-авиабус на 5 человек подвешивался под самолёт и сбрасывался с малой высоты на площадку. К. испытывали при десантировании (1934) Гроховский и И. В. Титов. В 1964 в США разработан проект беспарашютного десантирования людей в надувных конических К. Там же прошёл испытания К. для группового десантирования подразделения с помощью парашютной системы. Разработаны парашютные системы на 1000—5000 кг полезного груза, позволяющие десантировать 10—20 человек одновременно.

4) Сменное подвесное устройство летательного аппарата, предназначенное для размещения дополнительного стрелкового вооружения (пушек) или специального оборудования (радиоэлектронной борьбы, разведывательного и другого).

В. И. Богайчук, Ю. В. Макаров.

Рис. 1. Грузовой контейнер.

Рис. 2. Погрузка багажного контейнера.

Рис. 3. Подвесной контейнер для десантирования автомобиля.

“Континентал Эрлайнс” (Continental Airlines) — авиакомпания США, одна из крупнейших в мире. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Западной Европы, Азии и в Мексику. Основана в 1934 под названием “Варни спид лайнс”, современное название с 1937. В 1989 перевезла 35,3 миллионов пассажиров, пассажирооборот 63,6 милиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 430 самолётов.

контрастность цели — степени отличия отраженного или излучённого целью сигнала по амплитудным, фазовым и поляризационным свойствам от фона соответствующих по диапазону собственно шумов средств обнаружения, а также естественных и искусственных помех. К. ц. ко интенсивности отражённого или излучённого ею сигнала, как правило, определяет возможности ее обнаружения и захвата, тогда как К. ц. по фазовым и поляризационным характеристикам в основном используется для определения вида и типа цели. Искусственное изменение контрастности летательного аппарата позволяет имитировать ложные цели. См. также Заметность.

контроль бортового оборудования — проводится на стадии изготовления и в процессе эксплуатации. Контроль на стадии изготовления предполагает проверку соответствия бортового оборудования (БО) техническим требованиям. Контроль на различных этапах эксплуатации (подготовка к полёту и полёт, регламентные работы без демонтажа оборудования, профилактические и ремонтно-восстановительные работы) имеет свою специфику и осуществляется наземными и бортовыми средствами. К. б. о. при подготовке к полёту и в полёте проводится для определения технического состояния оборудования, готовности и возможности выполнения режимов работы, определения мест отказов.

По результатам К. б. о. формируются: сигналы на автоматическую или ручную реконфигурацию комплексов БО, соответствующие сообщения экипажу; сигналы о режимах работы, информация об отказах оборудования или недостоверности параметров, выдаваемых в системы индикации, сигнализации, регистрации и документирования; информация о поиске места отказа, замене отказавших систем.

Эксплуатационный контроль выполняется системой автоматизированного бортового контроля, в которую входят: встроенные в аппаратуру средства контроля (ВСК), осуществляющие инструментальный контроль (по обнаружению отказов) и информационный контроль (по обнаружению сбоев и выявлению недостоверной информации), характерный для радиоэлектронного оборудования, построенного с использованием цифровой техники; специальные устройства контроля (например, устройства сравнения, кворум-элементы и т. п.); общекомплексные или общесамолётные бортовые автоматизированные системы контроля на основе вычислительных устройств, формирующие стимулирующие сигналы в системы БО, обрабатывающие и оценивающие получаемые от систем параметры, а также содержащие устройства регистрации.

В комплексах радиоэлектронного оборудования с многорезервированной структурой, имеющих в своём составе центральные цифровые вычислительные машин,ы наряду с ВСК каждой из систем комплекса используются программные средства этих цифровых вычислительных машин, что позволяет с высокой вероятностью оценить достоверность входной информации, а также обеспечить сбор контрольной информации от сопрягаемых систем, её обработку и хранение с выдачей оценки технического состояния комплекса. Например, в первых отечественных цифровых пилотажно-навигационных комплексах для самолётов Ил-96-300 и Ту-204 реализована трёхуровневая иерархическая система средств контроля, в которой нижний уровень составляют ВСК отдельных систем, средний уровень — программные средства цифровых вычислительных машин системы самолётовождения, управления полётом, тягой двигателя, системы предупреждения критических режимов и электронной индикации, верхний уровень — специальная система контроля (сбора и локализации отказов).

Результаты К. б. о. отображаются (на индикаторах, сигнализаторах, экранах, пультах управления и др.) и регистрируются. Для оперативного предъявления на земле обслуживающему персоналу информации об отказах отдельных систем применяются общесамолётные устройства документирования.

К. б. о. при регламентных работах без демонтажа оборудования предназначен для определения его работоспособности с обеспечением поиска механических повреждений систем и кабельных соединений, проверки правильности работы устройств контроля, обнаружения отказов элементов, не охваченных контролем, а также для настройки и регулировки части неэлектронного оборудования; используются средства бортового контроля и частично контрольно-проверочная аппаратура.

К. б. о. при проведении профилактических (для неэлектронного оборудования) и ремонтно-восстановительных работ с демонтажом оборудования осуществляется для углублённой проверки его работоспособности и регулировки, а также для нахождения отказавших элементов с последующей оценкой работоспособности восстановленного БО. На этом этапе применяются наземные автоматизированные системы контроля.

Ю. Е. Кочуров.

контрольно-испытательная станция (КИС) — участок производства, предназначенный для проверки работоспособности и правильности функционального взаимодействия комплекса бортовых систем летательного аппарата с максимальным использованием методов математического и физического моделирования эксплуатационных условий.

Агрегаты и системы проходят стендовые испытания на специальных стендах с применением аналоговых и цифровых вычислительных машин. Для контроля параметров используются электрические датчики (потенциометрические, индуктивные, вибрационно-частотные, тензометрические и другие). Применяются также управляющие вычислительные комплексы. КИС может структурно входить в цех окончательной сборки, летно-испытательную станцию в качестве производственного участка или быть самостоятельным цехом в сборочно-монтажном производстве. В специализированных лабораториях испытываются и контролируются бортовые системы, силовая установка и т. д.

контрольные испытания летательного аппарата (головной серии) — проводятся для проверки полноты реализации перечня доработок и мероприятий устранению дефектов и недостатков, выявленных в процессе государственных испытаний (совместных государственных испытаний), оценки соответствия лётных эксплуатационных данных и показателей, определяющих назначение летательного аппарата, установленному эталону. В последующем, наряду с приёмо-сдаточными испытаниями по сокращённой программе, выполняемыми на заводе-изготовителе, К. и. проводятся периодически для проверки соответствия летательного аппарата и комплектующих его составных частей техническим условиям на поставку. В процессе К. и. подлежат оценке конструктивные, схемные и другие изменения, принятые головным исполнителем с целью улучшения лётно-эксплуатационных данных серийных летательных аппаратов. К. и., как правило, осуществляются в два этапа: исполнитель предварительно проверяет эффективность выполненных мероприятий, затем, при положительной оценке полученных результатов, заказчик контролирует эффективность проведённых на летательном аппарате работ в условиях, близких к условиям реальной эксплуатации, и с учётом технико-экономической рентабельности принимает решение о внедрении летательного аппарата в серию.

Лит. смотри при статье Государственные испытания.

конфигурация (от позднелатинского coniguratio — придание формы, расположение) самолёта — сочетание положений элементов крыла, шасси, наружных подвесок и другие частей и агрегатов самолёта, определяющих его внешние очертания. В зависимости от этапа полёта различают основные К.: взлётная — шасси выпушено, закрылки, предкрылки отклонены на углы, необходимые для взлёта самолёта; полётная — шасси убрано, закрылки и предкрылки не отклонены или отклонены на углы, требуемые условиями полёта по маршруту; предпосадочная — шасси выпущено, закрылки, предкрылки, тормозные щитки отклонены на углы, характерные для захода на посадку; посадочная — шасси выпущено, закрылки, предкрылки, тормозные щитки отклонены на углы, установленные для выполнения посадки. К. определяет лётные качества самолёта на соответствующем этапе полёта.

конфузор (от латинского coniundo — вливаю, распределяю, смешиваю) — профилированный сужающийся канал, в котором дозвуковая скорость жидкости или газа возрастает в результате преобразования потенциальной энергии в кинетическую. В дозвуковой аэродинамической трубе (AT) К. устанавливают перед её рабочей частью (см. рис.) и часто называют коллектором. В сверхзвуковых AT К. является входным участком Лаваля сопла. В первом случае в К. газ ускоряется до рабочих скоростей, во втором — до скорости звука. К. используется и как дозвуковое сопло. Основное требование к К. в AT — обеспечить равномерное поле скорости в выходном сечении, чтобы свести к минимуму зависимость результатов измерений от положения модели по сечению рабочей камеры AT. Одной из главных характеристик К. является степень поджатия {{ε}} — отношение площади входного сечения к площади выходного, которая изменяется в AT различного назначения от 4 до 20. В зависимости от степени поджатия относительная длина К. L/Dвх (L — длина К., Dвх — диаметр его входного сечения) изменяется от ~ 0,8 ({{ε}} = 4) до ~ 1,2 ({{ε}} = 20), а его форму обычно выбирают на основе численного решения уравнений для двух- или трёхмерного течения газа, исходя из условий на входе в К. и требований к потоку газа в рабочей части AT (рабочий диапазон скоростей потока, равномерность распределения скорости газа по сечению и другие).

Конфузоры в дозвуковой (а) и сверхзвуковой (б) аэродинамических трубах: 1 — форкамера; 2 — конфузор; 3 — рабочая часть; 4 — сверхзвуковая часть сопла Лаваля.

копровые испытания — динамические испытания опоры шасси самолёта. При К. и. опору шасси с присоединённой к ней редуцированной массой, выбранной по Нормам прочности, сбрасывают с определенной высоты на специальной установке — копре. Цель К. и. — определение характеристик амортизации опоры и доводка их до расчётных. Испытания проводят для случая поглощения опорой энергии посадочного удара и для проверки стабильности характеристик амортизации при многократных сбросах (ударах). В ходе К. и. воспроизводится действие на опору лобовой нагрузки от раскрутки колеса и подъёмной силы крыла. Оценка характеристик амортизации, опоры производится по диаграмме работы, характеризующей амортизацию шасси (см. рис. 2 к статье Амортизация шасси).

корабельный летательный аппарат — летательный аппарат, базирующийся на авианесущих кораблях. К. л. а. предназначен для перевозки техники и грузов между кораблем и берегом, спасения терпящих бедствие, поражения воздушных надводных и наземных целей, поиска и уничтожения подводных лодок, высадки и поддержки десантов, разведки и целеуказания, радиопротиводействия и т. п. К. л. а. по конструкции в основном подобны соответствующим летательным аппаратам сухопутного базирования. Особенности конструкции К. л. а. обусловлены требованиями совместимости установленных на летательном аппарате и на корабле радиоэлектронных и радиотехнических комплексов, обеспечения взлёта и посадки на палубу и размещения требуемого числа летательных аппаратов на корабле.

Корабельные самолёты по типу взлёта классифицируются на самолёты катапультного, короткого (или трамплинного) и вертикального взлёта.

Самолёт катапультного взлёта выполняет взлёт с помощью катапульты взлётной, обеспечивающей на небольшой дистанции разгон самолёта до требуемой скорости, а посадку совершает с помощью аэрофинишёра, для чего оборудуется тормозным крюком. Эти самолёты (по сравнению с самолётами сухопутного базирования) имеют усиленную носовую стойку шасси, увеличенный ход амортизационных стоек основных опор шасси, относительно короткий фюзеляж, улучшенный обзор из кабины лётчика. Их масса достигает 35 т.

Корабельные самолёты короткого или трамплинного взлёта осуществляют взлёт с разбегом по палубе или с помощью трамплина. Выполнять короткий взлёт без трамплина способны самолёты с подъёмными двигателями и (или) подъёмно-маршевыми двигателями (в том числе корабельные самолёты вертикального взлёта и посадки), а взлетать с трамплина могут и самолёты с обычными силовыми установками (при большой тяговооружённости). Посадка в зависимости от типа самолёта может быть вертикальной с коротким пробегом или с использованием аэрофинишёра. Корабельные самолёты всех типов имеют складывающиеся консоли крыльев для уменьшения их размеров с целью размещения возможно большего числа их на авианесущем корабле.

Корабельные самолёты появились благодаря опытам полётов оборудованых колёсами самолётов с палуб кораблей в 1910—1911. Первый взлёт самолёта с палубы корабля был выполнен 14 ноября 1910 американским лётчиком Ю. Эли с крейсера “Бирмингем”; он же осуществил первую посадку самолёта на палубу крейсера “Пенсильвания” 18 января 1911. В то же время создавались гидросамолёты, приспособленные к взлёту с палубы при помощи катапульты. Посадка осуществлялась на воду вблизи корабля, после чего самолёт поднимали на палубу. Во время Первой мировой войны в русских и английских флотах успешно использовались гидросамолёты такого типа. В 30—40-х гг. на вооружение крейсеров и некоторых линкоров советских и иностранных флотов поступили лёгкие гидросамолёты, предназначенные для разведки и корректировки артиллерийский огня, взлетавшие с палуб с помощью катапульт.

С увеличением скорости полёта самолётов и улучшением другие лётных характеристик оказалось, что колёсные самолёты более эффективны. Они и стали основн типом корабельных самолётов. В период Второй мировой войны корабельные самолёты (истребители, торпедоносцы, бомбардировщики) имели поршневые двигатели. Скорость их полёта достигала 700 км/ч, практический потолок 12 км, дальность полёта 2000 км. В послевоенный период появились реактивные корабельные самолёты: истребители, штурмовики, бомбардировщики, противолодочные, радиолокационного дозора, радиопротиводействия. Корабельные самолёты начала 90-х гг. имеют скорость полёта более 2500 км/ч, практический потолок до 22 км, дальность полёта до 5500 км.

Корабельные вертолёты по принципу работы и внешнему облику подобны вертолётам сухопутного базирования, но в отличие от них имеют складывающиеся лопасти несущего винта, швартовочные узлы, шасси повышеной прочности, способные выдержать нагрузки при посадке на качающуюся палубу.

В. Ф. Павленко.

Корзинщиков Сергей Александрович (1904—1943) — советский лётчик-испытатель. Окончил теоретическую школу авиации в г. Егорьевске (1923), 1-ю военную школу лётчиков (1924) и Высшую военно-авиационную школу воздушной стрельбы и бомбометания в г. Серпухове (1924). Служил лётчиком-истребителем в ВВС (1924—1928), лётчиком-испытателем в Научно-испытательском институте ВВС (1928—1930), затем работал лётчиком-испытателем в Центральном аэрогидродинамическом институте, где проводил лётные испытания многие экспериментальных автожиров (1930—1940), а также опытных самолётов ряда ОКБ, например, истребителя Як-1. Погиб в Великую Отечественную войну. Награждён орденами Ленина, Красной Звезды. Портрет смотри на стр. 288.

С. А. Корзинщиков.

“Кориан Эр” (Korean Air, KAL) — авиакомпания Республики Кореи. Осуществляет перевозки в страны Европы, Азии, Ближнего Востока, а также в Канаду и США. Основана в 1962. В 1989 перевезла 11,3 миллионов пассажиров, пассажирооборот 19,92 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 63 самолёта.

“коробочка” — траектория полёта летательного аппарата над аэродромом в ожидании посадки, при заходе на посадку или уходе от аэродрома (при взлёте); имеет в плане вид прямоугольника, стороны которого расположены параллельно и перпендикулярно направлению старта. Различают большую и малую “К.”. Размеры “К.” устанавливаются инструкцией по производству полётов данного аэродрома или аэродромного узла.

Коровушкин Николай Иванович (р. 1921) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1961). Герой Советского Союза (1957). Окончил авиационное техническое училище (1940), Руставскую военную авиационную школу (1944), Военно-воздушную академию (1955; ныне имени Ю. А. Гагарина), Работал в научно-исследовательском институте ВВС и ОКБ П. О. Сухого. Провёл испытания по запуску турбореактивных двигателей в воздухе, исследовал неустойчивость работы двигателя (помпаж), возможности полёта на динамическом потолке; одним из первых достиг скорости 2000 км/ч. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, медалями.

Н. И. Коровушкин.

Королев Сергей Павлович (1906/1907—1966) — советский учёный и конструктор в области ракетостроения и космонавтики, главный конструктор первых ракет-носителей, искусственных спутников Земли, пилотируемых космических кораблей, основоположник практической космонавтики, академик АН СССР (1958; член-корреспондент 1953), член Президиума АН СССР (1960—1966), дважды Герой Социалистического Труда (1956, 1961). В 1930 окончил Московское высшее техническое училище и одновременно Московскую школу лётчиков-планеристов и пилотов-парителей. С 1930 в ЦКБ при заводе имени В. Р. Менжинского, затем в Центральном аэрогидродинамическом институте. Создал ряд конструкций планеров (“Коктебель”, “Красная Звезда” и другие). В 1932—1933 начальник Группы изучения реактивного движения, в 1933—1938 в Реактивном научно-исследовательском институте (главный инженер, заместитель начальника института, начальник отдела крылатых ракет, начальник группы ракетных аппаратов). Разработал ряд проектов летательных аппаратов, построил ракетопланёр РП-318-1 с жидкостным ракетным двигателем (рис. в таблице XIII). Был необоснованно репрессирован и в 1938—1944 находился в заключении: сначала на Колыме, затем, с 1940, в режимном КБ (ЦКБ-29 НКВД) в бригаде А. Н. Туполева, а в 1942 переведён в режимное КБ В. П. Глушко в Казани, где работал до 1946 заместителем главного конструктора по жидкостным ракетным ускорителям для боевых самолётов. С 1946 главный конструктор ракетно-космической техники. Под руководством К. запущен первый в мире искусственный спутник Земли (1957) и выведен на орбиту первый в мире космический корабль с человеком (Ю. А. Гагарин) на борту (1961). К. как главный конструктор осуществлял общее техническое руководство работами по первым космическим программам и стал инициатором развития ряда прикладных научных направлений, обеспечивших дальнейший прогресс в создании ракет-носителей и космических аппаратов. Золотая медаль имени К. Э. Циолковского АН СССР (1958). Ленинская премия (1957). Награждён 2 орденами Ленина, орденом “Знак Почёта”, медалями. В 1966 АН СССР учредила золотую медаль имени С. П. Королёва. Учреждены стипендии имени С. П. Королёва для студентов высших учебных заведений. В Москве, Житомире и других городах сооружены памятники учёному, созданы мемориальные дома-музеи в Житомире, Москве и на космодроме Байконур, его имя носит Самарский авиационный институт. Именем К. назван талассоид на Луне. Урна с прахом в Кремлёвской стене.

Соч.: Творческое наследие акад. С. П. Королева. Избр. труды и документы, М.. 1980.

Лит.: Асташенков П. Т., Главный конструктор, М., 1975; Из истории советской космонавтики. Сб. памяти академик С. П. Королева, М., 1983; Ветров Г. С., С. П. Королев в авиации. Идеи. Проекты. Конструкции. М., 1988.

С. П. Королёв.

Королевский авиационный научно-исследовательский институт (Royal Aircraft Establishment, RAE) — крупнейшая авиаракетно-космическая научно-исследовательская организация Великобритании. Подчиняется министерству обороны. Ведёт начало от основанного в 1878 аэростатного парка (Balloon Equipment Store), ставшего в 1908 аэростатным заводом (НМ Balloon Factory). С 1911 самолётостроительный завод (Royal Aircraft Factory). Современное название с 1918. Разработка самолётов с 1908. В 1914—1918 создано свыше 500 самолётов 30 типов, многие из которых выпускались большими сериями. В последующие годы институт обеспечивал научно-техническую базу для самолёто- и авиадвигателестроения, авиационного оборудования, после 1945 развернул работы по ракетно-космической тематике. После присоединения в 1983 Национального газотурбинного института (National Gas Turbine Establishment, NOTE, основан в 1944) ведёт научные исследования почти по всем направлениям авиаракетно-космической техники. В середине 80-х гг. институт имел 13 научно-технических отделений, в том числе аэродинамики, материалов и конструкций, силовых установок, управляемого оружия, бортовых систем, лётных испытаний, радионавигационного оборудования, космических систем; более 10 крупных аэродинамических труб.

Королевское авиационное общество (Royal Aeronautical Society, RAeS) Великобритании. Основано в 1866, находится в Лондоне, имеет отделения в Новой Зеландии и ЮАР. В составе общества секции воздушного транспорта, сельскохозяйственной авиации, истории авиации, летчиков-испытателей, ракетной техники, космонавтики и другие. Организует конференции и выставки, проводит научные чтения. Присуждает награды за наиболее значительные работы в области авиации и космонавтики. Издаёт ежемесячный (“Aeronautical Journal”) и ежеквартальный (“Aeronautical Quarterly”) научно-технические журналы.

Коротков Фёдор Амосович (1908—1988) — советский конструктор систем автоматического регулирования авиационных двигателей, доктор технических наук (1965), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1978), Герой Социалистического Труда (1966). Окончил Военную академию механизации и моторизации Рабоче-крестьянской Красной Армии (1934). Работал в авиационной промышленности. В 1940—1984 главный конструктор. Под руководством К. разрабатывались агрегаты и системы топливопитания и регулирования многих авиационных поршневых и газотурбинных двигателей. Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1949, 1961). Награждён 5 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Ф. А. Коротков.

корректор высоты (от латинского corrector — исправитель) — устройство на летательном аппарате для формирования сигнала о текущем значении отклонения барометрической высоты полёта самолёта от некоторого её выбранного (опорного) значения. Используется в качестве источника информации для автоматической стабилизации (коррекции — отсюда название) высоты при выполнении некоторых видов манёвров. К. в. состоит из датчика барометрической высоты, устройства запоминания высоты в момент включения К. в. и устройства формирования сигнала разности между запомненной (опорной) и текущей высотами полёта. Может выполняться в виде самостоятельного прибора или входить в состав пилотажно-навигационных систем.

коррозия (от позднелатинского corrosio — разъедание) авиационных материалов. Материалы, используемые в авиационных конструкциях, подвергаются К. вследствие воздействия атмосферы, содержащей агрессивные аэрозоли галоидов, сернистый газ, влагу, а также вследствие накопления агрессивных жидкостей внутри планёра летательного аппарата. В гидросамолётах и других изделиях авиационной техники, которые могут находиться в контакте с водой, К. развивается более интенсивно. В условиях тропиков К. усиливается под воздействием микроорганизмов, для которых питательной средой являются некоторые виды топлива и органических покрытий. К. развивается преимущественно по электрохимическому механизму. В двигателях и других элементах, подвергаемых нагреванию, усиливается окисление, усугубляемое агрессивными продуктами сгорания.

Специфика авиационных конструкций определяет применение в значительных объёмах лёгких сплавов, среди которых на первом месте находятся алюминиевые сплавы. Наиболее опасные виды К. для конструкционных алюминиевых сплавов — расслаивающая К. и коррозионное растрескивание (КР). Высокая прочность сплавов свойственна ориентированным структурам, при наличии которых оба названных вида К. способствуют образованию и развитию трещин и соответствии с этой ориентацией, то есть с раскрытием их по толщине, в высотном направлении. Расслаивающая К. является более распространенным в авиации видом коррозионного поражения. КР выявляется обычно в деталях, изготовленных из толстостенных полуфабрикатов, и лишь в отдельных случаях наблюдается у тонкостенных изделий с рекристаллизованным мало ориентированным зерном (например, в цельнотянутых трубах). В целях предотвращения этих видов К. используют структурно-регламентированное старение, получившее для ряда сплавов название “смягчающего”, поскольку в этом случае оно приводит к снижению механической прочности. Контроль коррозионных свойств проводят измерением электрической проводимости, учитывая корреляцию с распадом твёрдого раствора и сопротивлением КР.

Сочетание различных типов нагружения и изменения характера коррозионного воздействия на стоянках и в полёте может приводить к сопряжённым или последовательным коррозионным поражениям разного вида. Например, у лопастей винтов вертолётов и самолётов первоначально возникшая транс- или межкристаллитная К. сопровождается последующим развитием усталостных или коррозионно-усталостных трещин. Сопротивление таким видам К. в основном определяется составом и структурой сплава и обработкой поверхности.

Детали летательных аппаратов из магниевых сплавов подвергаются в эксплуатации преимущественно “язвенной” К. Интенсивное её развитие в отдельных местах определяется наличием влаги и недостаточной адгезией защитных покрытий. В некоторых магниевых сплавах при наличии постоянно действующих, достаточно высоких растягивающих напряжений может развиваться и КР. Однако более характерно КР для высокопрочных сталей. В стальных деталях КР развивается в результате неправильной термообработки или нарушения режимов сварки, а также вблизи разного рода макро- и микроконцентраторов напряжений. См. также Противокоррозионная защита.

Лит.: Синявский В. С., Вальков В. Д., Будов Г. М., Коррозия и защита алюминиевых сплавав, М., 1979; Коррозия. Справочник, под ред. Л. Л. Шрайера, пер. с англ., М., 1981.

В. С. Синявский.

косая петля — фигура пилотажа: движение летательного аппарата в наклонной плоскости с разворотом на 360{{°}} (см. рис.). При этом большая часть траектории лежит выше точки ввода в фигуру. Условно можно назвать Нестерова петлей в наклонной плоскости.

Косая петля.

Косберг Семён Ариевич (1903—1965) — советский конструктор авиационных и ракетных двигателей, доктор технических наук (1959), Герой Социалистического Труда (1961). Окончил Московский авиационный институт (1930). Работал в Центральном институте авиационного моторостроения (1930—1940). С 1941 главный конструктор КБ. Под руководством К. созданы агрегаты и системы топливопитания и регулирования для многиех авиационных поршневых и газотурбинных двигателей. Разработаны опытные образцы жидкостных ракетных двигателей для самолётов А. И. Микояна и А. С. Яковлева, первый отечественный кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель, запускаемый в условиях космического пространства, серийные жидкостные ракетные двигатели последних ступеней ряда ракет-носителей. Ленинская премия (1960). Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями. Именем К. назван кратер на Луне.

С. А. Косберг.

космические скорости первая, вторая, третья — критические значения скорости летательного аппарта в момент его выхода на орбиту, определяющие форму траектории его движения в космическом пространстве. К. с. могут быть вычислены для любого расстояния r от центра Земли, однако наиболее часто К. с. определяются только для поверхности шаровой однородной модели Земли (радиусом 6371 км).

Первая К. с. — минимальная скорость, при которой космический аппарат в гравитационном поле Земли может стать искусственным спутником Земли. Вычисляется по формуле v1 = (GM/r)1/2, где = 398603 км32 (G — постоянная тяготения, М — масса Земли). Первая К. с. называется также круговой скоростью; если в момент выхода на орбиту летательный аппарат имеет скорость, перпендикулярную направлению на центр Земли и равную vI, то его орбита (при отсутствии возмущений) будет круговой. У поверхности Земли первая К. с. имеет значение vI = 7,91 км/с.

Вторая К. с. — минимальная скорость, необходимая для того, чтобы летательный аппарат превратился в искусственный спутник Солнца. Применяются также и другие названия: скорость убегания, скорость ускользания, а также параболическая скорость, так как летательный аппарат с начальной скоростью vII движется по параболической траектории, удаляясь сколь угодно далеко от Земли, оставаясь при этом в пределах Солнечной системы. Скорости меньше параболической называются эллиптическими, больше — гиперболическими. Вторая К. с. определяется по формуле vII = (2GM/r)l/2; у поверхности Земли vII = 11186 км/с.

Третья К. с. — минимальная скорость, необходимая для того, чтобы летательный аппарат, запущенный у Земли, преодолел притяжение Солнца и покинул Солнечную систему. Третья К. с. определяется из условия, что летательный аппарат должен иметь параболическую скорость относительно Солнца, вблизи орбиты Земли эта скорость равна около 42 км/с. Чтобы ее достичь, тело у поверхности Земли должно приобрести скорость vIII = 16,67 км/с.

Понятия К. с. применяются также при анализе движения летательного аппарата в гравитационных полях других планет или их спутников, Солнца.

косой скачок уплотнения — см. в статье Ударная волна.

Костович Огнеслав (Игнатий) Степанович (1851—1916) — изобретатель и конструктор в области воздухоплавания. По национальности серб. В юности жил в г. Пешт (Венгрия). В конце 1870-х гг. переселился в Россию. С 1879 работал над созданием дирижабля. Изыскивал для него новый тип прочного и лёгкого материала, в начале 1880-х гг. изобрёл “арборит” — фанеру высокой прочности. В 1882 организовал паевое Товарищество по постройке воздушного корабля Россия”. Дирижабль не был достроен. К. предполагал использовать для дирижабля сконструированный им бензиновый двигатель, на который в 1888 он подал заявку. Привилегия на двигатель была выдана К. в 1892.

О. С. Костович.

Котельников Глеб Евгеньевич (1872—1944) — русский советский изобретатель, создатель авиационного ранцевого парашюта. Окончил Киевское военное училище (1894). В 1911 создал парашют РК-1 (русский, конструкции Котельникова, 1-я модель). В дальнейшем К. значительно усовершенствовал конструкцию парашюта, создав новые модели, в том числе РК-2 с полумягким ранцем, РК-3 и ряд грузовых парашютов, которые были приняты на вооружение советских ВВС. Награждён орденом Красной Звезды.

Соч.: История одного изобретения. Русский парашют, 2 изд., М.—Л., 1939.

Лит.: Черненко Г. Т., Второе призвание, Л., 1982.

Г. Е. Котельников.

Кочеригин Сергей Александрович (1893—1958) — советский авиаконструктор. Окончил школу военных морских лётчиков в Нижнем Новгороде (1919), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1926; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Возглавлял конструкторскую бригаду в ЦКБ, был главным конструктором самолётостроительных заводов. Под его руководством разработаны и построены самолёты-штурмовики, разведчики, бомбардировщики, двухместный истребитель ДИ-6 (совместно с В. П. Яценко), выпускавшийся серийно и принимавший участие в боях на р. Халхин-Гол. Награждён орденом Красной Звезды, медалями.

С. А. Кочеригин.

Кочетков Андрей Григорьевич (1908—1990) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1958). Окончил Качинскую военную авиационную школу (1929), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1938; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского), Работал в научно-исследовательском институт ВВС и ОКБ С. А. Лавочкина и П. О. Сухого. Испытывал опытные самолёты МиГ-3, МнГ-9, Як-3, ЛаГГ-3, Ла-5, Ла-15, Ла-200, Ла-250, Су-7 и другие, а также проводил испытания самолётов на прочность, штопор и флаттер. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

А. Г. Кочетков.

Кочин Николай Евграфович (1901—1944) — советский учёный в области механики, математики и геофизики, одни из создателей современной динамической метеорологии, академик АН СССР (1939). Окончил Петроградский университет (1923). Преподавал в Ленинградском (1924—1934) и Московском (1938—1944) университетах. Работал в Математическом институте АН СССР (1932—1939), одновременно в Центральном аэрогидродинамическом институте (1936—1938), в Институте механики АН СССР (1939—44). Основные труды в области гидро- и аэродинамики, математики и теоретической механики. Дал решение уравнений для движения сжимаемой жидкости на вращающейся Земле. Исследования К. сильных разрывов (ударных волн) в сжимаемой жидкости имели большое значение для развития газовой динамики. Впервые дал строгое решение задачи для крыла конечного размаха.

Соч.: Собр. сочинен. т. 1—2, М.—Л., 1949.

Н. Е. Кочин.

Кошиц Дмитрий Александрович (1902—1944) — военный лётчик, планерист, испытатель автожиров, подполковник. Учился в строительном техникуме. В 1919 добровольно вступил в Красную Армию. Учился (1923—1925) в школе военных лётчиков, Серпуховской высшей школе воздушного боя и бомбометания (“Стрельбом”). Был начальником штаба авиаэскадрильи (1926—1927), инструктором в авиабригаде научно-исследовательского института ВВС (1932—1937). В 30-х гг. испытывал советские автожиры КАСКР-2, ЦАГИ А-14, в 1940 — первый военный автожир А-7. В полётах на планерах установил рекорды: в 1929 высоты (1520 м), в 1933 — дальности буксировочного полёта с пассажиром на планёре Ш-5 за самолётом Р-5 (5025 км), в 1935 — продолжительности полёта (11 ч 30 мин) и высоты полёта (525 м) с двумя пассажирами. В 1932 совершил на авиетке Г-8 большой кольцевой агитперелёт по 20 городам страны протяженностью 5200 км. Во время Великой Отечественной войны К. — лётчик-инспектор авиации. Погиб в авиакатастрофе. Награждён орденом Красной Звезды, медалями.

Д. А. Кошиц.

коэффициент аккомодации — безразмерный параметр, при помощи которого макроскопические характеристики потока молекул газа, отражённых от элемента поверхности тела, выражаются через соответствующие характеристики налетающих молекул. В разреженных газов динамике К. а. используются для аппроксимации функции распределения по скоростям отражённых молекул. На практике применяются эмпирический К. а. энергии и нормального (перпендикулярного поверхности) и тангенциального (касательного ей) импульсов, замыкающие задачу аэродинамического расчёта (в том числе расчёта аэродинамического нагревания) “выпуклых” летательных аппаратов в свободномолекулярном течении.

коэффициент баллистический — см. Баллистический коэффициент.

коэффициент безопасности f — используется при определении расчётных нагрузок на летательный аппарат Рp по значениям эксплуатационных максимальных нагрузок Рэ и равен: f = Pрэ .К. б. вводится для обеспечения высокого уровня надёжности летательного аппарата по условиям статической прочности с учётом возможных разбросов внешних нагрузок и прочностных характеристик конструкции летательного аппарата. Значения К. б. задаются в Нормах прочности, в авиастроении приняты типовые значения f от 1,5 до 2.

коэффициент восстановления полного давления — отношение полных давлений в двух рассматриваемых сечениях элементарной трубки тока: v = p01/p02; при этом поток направлен от сечения 1 к сечению 2. Отличие v от 1 физически связано с необратимыми процессами перехода кинетической энергии в теплоту на рассматриваемом участке. Используется при исследовании стационарных течений идеальной жидкости в отсутствие массовых сил (газодинамический расчёт газовых машин, турбореактивных двигателей и т. п.), характеризует, например, эффективность воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей. К. в. п. д. необходим также для определения поля скоростей на основе экспериментальных данных по распределению давления.

В установившемся потоке идеальной несжимаемой жидкости и в изоэнтропическом потоке сжимаемой жидкости вдоль линии тока полное давление постоянно и, следовательно, v = l. Если в элементарной струйке тока сверхзвуковой поток совершенного газа тормозится, проходя через прямой скачок уплотнения с Маха числом М перед ним, то К. в. п. д. вычисляется по формуле Рэлея

{{формула}}

{{формула}}

где {{γ}} — показатель адиабаты. Если вектор скорости потока образует с фронтом ударной волны угол {{θ}}ω(косой скачок уплотнения), то v можно рассчитать по этой же формуле, если в ней М заменить на Мn = Msin{{θ}}ω). При пересечении элементарной струйкой тока системы из N ударных волн суммарный К. в. п. д. определяется произведением v{{Σ}} = {{П}}ni∞1v1, где vi — К. в. п. д. в i-й ударной волне. При движении несовершенного идеального газа К. в. п. д. для ударной волны определяется путём чиссенного интегрирования уравнений газовой динамики, записанных в интегральной форме.

В. А. Башкин.

коэффициент давления в аэродинамике — безразмерная величина cp, равная разности местного давления p я давления в невозмущённом потоке р отнесённой к скоростному напору невозмущённого потока:

{{ формула }}

где {{ρ}}, V — плотность и скорость газа невозмущённого потока (на бесконечности).

коэффициент избытка воздуха — отношение действительного количества воздуха в горючей смеси к теоретически необходимому для ее полного сгорания (см. Стехиометрический состав горючей смеси). В зависимости от типа двигателя и режима его работы К. и. в. в камере сгорания может изменяться от значений меньше единицы до нескольких десятков.

коэффициент надёжности {{η}} — применяется для определения ресурса конструкции tрес по результатам испытаний или расчётов долговечности конструкции tр:{{η}} = tр/tрес. К. н. вводится для обеспечения высокого уровня надёжности летательного аппарата по условиям сопротивления усталости и с учётом возможных разбросов характеристик этого сопротивления, достоверности данных о повторяемости внешних нагрузок, скорости распространения трещин и характерных особенностей мест разрушений, а также неточностей испытаний или расчётов.

коэффициент пассажирозагрузки — показатель занятости пассажирских мест в самолёте (в процентах), характеризующий интенсивность использования воздушных судов гражданской авиации. Для конкретного рейса определяется как отношение фактически выполненного объема работы (в пассажиро-км) к предельно возможному, равному произведению числа установленных на летательном аппарате пассажирских кресел на тарифное расстояние данного рейса. В статистической отчётности широко используются среднегодовые значения К. п. для парка гражданской авиации отдельных стран или мирового парка в целом. В 1989 К. п. в странах-участницах Международной организации гражданской авиации составил 68%. В СССР среднегодовой К. п. на воздушном транспорте достигал 80% и более.

коэффициент полезного действия воздушного винта — отношение полезной мощности, затрачиваемой на преодоление сопротивления движению летательного аппарата, к мощности двигателя N: {{η}} = PV/N (Р — тяга винта, V — поступательная скорость летательного аппарата).

При таких скоростях полёта, когда на лопастях воздушного винта не возникает местных сверхзвуковых течений, основные потери связаны с индуктивным сопротивлением (индуктивные потери) и профильным сопротивлением. Индуктивные потери минимальны, если винт создаёт за собой поле скоростей, совпадающее с описываемой винтом твёрдой винтовой поверхностью. смещающейся с пост, скоростью в направлении своей оси. Такое или близкое к нему поле скоростей обеспечивается соответствующим выбором распределения циркуляции скорости вдоль лопасти (то есть выбором формы лопасти).

При больших дозвуковых скоростях полёта, когда на лопасти образуются области со сверхзвуковым течением, замыкаемые скачками уплотнений, существенным становится волновое сопротивление (волновые потери). Эффективным способом уменьшения волновых потерь является использование профилей с возможно большими значениями критических Маха чисел и сверхкритических профилей, а также отгиб лопасти назад (саблевидные лопасти) аналогично стреловидному крылу. Отгиб вперёд (обратная стреловидность) здесь эффекта не даёт вследствие роста относительной скорости обтекания с увеличением радиуса и смешения замыкающего скачка уплотнения к задней кромке. С ростом числа Маха полёта {{η}} воздушных винтов с широкими гонкими саблевидными лопастями (винтовентиляторов) уменьшается значительно меньше, чем {{η}} винтов с обычными узкими лопастями, хотя индуктивные потери одинаковы.

Г. И. Майкапар.

коэффициент полезного действия компрессора, турбины — отношение полезной работы к затраченной (располагаемой) в предположении отсутствия теплообмена потока с внешней средой. Наиболее широко распространены следующие коэффициенты полезного действия по параметрам заторможенного потока: изоэнтропический {{η}}*н.н. и политропический {{η}}*п.к. компрессора и {{η}}*т неохлаждаемой турбины:

{{ формула }}

{{ формула }}

{{ формула }}

где i*в1, i*г1 — начальные значения удельной энтальпии воздуха и газа, Дж/кг; s*п1 — начальное значение удельной изобарной энтропии воздуха, Дж/(кг*К); i*п.к., i*г.т., s*в.к. — их конечные значения при действительном процессе; i*г.и.т.. — конечные значения удельной энтальпии воздуха и газа при изоэнтропическом процессе и действительном давлении; {{π}}*к —степень повышения полного давления воздуха а компрессоре; R — удельная газовая постоянная воздуха, Дж/(кг*К). При одинаковом аэродинамическом совершенстве в компрессоре с ростом {{π}}*к значение {{η}}*и.к. уменьшается, а значение {{η}}*п.к. сохраняется неизменным; в турбине с ростом степени понижения полного давления газа {{π}}*т значение {{η}}*т. возрастает. Для охлаждаемой турбины применяется эффективный коэффициент полезного действия ступени {{η}}*т.эф.. В случае использования охлаждающего воздуха, подводимого в рабочее колесо для увеличения работы турбины.

{{формула}}

где Gг,Gо.с.а.,Gв.р.к. — массовый расход газа, охлаждающего воздуха в сопловом аппарате и в рабочем колесе, кг/с; i*г1, i*s1 — удельная энтальпия газа и воздуха при входе; i*см.с.а. — удельная энтальпия смеси газа и воздуха за сопловым аппаратом; i*см. т, i*см.н.т — действительная удельная энтальпия смеси за турбиной и при изоэнтропическом расширении.

В. М. Микартичан.

коэффициент полезного действия реактивного двигателя — безразмерная величина, характеризующая степени совершенства реактивного двигателя как тепловой машины и реактивного движителя. Различают полный, эффективный и полётный (тяговый) К. п. д. р. д.

Полный коэффициент полезного действия {{η}}0, выражается отношением полезной тяговой мощности двигателя к затраченной в единицу времени термохимической и кинетической энергии топлива, находящегося на борту летательного аппарата. Пренебрегая нагревом топлива в баках и системах вне двигателя, получим {{η}}0 = PV/[Gт(Hu + V2/2)], где Р — реактивная тяга двигателя, V — скорость полёта, Gт — расход топлива (горючего и окислителя в ракетных двигателях) во всех камерах сгорания двигателя в единицу времени, Hu — теплота сгорания 1 кг топлива (в воздушно-реактивном двигателе) или 1 кг смеси горючего и окислителя (в ракетном двигателе). Полный коэффициент полезного действия равен произведению эффективного и полётного коэффициент полезного действия ({{η}}э и {{η}}п), характеризующих соответственно термогазодинамическое совершенство двигателя и его совершенство как движителя: {{η}}0 = {{η}}э{{η}}п.

У воздушно-реактивного двигателя эффективный коэффициент полезного действия определяется отношением создаваемой двигателем располагаемой работы (в виде разности кинетической энергий вытекающих из сопел газов и набегающего потока воздуха) к затраченной энергии топлива. У воздушно-реактивного двигателя простейших одноконтурных схем (турбореактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель) этот коэффициент полезного действия близок к термическому коэффициенту полезного действия термодинамического цикла и сохраняет характер его зависимости от основных параметров цикла. У турбореактивного двухконтурного двигателя {{η}}э несколько снижается из-за потерь при обмене энергий между контурами, однако полный коэффициент полезного действия турбореактивного двухконтурного двигателя на малых скоростях растёт в связи с ростом полётного коэффициента полезного действия. У двигателей с форсажными камерами сгорания при малых V значение {{η}}э уменьшается вследствие того, что подвод топлива в форсажные камеры осуществляется при более низком давлении воздуха однако при высоких сверхзвуковых скоростях полёта {{η}}э значительно увеличивается из-за существенного повышения давления в двигателе вследствие динамического сжатия воздуха.

Полётный коэффициент полезного действия определяется отношением полезной тяговой мощности двигателя к создаваемой им располагаемой мощности. Этот коэффициент полезного действия определяется приближённой формулой Б. С. Стечкина для двигателей с единым реактивным соплом: {{η}}п = 2{{V}}/1 + {{V}}), где {{V}} = V/ωc — отношение скоростей полёта и истечения газов из реактивного сопла (реально {{V}} < 1, {{η}}п < 1). Полётный коэффициент полезного действия воздушно-реактивного двигателя может быть увеличен лишь при увеличении{{V}}, то есть уменьшением скорости истечения газов (например, при росте степени двухконтурности m в турбореактивном двухконтурном двигателе) или увеличением скорости полёта летательного аппарата.

У ракетных двигателей {{η}}э определяется как отношение располагаемой работы (в виде суммы кинетической энергий вытекающих из сопла газов и топлива на борту летящего летательного аппарата) к полной энергии топлива, то есть {{η}}э = (ω2с + V2)/2(Hu + V2/2). Полётный коэффициент полезного действия ракетного двигателя выражается формулой {{η}}п = 2{{V}}/(1 + {{V}}2).

Зависимости {{η}}п от {{V}}для воздушно-реактивного двигателя (сплошная линия) и ракетного двигателя (штриховая линия) и области их работы показаны на рис. 1.

У турбовинтовых двигателей {{η}}э определяется отношением эквивалентной мощности Ne к затраченной энергии топлива: {{η}}э = Ne/(GтHu). Полётный коэффициент полезного действия турбовинтовых двигателей выражается сложной формулой, его значение близко к значению коэффициента полезного действия винта {{η}}в = PвV/Nв, где Рв, Nв — тяга винта и мощность на его валу.

Воздушно-реактивные двигатели к концу 80-х гг. достигли высокого термогазодинамического совершенства. Дозвуковые турбореактивные двухконтурные двигатели при высокой степени повышения давления а цикле (до 30 только в компрессорах и до 50 с учётом динамического сжатия в полёте при Маха числе полёта М{{}} = 0,8—0,85) имеют {{η}}э = 0,42—0,43, что превышает коэффициенты полезного действия, достигаемые в других транспортных тепловых машинах с простым рабочим циклом. Значение {{η}}э у современных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой при высоких скоростях полёта (М{{}} = 2—3) равно 0,4—0,5. Такие значения эффективного коэффициентa полезного действия при высоких полётных коэффициентов полезного действия обеспечивают современным воздушно-реактивным двигателям высокие значения полного коэффициента полезного действия (рис. 2), который имеет тенденцию к росту при увеличении скорости полёта летательного аппарата (при V = 0 всегда {{η}}0 = 0).

Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975; Теория двухконтурных турбореактивных двигателей, под ред. С. А. Шляхтенко, В. А. Сосунова, М., 1979.

В. А. Сосунов.

Рис 1. Полетный коэффициент полезного действия: 1 — турбореактивного двигателя с форсажной камерой и турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой (М{{}} = 2—2,5; Pmax1; 2 — турбореактивного двухконтурного двигателя с m = 4—8 (M{{}} = 0,8—0,85); 3 — жидкостного ракетного двигателя баллистических и космических ракет при Vmax.

Рис 2. Полный коэффициент полезного действия воздушно-реактивных двигателей различных типов в зависимости от крейсерской скорости полета.

коэффициент полноты сгорания топлива — отношение количества теплоты, фактически выделившейся при сгорании 1 кг топлива, к его теплоте сгорания. К. п. с. т., зависящий от многих конструктивных и режимных факторов камеры сгорания и двигателя, достигает, например, в основной камере сгорания на взлётном и максимальом режимах работы газотурбинного двигателя около 100%; его пониженное значение на режиме малого газа (вследствие низких значений температуры и давления воздуха, входящего в камеру) вызывает выброс вредных веществ (оксида углерода и углеводородов).

коэффициент потерь полного давления — отношение разности полных давлений (p*1-p*2) воздуха (газа) соответственно в сечениях на входе в рассматриваемый элемент проточной части двигателя (p*1) и на выходе из него (p*2) к полному давлению p*1 на входе в данный элемент: {{δ}} = (p*1- p*2)/ p*1; характеризует газодинамические потери в элементах (узлах) воздушно-реактивного двигателя, в которых к воздуху (газу) не подводится и от него не отводится механическая работа. Чаще всего используется для оценки потерь полного давления в основных камерах сгорания газотурбинного двигателя коэффициент {{δ}}к.с. = (p*к- p*т)/ p*к, где p*к и p*т —полные давления соответственно за компрессором и перед турбиной, а в форсажных камерах сгорания турбореактивного двигателя с форсажной камерой — коэффициент {{δ}}ф.к. = (p*n- p*ф)/ p*т, где p*т и p*ф — полные давления соответственно за турбиной и за форсажной камерой. Коэффициент потерь полного давления связан с более распространённым при оценке потерь полного давления в элементах проточной части воздушно-реактивного двигателя коэффициентом восстановления полного давления v = p*2/ p*1 следующей зависимостью: {{δ}} = 1-v.

Лит.: Теория воздушно-реактивных двигателей, под ред. С. М. Шляхтенко, М., 1975; Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика, 5 изд., ч. 1—2, М., 1991.

В. И. Бакулев.

коэффициенты аэродинамические — см. Аэродинамические коэффициенты.

Кравченко Григорий Пантелеевич (1912—1943) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1940), дважды Герой Советского Союза (1939). В Красной Армии с 1931. Окончил Качинскую военную авиационную школу имени А. Ф. Мясникова (1932), курсы усовершенствования комсостава при Академии Генштаба (1941). Участник боёв в районе р. Халхин-Гол, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В Великую Отечественную войну был командующим ВВС армии, командиром авиадивизии. Погиб в бою. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 2-й степени, “Знак Почёта”. Бронзовый бюст в селе Сулимовка Днепропетровской области. Урна с прахом в Кремлёвской стене.

Лит.: Яковлев В. П., Устюжанин Г. П.. Генерал Кравченко, Челябинск, 1976.

Г. П. Кравченко.

Красильщиков Пётр Петрович (1903—1965) — советский учёный в области аэродинамики, профессор (1948), доктор технических наук (1949), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1964). Окончил Московский государственный университет (1936). Работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1926—1965). Преподавал в ряде вузов Москвы. Основные труды в области аэродинамики крыльев. Разработал ряд крыловых профилей (в конце 20-х гг. профили P-II для учебных самолётов малых скоростей и планеров, применяющиеся до сих пор; профили 1-А, 1-Б — для первых советских реактивных истребителей С. А. Лавочкина, А. И. Микояна, П. О. Сухого, А. С. Яковлева), а также механизацию крыла с управлением пограничным слоем путём его отсоса и сдува с отклонённого закрылка. Ленинская премия (1961), Государственная премия СССР (1946, 1947). Награждён орденом Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Практическая аэродинамика крыла, М., 1973 (Труды ЦАГИ, в. 1459).

П. П. Красильщиков.

“Красный лётчик” — советский авиастроительное предприятие. Берёт начало от Петроградского государственного соединённого авиационного завода, образованного в конце 1920 в результате объединения бывших воздухоплавательного отделения Русско-Балтийского вагонного завода, “Первого Российского товарищества воздухоплавания С. С. Щетинин и К{{°}}”, завода В. А. Лебедева (позднее к ним присоединился завод воздушных винтов “Интеграл”). С 1922 называется Государственный авиационный завод №3 “К. л.”, с 1927 — завод №23. В 1922 — 24 завод выпускал гидросамолёты “Теллье”, М-9, М-23, М-24, М-24бис, в 1923—1931 учебный самолёт У-1 (МУ-1), в 1926—1929 истребители И-2, И-2бис. В 1925—1927 в составе завода работал Отдел морского опытного самолётостроения (ОМОС) и строились опытные самолёты “Укрвоздухпуть”, МРЛ-l, МР-2, -3, МУР-1, -2, РОМ-1, -2 МУ-2 (см. Григоровича самолёты), а в 1930—1932 — МУ-3, Ш-2. В 1928—130 выпускался учебный (так называемый “переходный:”) самолет П-2, а с 1929 завод стал основным поставщиком самолёта У-2. В предвоенные годы строился также самолёт УТ-2. В июле — августе 1941 завод №23 эвакуирован из Ленинграда в Новосибирск и частично в Казань. В Казани было продолжено производство У-2 (По-2). В разные годы на заводе работали Д. П. Григорович, А. С. Москалёв, В. Б. Шавров, О. К. Антонов, Г. И. Бакшаев.

Красовский Александр Аркадьевич (р. 1921) — советский учёный в области систем автоматического управления, член-корреспондент АН СССР (1968), генерал-майор, Герой Социалистического Труда (1981), Окончил Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1945; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского); работает таи же (профессор с 1954). Основные труды по теории автоматического управления полётом летательного аппарата. Государственная премия СССР (1976). Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями. Портрет смотри на стр. 290.

Соч.: Динамика непрерывных самонастраивающихся систем. М., 1963; Системы автоматического управления полетом и их аналитическое конструирование, М., 1973; Теория корреляционно-экстремальных навигационных систем. М., 1979.

А. А. Красовский.

Красовский Николай Николаевич (р. 1924) — советский учёный в области математики и механики, академик АН СССР (1968; член-корреспондент 1964), Герой Социалистического Труда (1974). После окончания Уральского политехнического института (1949) работал там же [профессор (1957), заведующий кафедрой]. В 1959—1970 заведующий кафедрой Уральского государственного университета, в 1970—1977 директор Института математики и механики Уральского научного центра АН СССР, затем член Президиума Уральского отделения АН СССР. Фундаментальные труды по теории устойчивости движения, математической теории управления. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1984). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции. Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Некоторые задачи теории устойчивости движения, М., 1959; Теория управления движением. Линейные системы, М„ 1968; Управление динамической системой, М., 1985.

Н. Н. Красовский.

Красовский Степан Акимович (1897—1983) — советский военачальник, маршал авиации (1959), Герой Советского Союза (1945), профессор (1966). В Советской Армии с 1918. Окончил курсы усовершенствования начальников состава ВВС (1927), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1936; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Участник Гражданской, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В 1941—1945 командовал ВВС армии, фронта, воздушной армией. После войны командующий ВВС ряда военных округов, в 1956—1968 начальник Военно-воздушной академии имени Ю. А. Гагарина, с 1968 в Группе генеральных инспекторов МО СССР. Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 1-й и 2-й степени, Кутузова 1-й степени. Богдана Хмельницкого 1-й степени, Красной Звезды, “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами.

С. А. Красовский.

крейсерская скорость — скорость летательного аппарата на крейсерском режиме полёта. В зависимости от задачи полёта различают К. с. минимального времени полёта (К. с. максимальна), К. с. максимальной дальности полёта (расход топлива на 1 км пути минимален), К. с. экономическую (себестоимость перевозок минимальна) и К. с. максимальной продолжительности полёта (часовой расход топлива минимален).

крейсерский режим полёта — режим полёта летательного аппарата с постоянной скоростью. Основной режим полёта на дальность. Высота при К. р. может выдерживаться постоянной в процессе полёта или увеличиваться вследствие уменьшения массы самолёта по мере расходования топлива. К. р. определяется двумя параметрами — скоростью и высотой (или коэффициентом подъёмной силы на К. р.).

крен (от французского car{{é}}nе — киль; подводная часть судна или от голландского krengen — класть судно на бок) — отклонение плоскости симметрии летательного аппарата от местной вертикали к земной поверхности. Характеризуется углом К. и скоростью К. Угол крена {{γ}} — угол между поперечной осью OZ и осью OZ{{m}} нормальной системы координат (см. Системы координат), смещённой в положение, при котором угол рыскания равен нулю. Угол К. считается положительным, когда ось OZg совмещается с осью OZ поворотом вокруг оси ОХ по часовой стрелке, если смотреть вдоль этой оси. При определении ориентации скоростной системы координат (СК) относительно нормальной используется скоростной угол крена {{γ}}a, определяемый аналогично углу {{γ}}, но вместо оси OZ рассматривается боковая ось OZа. При описании движения ракет используют аэродинамический угол крена {{φ}}n, определяемый как угол между осью OY и осью OYn CK, связанной с пространственным углом атаки.

Креном летательного аппарата называется также движение, при котором происходит изменение угла крена; характеризуется скоростью крена {{ω}}x — проекцией угловой скорости летательного аппарата на его продольную ось. Скорость К. считается положительной при вращении летательного аппарата вокруг оси ОХ по часовой стрелке. При анализе К. часто используют безразмерную скорость К. —{{ω}}x, связанную со скоростью К. соотношением {{ω}} = {{ω}}xl/2V, где l — размах крыла летательного аппарата, V — скорость полета. Безразмерную скорость К. называют также углом винтовой линии, описываемой концом крыла.

Манёвры К. используются, например, при разворотах, при выполнении фигур пилотажа, при заходе на посадку для парирования смещения траектории летательного аппарата относительно оси взлётно-посадочной полосы. Управление К. осуществляется органами поперечного управления (см. Органы управления). Самопроизвольный К. летательного аппарата называют валёжкой. См. также Боковое движение.

М. А. Ерусалимский.

кресло пассажирское — предназначается для комфортабельного, удобного и безопасного пребывания пассажиров в полёте; элемент интерьера пассажирского салона. На первых пассажирских самолётах 1913—1914 использовались лёгкие сиденья и плетёные К. Современные К. оборудуются отклоняющимися спинками, столиками, средствами индивидуального обслуживания и развлечения, а также ремнями безопасности и средствами спасения. В зависимости от уровня комфорта пассажирского салонов различают К. первого, туристского, экономического классов и так называемого бизнес-класса. Для широкофюзеллжных самолётов кресла туристского класса модифицированы. Сохраняя габаритные размеры блоков унифицированы К. туристского класса, новые К. отличаются от них установкой на каждом пассажирским месте специального оборудования: кнопки вызова бортпроводников, пульта для прослушивания через индивидуальные наушники музыкальных программ и другие. В салонах бизнес-класса размещаются К. бизнес-класса, удобные и комфортабельные, незначительно уступающие К. первого класса по габаритным размерам и декоративной отделке. Шаг установки, а также класс К. зависят от продолжительности полёта:

Е. Н. Соколовская.

Продолжительность полёта

Класс кресел

Шаг установки кресел (мм)

До 2 ч

Экономический

750-780

До 4 ч

 

 

810

До 6 ч

То же

870

Св. 6 ч

Туристский повышенного комфорта

870

То же

Первый

960-1020

“-“

Бизнес-класс

900

 

Кретов Степан Иванович (1919—1975) — совеский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1944, 1948). В Советской Армии с 1939. Окончил Балашовскую военную авиационную школу (1940), Высшую офицерскую лётно-тактическую школу (1950), Военно-воздушную академию (1958; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, заместителем командира эскадрильи дальнебомбардировочного авиаполка. Совершил 400 боевых вылетов; экипаж К. сбил в воздухе 10 вражеских самолётов. После войны на командных и штабных должностях и преподавательской работе. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Краской Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Минусинске Красноярского края.

Лит.: Швецов А., В небе — Кретов, в кн.; Когда страна быть прикажет героем..., Красноярск, 1974.

С. И. Кретов.

кривизна профиля. Под кривизной профиля крыла обычно понимают кривизну его средний линии. К. п. один из основных геометричских параметров несимметричного профиля, классическим примером которого является Жуковского профиль (со средней линией, близкой к дуге окружности). К. п. принято характеризовать вогнутостью профиля, определяемой стрелой прогиба средний линии (см. рис. к статье Профиль крыла), то есть расстоянием по вертикали от хорды до средней линии; К. п. считается положительной, если средний линия лежит выше хорды. Вогнутость профиля изменяется по хорде и может даже менять знак для профилей с S-образной средний линией. Максимальная относительная вогнутость профиля {{f}}max равна отношению максимальной стрелы прогиба fmах средней линии к хорде b профиля: {{f}}max = fmax/b.

При дозвуковых скоростях полёта положительная вогнутость профиля создаёт не зависящие от угла атаки приращения коэффициента подъёмной силы cy и момента тангажа mz, (см. Аэродинамические коэффициенты). В несжимаемой жидкости для тонкого профиля с параболической средний линией эти приращения равны {{Δ}}сya = 4{{π}}fmax и {{Δ}}mza = -{{π}}{{f}}max. Эффект увеличения подъемной силы при наличии положительной вогнутости профиля широко используется в авиации. Например, на взлётно-посадочных режимах полёта для увеличения подъёмной силы при фиксированных углах атаки изменяют кривизну (вогнутость) профилей крыла путём отклонения закрылков. К. п. применяют также в сочетании с соответствующими углами геометрической крутки крыла для получения эллиптического распределения циркуляции скорости по размаху крыла, обеспечивающего минимальное индуктивное сопротивление при дозвуковых скоростях полёта. Максимальные относительные вогнутости профилей, оптимальных для дозвуковых скоростей полёта, достигают значения fmax = 1,5—2,5%. При этом максимальная вогнутость для классических дозвуковых профилей находится на расстоянии 30—50% хорды от носка крыла. Для сверхкритических профилей, рассчитанных на трансзвуковые скорости полёта, характерно более заднее ее положение по хорде (70—80%). Этим достигается уменьшение кривизны верхней образующей в носовой и центральных частях профиля и дополнительное подгружение хвостовой части профиля.

При сверхзвуковых скоростях полёта наличие вогнутости практически не создаёт приращения подъёмной силы. Тем не менее К. п. используется для минимизации сопротивления сверхзвуковых крыльев и получения заданного значения коэффициента момента тангажа при нулевой подъёмной силе.

Л. Е. Васильев.

кризис сопротивления — уменьшение сопротивления шара с возрастанием скорости набегающего потока при Рейнольдса числах Re, близких к критическому значению Re.{{~}} 1,5*105. Явление было установлено в 1912 А. Г. Эйфелем, объяснено в 1914 Л. Прандтлем. Поскольку оно противоречит известному факту о возрастании сопротивления тела пропорционально квадрату скорости, то его называют также парадоксом Эйфеля — Прандтля.

При Re < Re* на поверхности шара развивается ламинарный пограничный слой, который отрывается в окрестности миделевого сечения, при этом срывная зона охватывает всю кормовую часть шара, что обусловливает значительное сопротивление давления.

При Re > Re* ламинарный режим течения в окрестности миделя сменяется турбулентным (точка Т на рис.); турбулентный пограничный слой по сравнению с ламинарным имеет более наполненный профиль скорости и может выдержать большие положительные градиенты давления. Вследствие этого точка 5 отрыва пограничного слоя смещается вниз по потоку, сокращаются поперечные размеры застойной зоны, и, хотя при этом сопротивление трения несколько возрастает, полное сопротивление аэродинамическое шара уменьшается из-за существенного снижения сопротивления давления. Своё объяснение Прандтль подтвердил результатами экспериментальных исследования обтекания двух шаров, один из которых имел гладкую поверхность, а на лобовой поверхности другого было установлено тонкое проволочное кольцо для искусственной турбулизации течения. Установка кольца (турбулизатора) привела к смещению точки отрыва потока вниз по течению с сечения {{φ}} ≈ 80{{°}} при ламинарном пограничном слое в сечение {{φ}} ≈ 100—120{{°}} и уменьшению полного сопротивления шара.

К. с. имеет место также при движении с дозвуковыми скоростями других плохо обтекаемых тел с гладким контуром: круговой цилиндр, эллипсоиды и т. д. Для хорошо обтекаемых тел (аэродинамические профили и другие) он практически не наблюдается.

В. А. Башкин.

Распределение коэффициента давления сp = 2(р - p{{}})/{{ρ}}u2{{}} (р — давление на поверхности шара, p{{}} — давление в набегающем потоке, u{{}} — скорость потока, {{ρ}} — плотность среды вдоль образующей шара: 1 — Re = 157200, cx = 0.471; 2 — Re = 251300, cx = 0,313; 3 — Re = 298500, cx = 0,151; 4 — Re = 424500, cx = 0,143; штриховая кривая — идеальная жидкость при безотрывном обтекании; М — положение максимума скорости среды, cx — безразмерный коэффициент полного аэродинамического сопротивления.

Крикун Александр Филиппович (1909—1970) — советский воздухоплаватель. Окончил Московскую воздухоплавательную школу ГВФ (1936). Выполнял полеты на свободных аэростатах для тренировок лётного состава и научно-исследовательских целей (налетал свыше 2500 ч); совершил ряд рекордных полётов на аэростатах разных объёмов. В 1938 вместе с А. А. Фоминым и Г. И. Голышевым выполнил полёт на субстратостате с планёром, отцепленным на высоте 5100 м. Выполнил ряд полётов для отработки прыжков с парашютом с аэростата, Помощник командира стратостата-парашюта ВР-60 “Комсомол”, совершившего 12 октября 1939 полёт на высоте 16800 м. В годы Великой Отечественной войны начальник штаба отдельного воздухоплавательного отряда. После войны работал пилотом свободных аэростатов в Центральной аэрологической обсерватории Гидрометеослужбы СССР. 27 апреля 1949 вместе с П. П. Полосухиным при полёте на субстратостате СССР ВР-79 объёмом 2650 м3 установил всесоюзный рекорд высоты прыжка (11668 м), который превышал мировой.

А. Ф. Крикун.

криогенная аэродинамическая труба (от греческого kr{{y}}os — холод, мороз, лёд и -gen{{e}}s — рождающий, рождённый) — аэродинамическая труба, в которой рабочий газ охлаждается вплоть до температуры начала равновесной конденсации в потоке. Охлаждение потока производится с целью повышения Рейнолъдса числа Re за счёт уменьшения динамической вязкости. Другие известные способы увеличения Re путём увеличения полного давления p0 или характерных размеров l аэродинамической трубы и модели приводят к увеличению требуемой для проведения эксперимента мощности привода (N{{∞}}p0l2), тогда как увеличение чисел Рейнольдса путём снижения температуры торможения Т0 приводили уменьшению мощности привода (N{{∞}}T0,5).

Охлаждение рабочего газа — воздуха или азота — производится обычно путём впрыска и испарения в нём жидкого азота. При заданных давлении p0 и размере рабочей части l имеют место следующие зависимости основных параметров К. а. т. от температуры торможения при Маха числе М = const: Re{{∞}}Т0-1,4, расход газа G{{∞}}T0-0,5, скорость ω{{∞}}T00,5 и скоростной напор q = {{ρ}}ω2/2∞/2 не зависит от Т0 (см. рис.). При Re = const, p0 = const расход полной энергии для обычной компрессорной трубы требуется примерно в 2 раза больший, чем для криогенной включая затраты на получение жидкого азота. Постоянство скоростного напора а является очень важным качеством К. а. т.: при охлаждении потока (p0 = const) Re растёт, а нагрузка на модель не изменяется, что позволяет исследовать раздельно влияние значения Re и аэроупругости на аэродинамические характеристики модели.

При криогенных температураx свойства воздуха (или азота) отличаются от свойств совершенного газа. Однако эти отличия при давлениях до 0,4 МПа и температурах, которые превышают температуры конденсации, составляют не более 1% и практически не сказываются на газодинамических характеристиках потока. Потому при анализе экспериментальных данных и проведении аэродинамических расчётов можно пользоваться уравнениями для совершенного газа с показателем адиабаты {{γ}} = 1,4.

А. Л. Искра.

Зависимости относительных значений числа Рейнольдса {{Re}}, плотности газа {{р}}, расхода газа {{б}}, скоростного напора {{д}}, потребной мощности {{N}} и скорости потока {{ш}} (отнесённых к их значениям при некоторой “начальной” температуре) от температуры торможения T0.

криогенное топливо — жидкое топливо (при температуре ниже 120 К), получаемое сжижением газов глубоким охлаждением, К К. т. относятся жидкие водород, метан и (в значительной мере условно) пропан. Они обладают повышенным хладоресурсом топлива, что важно для решения проблем, связанных с охлаждением теплонапряжённых элементов летательного аппарата, силовой установки и бортового оборудования при больших скоростях полёта.

Широкие перспективы открываются при использовании в качестве авиационного топлива жидкого водорода, имеющего высокие энергетические характеристики. С применением водорода связывают возможности создания самолётов с большими гиперзвуковыми скоростями полёта. Жидкий пропан рассматривается в качестве эффективного хладагента для бортовых систем кондиционирования и теплонапряжённых элементов летательных аппаратов и силовых установок. При использовании пропана значительно легче (по сравнению с использованием водорода и метана) решаются проблемы сжижения, транспортировки, хранения, а также размещения К. т. на летательном аппарате. Метан по многим важным эксплуатационным показателям (плотности, температурному диапазону жидкого состояния и другим) существенно уступает пропану, но превосходит его по ресурсам сырья.

В 1988 в СССР начались лётные испытания экспериментального самолёта Ту-155, способного использовать в качестве топлива жидкий водород и сжиженный природный газ.

Н. Ф. Дубовкин.

критическая скорость течения — местная скорость {{α}}* стационарного течения газа, равная местной скорости звука. К. с. т. вводится обычно при анализе движения идеального совершенного газа, формула для её расчёта следует из Бернулли уравнения при отсутствии массовых сил: {{α}}* = [2Н({{γ}} - 1)/({{γ}} + 1)]{{' }} = Vm[({{γ}} - 1)/({{γ}} + 1){{-lf}},где {{γ}} — показатель адиабаты, H — энтальпия торможения, Vm — максимальная скорость в газе. В задачах аэро- и гидродинамики К. с. т. часто используется в качестве характерного масштаба скорости.

критические режимы летательного аппарата — опасные формы свободного движения летательного аппарата (например, инерционное вращение, самовращение, сваливание, штопор), развивающиеся при значительных превышениях установленных для данного типа летательного аппарата лётных ограничений. Общим для таких режимов является сложное пространственное движение, нередко с большими скоростями вращения и значительными линейными и угловыми ускорениями, вследствие чего летательный аппарат может практически полностью выйти из-под контроля нетренированного лётчика. Кроме того, возникающие при этом изменения характера реакции летательного аппарата на отклонения органов управления для выхода из К. р. требуют, как правило, особых приёмов пилотирования.

критическое сечение сопла — см. в статье Лаваля сопло.

Крокко (Сrоcco) Гаэтано Артуро (1877—1968) — итальянский специалист в области авиации и артиллерии, один из пионеров ракетной техники, генерал. Учился а университете в Палермо (1896—1900). Статьи по авиации и воздухоплаванию печатал с 1902. Особое внимание уделял вопросам устойчивости и управляемости летательных аппаратов. В 1904 одним из первых обосновал необходимость применения элеронов. Большое внимание уделял исследованию воздушных винтов, первым предложил (1905) использовать режим авторотации винта для осуществления аварийной посадки вертолётов. В 1904—1926 — один из руководителей итальянского дирижаблестроения. Построенный в 1908 при его участии дирижабль Р-1бис положил начало итальянской школе полужёстких дирижаблей. Внёс ряд усовершенствований в конструкцию, аэродинамику и вооружение дирижаблей. После 1926 занимался авиацией, особое внимание уделял проблемам высотной и реактивной авиации, испытывал твердотопливные ракеты. После Второй мировой войны возглавлял Итальянскую ассоциацию ракетных исследований и аэронавтики, пропагандировал межпланетные полёты и космические исследования, в том числе “пакетное” использование ракетных двигателей. Именем К. назван кратер на Луне.

Г. А. Крокко.

Крокко (Сrоссо) Луиджи (р. 1909) — итальянский учёный в области авиации и космонавтики, профессор. Окончил Римский университет (1931). В 1928—1949 занимался теоретическими и экспериментальными исследованиями в области аэродинамики больших скоростей и реактивного движения. С 1949 работает в США; руководитель Гуггенхеймского центра реактивного движения в Принстоне (1949—73).

круговая скорость — см. в статье Космические скорости.

“Крузейру ду Сул” (Servicos А{{é}}геos Cruzeiro do Sul) — авиакомпания Бразилии. Осуществляет перевозки в странах Южной Америки. Основана в 1927. В 1989 перевезла 3,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 3,63 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 13 самолётов.

Крутень Евграф Николаевич (1890—1917) — русский лётчик, капитан. Окончил Гатчинскую военную авиационную школу со званием военного лётчика (1914). В 1914—1916 летчик, командир второго армейского авиационного отряда, командир второго авиационного отряда истребителей. В 1916 командирован во Францию и Великобританию, где ознакомился с постановкой авиационного дела, освоил новые типы самолётов, принял участие в боевых действиях. После возвращения в Россию назначен (апрель 1917) командиром второй боевой авиационной группы, в состав которой входили три отряда истребителей. К. разработал теорию и проверил на практике многие приёмы воздушного боя. Им написаны работы “Воздушный бой” (1916), “Истребительная авиация” (1917) и другие. Сбил около 20 самолётов противника. Погиб в июне 1917, возвращаясь с боевого задания.

Лит.: Залуцкий Г. В., Выдающиеся русские летчики. М., 1953.

Е. Н. Крутень.

крутка крыла — угловое отклонение местных хорд крыла от его базовой плоскости (см. Системы координат летательного аппарата) и (или) изменение кривизны профилей крыла по его размаху. Различают геометрические и аэродинамические крутки. Геометрическая К. к. — изменение по размаху крыла углов между базовой плоскостью крыла и местными хордами при постоянном по размаху значении кривизны профиля; характеризуется местным углом крутки, который считается положительным, если передняя точка хорды лежит выше задней. Изменение кривизны профилей по размаху крыла при расположении всех местных хорд в одной плоскости называется аэродинамической К. к. или аэродинамической закрученностью крыла. При малых углах атаки можно считать, что подъёмная сила в каждом сечении закрученного неплоского крыла при заданном угле атаки равна сумме подъёмной силы в этом сечении для плоского крыла при том же угле атаки и дополнительной подъёмной силы, обусловленной К. к.; характерным свойством закрученного крыла является наличие ненулевой подъёмной силы в различных сечениях крыла при нулевой подъёмной силе всего крыла.

К. к. широко применяется в прикладной аэродинамике для создания несущих поверхностей с заданными суммарными аэродинамическими нагрузками. Наиболее важным является использование К. к. для получения приращения коэффициента продольного момента (см. Аэродинамические коэффициенты) при нулевой подъёмной силе и для минимизации той части сопротивления аэродинамического, которая связана с созданием подъёмной силы; при дозвуковых скоростях полёта таким сопротивлением является индуктивное сопротивление. Применение К. к. позволяет повысить степени реализации подсасывающей силы и получить распределение нагрузки по размаху крыла, близкое к эллиптическому, при котором индуктивное сопротивление минимально. При сверхзвуковых скоростях полёта наряду с индуктивным (вихревым) сопротивлением появляется волновое сопротивление, которое также может быть уменьшено путём применения соответствующей К. к.

Оптимальные формы срединной поверхности крыла, то есть оптимальные К. к., определяются из решения соответствующих вариационных задач. Широко используются для этой цели панельные методы линейной крыла теории. Обычно решается задача отыскания оптимальной К. к., обеспечивающей получение минимального сопротивления при заданной подъёмной силе с дополнительными возможными ограничениями на значения коэффициента продольного момента и угла атаки, соответствующие нулевой подъёмной силе, на максимально допустимые углы крутки и прогибы средний линий и т. д. Применение оптимальных К. к. позволяет практически реализовать заметные выигрыши в значениях сопротивления и максимального аэродинамического качества летательного аппарата при сверхзвуковых скоростях, в особенности при дозвуковых кромках крыла. Например, применение К. к. на крыле с частично дозвуковыми передними кромками позволило повысить значение максимального аэродинамического качества сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144 при крейсерских Маха числах полёта М{{}} = 2—2,2 на 10%. При сверхзвуковых передних кромках крыла возможности уменьшения сопротивления, обусловленного подъёмной силой, за счёт К. к. значительно сужаются.

Л. Е. Васильев.

крыла теория — математическое описание в рамках определенной схемы течения взаимодействия движущегося крыла летательного аппарата с окружающей средой при заданных внешних условиях, геометрии крыла, законах его движения и деформациях поверхности (упругих или вызванных отклонениями рулей). К. т. — одна из основных проблем аэродинамики на всех этапах её развития — базируется на уравнениях газовой динамики, выражающих собой сохранения законы; на поверхности крыла выполняются граничные условия прилипания в вязкой и непротекания в идеальной жидкости.

Математическая постановка задач К. т. всегда представляла собой компромисс между потребностями практики и возможностями теории, Основное внимание в К. т. уделяется изучению пространственных эффектов; анализ локальных явлений при условиях, в которых работают отдельно взятые сечения крыла, обычно рассматриваются профиля теорией. Особенности применяемых схем течения определяются: 1) формой крыла в плане, наиболее важными характеристиками которой являются удлинение крыла {{λ}} = l2/S (l — размах, S — площадь крыла) и угол стреловидности {{χ}}; 2) Маха числом полёта M{{}} = V/a{{}} (V — скорость движения крыла относительно среды, a{{}} — скорость звука в невозмущенном потоке); 3) относительными значениями возмущений газодинамических переменных, которые вносятся телом в невозмущенный поток и определяются прежде всего местными углами атаки и числом М{{}}.

Наибольшее развитие и применение получила линейная К. т., в которой удерживаются только первые степени возмущений газодинамических переменных. Она неприменима для трансзвуковых течений и гиперзвуковых течений, а также при больших углах атаки крыла; при транс- и гиперзвуковых скоростях потока поведение возмущений описывается нелинейными уравнениями, линеаризация которых практически невозможна. С начала XX в. и до 40-х гг. К. т. развивалась для несжимаемой жидкости применительно к крыльям малой стреловидности и большого удлинения. Фундаментальные основы её были заложены Н. Е. Жуковским и С. А. Чаплыгиным. Жуковский показал, что механизм образования подъёмной силы можно описать в рамках модели идеальной жидкости (см. Жуковского теорема). Он ввёл понятие о вихрях присоединённых, связанных с крылом, и предложил схему обтекания (схему несущей нити), которая легла в основу всех вихревых методов расчёта крыла и воздушного винта, а Чаплыгина — Жуковского условие о конечности скорости на задней острой кромке профиля дало простой и универсальный подход к выделению решения, имеющего физический смысл. Согласно этой схеме, крыло заменяется одним прямолинейным присоединённым вихрем с переменной по размаху циркуляцией скорости Г, и с него по направлению невозмущенной скорости сбегает слой полубесконечных вихрей свободных, что обеспечивает выполнение теоремы о постоянстве циркуляции скорости. Согласно правилу плоских сечений (см. Тонкого тела теория), каждое сечение z0 = const крыла обтекается как профиль при истинном угле атаки {{α}} = {{α}}г - {{Δα}}, где {{α}}г — геометрический угол атаки, {{Δα}} — скос потока, значение которого зависит от скорости, индуцируемой свободными вихрями на присоединённом. В результате для определения Г(z0) получается интегро-дифференциальное уравнение Прандтля:

{{формула}}

где {{α}}(z0) и f(z0) — известные функции, определяемые геометрией крыла и формой профиля.

Со второй половины 40-х гг. в связи с применением стреловидных крыльев малого удлинения интенсивно разрабатывается более точная схема несущей поверхности (см. также Стреловидного крыла теория). В этом случае тонкое, слабо изогнутое крыло, близкое к плоскости y = 0 (рис. 1), заменяется вихревым слоем интенсивности {{γ}}(x, z), расположенным на проекции крыла на плоскость y = 0. Свободные вихри {{Σ}} сходят с задней кромки крыла и располагаются в плоскости y = 0 параллельно оси x, их интенсивности, согласно теореме о сохранении циркуляции скорости, выражаются через {{γ}}(x, z). Получающаяся замкнутая вихревая система создаёт поле скоростей, потенциал скорости которого {{φ}}(x, y, z) удовлетворяет уравнению Лапласа {{Δφ}} = 0 и граничному условию непротекания на поверхности крыла: д{{φ}}/дy0 = f(x0, z0) ( = - V{{}}). С помощью Био — Савара формулы задача по определению {{γ}}(х, z) сводится к решению сингулярного интегрального уравнения

{{формула}}

(интеграл поднимается в смысле конечной части по Адамару). По найденному полю скоростей поле давления определяется с помощью Бернулли уравнения, а нагрузки на крыло (разность {{Δ}}p давлений на нижней и верхней поверхностях) вычисляются по теореме Жуковского “в малом”; {{Δ}}p = {{ρ}}Wov{{γ}}, где {{ρ}} — плотность среды, {{γ}} — интенсивность присоединённого вихревого слоя, Wov — нормальная к оси вихри составляющая относительной скорости в точке, принадлежащей крылу. Эта формула обладает большой общностью: она применима для любой тонкой несущей поверхности, в том числе и при нестационарном обтекании.

В сжимаемой жидкости потенциал скорости удовлетворяет линеаризированному уравнению

{{формула}}

При дозвуковых скоростях (М{{}} < 1) линейная задача с помощью преобразования Прандтля — Глауэрта

x = (l — M2)1/2xм, y = yм, z = zм

(индекс “м” обозначает преобразованные координаты) сводится к предыдущей, но для крыла преобразованной формы в плане (см. Прандтля — Глауэрта теория). При сверхзвуковых скоростях в качестве неизвестной функции удобно взять потенциал скорости {{φ}}(x, у, z). Решение линеаризированного уравнения имеет вид (области интегрирования указаны на рис. 1):

{{формула}}

где R2 = [(xx0)2 — (M{{}}2 — 1)[(yy0)2 + (zz0)2])1/2.Значения д{{φ}}/дy на S известны из граничного условия непротекания, на диафрагмах {{σ}} из соображений симметрии {{φ}}(x0, 0, z0) = 0, а на вихревом следе {{Σ}} из условия сохранения циркуляции скорости {{φ}}(x0, 0, z0) = {{φ}}(x*0, 0, z*0), где x*0, z*0 — координаты задней кромки.

Линейная К. т. позволяет надёжно изучать суммарные и некоторые локальные эффекты для крыльев и самолётов при умеренных углах атаки (кроме транс- и гиперзвуковых скоростей), поэтому она продолжает развиваться. В связи с внедрением адаптивных крыльев появились задачи, в которых определяются деформации поверхности (обычно углы отклонения носков) для обеспечения безударного обтекания и ликвидации отрыва потока. Потребности динамики полёта и аэроупругости стимулировали развитие нестационарной К. т. как при гармонических (колебания самолёта, флаттер), так и произвольных (переходные режимы, воздействие порывов ветра) зависимостях параметров от времени. При этом усложняется структура свободных вихрей (наряду с продольными появляются поперечные вихри), что существенно усложняет уравнения К. т. и методы их решения.

Прогресс ЭВМ и численных методов дали жизнь новому научному методу — вычислительному эксперименту. Наряду с традиционными схемами большое развитие получили дискретные вихревые схемы с соответствующим математическим описанием (метод дискретных вихрей, панельный метод).

Значительным достижением аэродинамики явилось установление и внедрение в практику самолётостроения эффекта полезного отрыва. При обтекании тонких крыльев с острых передних кромок сходит носовая вихревая пелена, которая на крыльях большой стреловидности сворачивается в устойчивые вихревые жгуты, создающие дополнительное разрежение над крылом. В результате возрастают несущие свойства и критический угол атаки крыла. Поэтому одной из важных задач К. т. стало установление диапазона углов атаки и скольжения, а также угловых скоростей, в котором имеет место эффект полезного отрыва. Оказалось, что критические значения этих параметров можно находить расчётом из условия невозможности существования вихревых жгутов (из-за пульсаций и разрушения). При достаточно больших Рейнольдса числах отрывные режимы с фиксированными местами отрыва потока можно исследовать в рамках теории идеальной жидкости, как правило, путём решения нестационарных задач. На рис. 2 проведено сравнение теоретических и экспериментальных данных для треугольного крыла ({{γ}} = 1,5), а на рис. 3 показаны вихревые структуры, вычисленные методом дискретных вихрей.

При полностью отрывном нестационарном обтекании тонкого крыла свободные вихри сходят со всех кромок и образуют систему продольных и поперечных вихрей (рис. 4) с осями, не параллельными вектору местной скорости. В методе дискретных вихрей криволинейные нити суммарных вихрей (присоединённых и свободных) на крыле и свободных вне его заменяются системой прямолинейных вихревых отрезков, образующих совокупность замкнутых вихревых четырёхугольников, при этом циркуляции скорости вокруг сторон четырёхугольника одинаковы. (В панельном методе непрерывное распределение вихрей заменяется кусочно непрерывным, по элементами поверхности тела — панелям.) Значения циркуляции присоединённых вихрей изменяются за счёт схода свободных, которые движутся со скоростями частиц жидкости, так что остаются справедливыми все теоремы о вихрях, Форма следа определяется последовательно в каждый расчётный момент времени. При этом условие Чаплыгина—Жуковского удовлетворяется на всех кромках, а граничное условие непротекания — в конечном числе точек на поверхности крыла (светлые кружки на рис. 4). Нахождение циркуляции скорости сводится к решению системы линейных алгебраических уравнений, невырожденность определителя которой обеспечивает устойчивость счёта. При этом выполняются все условия задачи, причём уравнения неразрывности и импульсов в несжимаемой жидкости — автоматически.

При безотрывном обтекании крыла вихри с передних кромок не сходят, а при частично отрывном сходят только с их части, которая заранее считается известной. Например, заострение передних кромок гарантирует появление на них отрыва; предотвратить о его, даже на тонком крыле, можно отклонением секций носков, причём углы отклонения, обеспечивающие безударное обтекание, находятся расчётом. В стационарных задачах циркуляции скорости присоединённых вихрей во времени не меняются и нет поперечных свободных вихрей; форма вихревого следа при каждом угле атаки вычисляется методом итераций. При больших до- и трансзвуковых скоростях полёта поверхность крыла и вихревой след за ним также заменяются системами вихревых отрезков, но в отличие от несжимаемой жидкости вне крыла необходимо вводить соответствующим образом распределённые источники (см. Источники и стоки). Определение циркуляции вихрей, интенсивностей источников и формы следа осуществляется также методом итераций, причём потенциал скорости на m-й итерации удовлетворяет уравнению Пуассона {{Δφ}}(m) = M{{}}-2F(m-1)(x, y, z), правая часть которого считается известной и выражается через потенциал скорости и его производные на предыдущей итерации. Итерационный процесс быстро сходится, и обычно требуется не более 5 итераций даже при появлении зон с умеренными сверхзвуковыми скоростями. На рис. 5 показаны линии постоянных значений числа Маха на верхней поверхности треугольного крыла с {{λ}} = 1,5 при отрывном обтекании ({{α}} = 15{{°}}, М{{}} = 0,7).

Схема тонкой несущей поверхности даёт приемлемые результаты по аэродинамическим нагрузкам и суммарным характеристикам, но недостаточна для изучения распределения давления по крылу, поэтому развиваются модели с учётом конечности толщины тела. На сверхзвуковых скоростях, когда области влияния поверхности на данную точку (часть поверхности, ограниченная обратным конусом Маха, см. рис. 1) ограничены, основное применение получили прямые численные методы интегрирования уравнений газовой динамики (так называемые методы конечных разностей, крупных частиц и другие). Изучение отрывного обтекания крыльев конечной толщины на дозвуковых скоростях привело к физико-математическим моделям, основанным на схемах идеальной жидкости и пограничного слоя; влияние последнего сказывается в увеличении эффективной толщины крыла и, главное, в формировании отрыва. Методы К. т. используются для исследования несущих поверхностей и другие типов (крестообразных, кольцевых и т. д.), а также схематизированых компоновок самолётов.

Численные методы и ЭВМ становятся одним из основных источников информации в аэродинамике. Однако аналитические подходы в К. т. продолжают играть существенную роль как при математической постановке задачи, так и при организации вычислительного эксперимента. Точные соотношения (например, обратимости теорема), асимптотические решения и т. д. служат важным средством контроля, иногда позволяют упростить решение некоторого класса задач (метод сращиваемых асимптотических разложений и другие). За физическим экспериментом, в особенности натурным, остаётся важнейшая контрольная роль. Вычислительный эксперимент в сочетании с физическим даёт возможность установить количеств, рамки применимости используемых схем и моделей. ЭВМ позволили использовать их в полном виде без каких-либо дополнительных упрощений, поэтому существенно расширяются области применимости классических схем; особенно это относится к модели идеальной жидкости.

Лит.: Жуковский Н. Е., О присоединенных вихрях, Собр. соч., т. 4,М., 1949; Чаплыгин С. А., О давлении плоскопараллельного потока на преграждающие тела (к теории аэроплана). Собр. соч., т. 2, М., 1948; Голубев В. В., Лекции по теории крыла, М.—Л,, 1949; Красильщикова Е. А., Крыло конечного размаха в сжимаемом потоке, М,—Л., 195Z; Белоцерковский С. М., Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа, М., 1965; Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969; Белоцерковский С. М., Скрипач Б. К., Табачников В. Г., Крыло в нестационарном потоке газа, М., 1971; Белоцерковский С. М., Ништ М. И., Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью, М., 1978; Исследование сверхзвуковой аэродинамики самолетов на ЭВМ, М., 1983.

С. М. Белоцерковский.

Рис. 1. Основные области в схеме несущей поверхности: S — крыло; {{Σ}} — вихревой след; {{σ}} — диафрагмы; штриховыми прямыми показаны прямой и обратный конусы Маха; заштрихована область влияния.

Рис. 2. Эффект полезного отрыва на треугольном крыле ({{λ}} = 1,5) — зависимости коэффициентов нормальной силы cn и продольного момента mzот угла атаки {{α}}: 1 — расчет с носовой пеленой (штриховая линия — переходный режим с пульсациями вихревых жгутов); 2 — без носовой пелены; {{}} — эксперимент на тонком крыле (относительная толщина {{c}} = 1%), {{}} — на крыле с профилированными сечениями ({{с}} = 18%).

Рис. 3. Вихревые структуры треугольного крыла (а, крыло изображено треугольником) и стреловидного крыла с наплывом (б, крыло обозначено буквой S, а = 15{{°}}); стрелками указано направление набегающего потока.

Рис. 4. Расчётная вихревая схема крыла (красная линия) в теории несущей поверхности (отрывное нестационарное обтекание).

крылатая ракета — беспилотный летательный аппарат одноразового действия с автономной системой наведения, снаряжённый ядерной или обычной боевыми частями, совершающий управляемый полёт в атмосфере. К. р. подразделяются на до-, сверх-, гиперзвуковые; стратегические и тактические; для поражения наземных и морской целей; авиационного, морской и наземного базирования. Управление К. р. осуществляется с помощью аэродинамических сил. В качестве маршевого двигателя применяется турбореактивный двигатель, турбореактивный двухконтурный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и другие Для сообщения дозвуковым К. р. наземного и морского базирования необходимой скорости полета на ней устанавливается ускоритель в виде ракетного двигателя твёрдого топлива. У сверхзвуковых К. р. с прямоточным воздушно-реактивным двигателем роль крыла при больших сверхзвуковых скоростях могут выполнять корпус ракеты и боковые воздухозаборники; разгон ракеты до скорости, соответствующей началу работы маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (М{{}} = 1,8—2,2), осуществляется либо с помощью заряда твёрдого топлива, располагаемого внутри камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя (комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель) либо с помощью ускорителя в виде ракетного двигателя твердого топлива расположенного снаружи — по бокам ракеты или по схеме “тандем”. В зависимости от положения органов продольного управления относительно центра масс ракеты принято различать “нормальную” аэродинамическую схему (рули в хвостовой части корпуса), “утку” (рули в носовой части корпуса) и “бесхвостку” (рули на задней кромке крыла).

К. р. (прежде их называли беспилотными самолётами-снарядами) применялись Германией в конце Второй мировой войны (ФАУ-1).В США разработка К. р. начата в 50-е гг.

Созданы К. р. “Матадор”, “Мейс”, “Снарк”, “Регулус”, которые при дальности полёта 1000—8000 км и дозвуковой скорости были тяжёлыми и громоздкими (стартовая масса 5,5—27 т, длина 10—20 м, диаметр корпуса 1,3—1,5 м). Достижения военной технологии 70-х гг. дали возможность резко повысить точность наведения К. р., уменьшить габаритные размеры и разместить их на подвижных пусковых платформах — самолётах, кораблях, подводных лодках и мобильных наземных пусковых установках.

Отличительными чертами современных дозвуковых К. р. являются массовость их применения, малые высота полёта и заметность в радиолокационном, оптическом (инфракрасном) и акустическом диапазонах (см. “Стелс” техника). В качестве системы наведения стратегических дозвуковых К. р. с ядерной боевой частью применяется корреляционная система, в которой используется метод навигации по топографическим картам местности. Набор таких карт вводится в запоминающее устройство цифровой вычислительной машины ракеты. С помощью радио- и барометрических высотомеров вычисляется высота рельефа местности над уровнем моря, которая сравнивается с эталонными данными, заложенными в цифровой вычислительной машине. После определения координат автопилот возвращает ракету на расчётную траекторию. Точность выхода ракеты а район цели зависит в основном от точности карт и типа рельефа (равнина, предгорье, горы и т. д.). Для дезориентации системы ПВО полет от одного участка коррекции до другого совершается по криволинейному маршруту, а для уменьшения уязвимости — с огибанием рельефа на малой высоте. Для К. р. с обычной боевой частью с целью повышения точности попадания в цель возможно применение систем конечного наведения с использованием датчиков в радио и оптическом диапазонах длин волн. Рассматривается также возможность использования для наведения К. р. систем, размещаемых на искусственный спутник Земли. Большое значение для будущих К. р. имеют перспективные экономичные двигатели и энергоёмкие топлива высокой плотности.

Основные данные дозвуковых стратегических К. р. США с ядерной боевой частью (дальность 2500 км, скорость 885 км/ч):

Показатель

ALCM-B (AGM-86B]

“Томагавк” (BGM-109A)

Носитель

Самолет

Подводная лодка, корабль

Длина, м

6,32

6,18*

Диаметр м

0,61 (ширина)

0,517

Размах крыла

3,66

2,60

Масса, кг

1360

1440*

*С ускорителем.

А. П. Добролюбов.

крыло — несущая поверхность летательного аппарата, создающая основную аэродинамическую подъёмную силу. Аэродинамические, весовые и прочностные свойства К. в основном определяются его геометрическими характеристиками (профилем крыла, формой К. в плане, то есть формой крыла при виде сверху, размерами, см. Размах крыла, Хорда, Площадь крыла) и конструктивно-силовой схемой. В авиастроении используются самые разнообразии К., различающиеся формой, конструкцией и размерами. Форма крыла, его размеры в значительной степени определяются назначением летательного аппарата, но их выбор во многих отношениях остается компромиссным. Например, для достижения высокого значения аэродинамического качества К. при дозвуковых скоростях полета желательно иметь как можно большее удлинение крыла в то время как проблема снижения веса конструкции требует уменьшая удлинения.

Различают крылья фиксированной и изменяемой в полёте геометрии. Как правило, К. симметрично относительно вертикальной плоскости летательного аппарата.

Простейшим классом К. фиксированной геометрии являются трапециевидные крылья с прямолинейными передними и задними кромками (рис. 1, а). Для определения геометрии трапециевидных крыльев достаточно задать три параметра, например, удлинение {{λ}}сужение {{η}} и угол стреловидности по передней кромке {{χ}}0 (в более общем случае угол стреловидности по линии n процентов хорд {{χ}}n). К трапециевидным К. относят, в частности, К. прямой и обратной стреловидности, а также треугольные и ромбовидные К. (рис. 1, б—д). Треугольные крылья определяются всего одним параметром, например {{χ}}0({{λ}} = 4/tg{{χ}}0, {{η}} = {{}}). К треугольным К. примыкают так называем готические К. с передними кромками параболической формы (рис. 1, е). Особое место в крыла теории занимает К. эллиптической формы в плане, у которого закон изменения хорд b пo размаху имеет вид b = b0(l — {{z}}2)1/2, где {{z}} = 2z/l (b0 — корневая хорда крыла, l — его размах). В рамках модели несущей линии Л. Прандтлем было показано, что такое К. обладает минимальным индуктивным сопротивлением при заданном удлинении. Обычно такое К. компонуется из двух полуэллипсов, имеющих общую большую ось, которая одновременно является линией 1/4 хорд эллиптического крыла (рис. 1, ж).

Важное практическое значение имеет класс К. сложной формы в плане, представляющих собой комбинацию исходного трапециевидного крыла с передним, а возможно и задним наплывами крыла (рис. 1, з). Форма их может быть различной. При простейшей треугольной форме наплывов для задания геометрии К. сложной формы в плане требуется как минимум пять геометрических параметров. К крыльям сложной формы в плане следует отнести также оживальное К. (рис. 1, и). К. сложной формы в плане обладают специфическими аэродинамическими свойствами и представляют авиационным конструкторам более широкие возможности для удовлетворения многочисленных и часто противоречивых практических требований, предъявляемых к крылу. Поскольку для каждого режима полёта оптимально К. с определенными параметрами, уже в 30-е гг. были предложены конструкции самолётов с К. изменяемой в полёте геометрии. Из всех предложении как естественный способ наиболее полного удовлетворения требований к многорежимным самолётам, летающим на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, а также на малых высотах, в практику авиастроения вошёл самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности. При разработке таких самолётов выяснилось, что и на форму К. изменяемой стреловидности приходится налагать определенные ограничения. В частности, оказалось, что К. изменяемой стреловидности должно иметь развитую неподвижную центропланную часть, чтобы обеспечить приемлемые характеристики продольной устойчивости при изменении угла стреловидности консолей (рис. 1, к). К крыльям изменяемой геометрии следует отнести поворотное антисимметричное крыло (рис. 1, л), которое в отличие от всех остальных К. не имеет вертикальной плоскости симметрии, а также различные варианты Х-образных крыльев (рис. 1, м).

Специфическую группу составляют крылья экзотических форм в плане, к которым можно отнести, например, крылья двухпланной схемы с сомкнутыми концевыми хордами, крылья, концы которых сомкнуты с концами хвостового горизонт, оперения, кольцевое К. кольцеплана (колеоптера), крылья обратного сужения.

В ракеткой технике широко применяются крестообразные и решётчатые крылья.

Конструктивно К. обычно имеет отъёмные части, прикреплённые к центроплану или фюзеляжу летательного аппарата (рис. 2). Иногда К. может быть отдельным агрегатом планёра летательного аппарата. У К. с изменяемой в полете стреловидностью отъёмная подвижная часть крепится к неподвижной части консоли или к центроплану с помощью шарнира. Различают следующие основные зоны или части К.: носовую, центральную, хвостовую, корневую, концевую и законцовку (рис. 3). К К. иногда также относят и наплывы. В носовой части располагаются отклоняемые носки, Крюгера щитки, предкрылки, в центральной — интерцепторы, в хвостовой — элероны, закрылки, элевоны, и т. п. (см. Механизация крыла, Органы управления). Законцовка представляет собой концевой обтекатель К., к которому могут крепиться противофлаттерные грузы, аэронавигационные огни и т. п. В некоторых случаях на К. устанавливаются шайбы концевые. На поверхности многих стреловидных крыльев имеются аэродинамические перегородки.

Во внутреннем пространстве К. обычно размещаются топливо, различные коммуникации, приводы механизации К. и органов управления с проводками управления, ёмкости для жидкостей и газов, электронное и другое оборудование. В К. могут размещаться ниши для уборки стоек шасси, и, если в полёте стойки убираются в К., эти ниши закрываются специальными створками. Кроме того, в К., на К. или пилонах под К. могут устанавливаться двигатели, подвешиваться контейнеры с дополнительным оборудованием, подвесные топливные баки, вооружение.

На К. действует совокупность нагрузок, основными из которых являются: аэродинамические нагрузки, нагрузки от вибраций, акустические нагрузки, избыточное давление во внутренних полостях К., распределённые и сосредоточенные массовые силы, пропорциональные перегрузке, если на К. установлены двигатели — тяга двигателей, нагрузки, вызываемые нагревом конструкции; реакция фюзеляжа и (для военных самолётов) силы, возникающие при функционировании размещённого на К. вооружения.

Конструкция К. должна обеспечивать статическую прочность и усталостную (см. Усталость) прочность, отсутствие дивергенции (это особенно относится к К. с обратной стреловидностью), реверса органов управления и флаттера. Расчётные случаи нагружения К., коэффициент безопасности, условия обеспечении безопасности по реверсу и флаттеру предусматриваются Нормами прочности и другими нормативными документами. Для сохранения аэродинамических свойств К. в некоторых случаях лимитируются его упругие деформации (см. Аэроупругость). Одно из важнейших требований к конструкции К. — минимальная масса; существенное значение имеют требования технологичности и удобства эксплуатации.

Прочность К. определяется в основном прочностью силовой конструкции его центральной части, поскольку именно здесь осуществляется передача всех действующих на К. сил к фюзеляжу летательного аппарата и максимальны значения изгибающих моментов. Поэтому строительная высота (толщина профиля К.) в этой зоне максимальна. Силовой набор К. состоит обычно из лонжеронов, стрингеров, нервюр, панелей (или “работающей” обшивки). В зависимости от конструкции обычно различают лонжеронные, моноблочные и кессонные (см. Кессон) крылья. В лонжеронных К. преобладающая часть изгибающего момента передаётся лонжеронами, в кессонных — обшивкой или панелями. К., в котором элементы силового набора образуют однозамкнутый кессон, называется монококовым. Поскольку в носовой и хвостовой частях К. изгибающий момент обычно невелик, то они выполняются с обшивкой небольшой толщины, с панелями стрингерного или вафельного типа или же с применением сотовых конструкций (рис. 4). Существуют также сплошные металлические К. (например, у ракет). Особые конструктивные решения предусматриваются в К. гиперзвуковых самолётов, подвергающихся интенсивному аэродинамическому нагреванию (см. Горячая конструкция, Охлаждаемая конструкция).

Силовая схема К. определяет выбор и взаимное расположение элементов силового набора. Кессонную схему с большим числом лонжеронов называют стеночной; она характеризуется отсутствием нормальных нервюр и наличием мощных панелей. В нервюрной схеме много нормальных нервюр и сравнительно мало лонжеронов; панель выполняется в виде тонкой обшивки, подкреплённой стрингерами. Многолонжеронная схема с лонжеронами, параллельными размаху, часто применяется в К. малого удлинения. В небольших К. такого типа иногда используется расположение лонжеронов “звездой” (рис. 5). В К. большого удлинения применяется схема со стреловидными лонжеронами, иногда оптимальной оказывается переменная стреловидность. Употребляются различные подкосные схемы и т. д. От правильного выбора силовой схемы в значительной мере зависят жесткостные и массовые характеристики К.

В К. применяются почти все конструкционные авиационные материалы, в том числе волокнистые композиционные материалы. Применение последних не только уменьшает массу конструкции благодаря большей удельной прочности и жёсткости, но и создаёт дополнительные возможности управления жёсткостью. Соответствующий подбор направлений волокон в слоях позволяет, например, уменьшить крутильную деформацию К. и обеспечить достаточную эффективность элеронов.

Лит.: Кюхеман Д., Аэродинамическое проектирование самолетов, М., 1983.

Л. Е. Васильев, Л. Ш. Коткин.

Рис. 1. Различные формы крыла в плане.

Рис. 2. Крыло самолёта: 1 — правый элерон; 2 —триммер элерона; 3 — двухщелевой закрылок; 4 — интерцептор; 5 — левый элерон; 6 — законцовка; 7 — предкрылок; 8 — аэродинамическая перегородка.

Рис. 3. Отъёмная часть крыла: 1 — нервюра; 2 — лонжероны; 3 — панель; 4 — люк.

Рис. 4. Хвостовая часть крыла: а — тонкая обшивка со стрингерами; б — сотовый блок; в — вафельная панель.

Рис. 5. Силовые схемы крыла: а — подкосная схема; б — схема с параллельными лонжеронами; в — расположение лонжеронов “звездой”; 1 — наклонный лонжерон, 2 — усиленная нервюра; 3 — лонжерон; 4 — бортовая нервюра; 5 — подкос.

крыло бесконечного размаха — теоретическая модель крыла, в которой профиль крыла принимается неизменным по его размаху, а размах крыла считается бесконечно большим. Поскольку в этом случае реализуется плоскопараллельное течение, то расчёты аэродинамических характеристик крыла упрощаются. Согласно идее Н. Е. Жуковского, при расчётах К. б. р. заменяется одним вихрем присоединенным, а основанная на этой модели теория несущей нити (см. Крыла теория) используется и для расчетов крыльев достаточно большого, но конечного размаха.

“Крылья родины” — ежемесячный авиационно-космический журнал. Издаётся с октября 1950. Журнал освещает самолётный, вертолетный, парашютный, дельтапланёрный, воздухоплавательный, авиамодельный и другие виды авиационного спорта, проблемы военной и гражданской авиации, малоизвестные страницы истории авиации, рассказывает о космонавтике, КБ, самодельных летательных аппаратах, лётчиках-испытателях, ведет раздел в помощь техническому творчеству школьников всех возрастов “Крылышки”. Награждён групповым Дипломом Международной авиационной федерации.

Крюгера щиток — более простой, чем предкрылок, элемент механизации передней части крыла (см. статью Механизация крыла и рис. 1 к ней). К. щ. выдвигается в отклоняется с нижней поверхности крыла и от плоских щитков отличается формой носовой части, обеспечивающей более благоприятное его обтекание. К. щ. выполняются со щелями и без щелей. Принцип увеличения подъёмной силы крыла на больших углах атаки за счёт К. щ. тот же, что и за счёт предкрылка, но эффективность К. щ. меньше, чем предкрылка. К. щ. используются также в сочетании с предкрылками: в центральной части крыла устанавливаются К. щ., а на консольной части — предкрылки.

“Кубана” (Empresa Consolidada Cubanа de Aviacion) — авиакомпания Кубы. Осуществляет перевозки в страны Южной Америки, Европы и Азии. Основана в 1929, до 1961 называлась “Компанья Кубана де авиасьон”. В 1989 перевезла 1,32 миллионов пассажиров, пассажирооборот 2,12 миллиардов пассажиро-км, Авиационный парк — 69 самолётов.

Кубышкин Алексеи Георгиевич (р. 1908) — советский лётчик-испытатель, подполковник. Окончил Оренбургскую военную школу лётчиков (1934). С 1934 на испытательской работе в научно-исследовательском институте ВВС. Участник Великой Отечественной войны. Проводил испытания опытных самолётов конструкции Н. Н. Поликарпова, А. Н. Туполева, С. А. Лавочкина, В. П. Яценко и других. Провёл государственные испытания истребителей Ла-5 и Ла-5ФН. Летал на самолётах около 50 типов. Награждён 2 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1-й и 2-й степеней, Красной Звезды, медалями.

А. Г. Кубышкин.

Кувшинов Леонид Михайлович (1914—1973) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1957). В Советской Армии с 1936. Окончил Московский аэроклуб, Оренбургскую (1936) и Борисоглебскую (1937) военные школы лётчиков. Работал в научно-исследовательском институте ВВС (1939—1962). Участник Великой Отечественной войны. Освоил более 100 типов самолётов. Проводил государственные испытания истребителей Як, МиГ, в том числе взлёт с катапульты на истребителе МиГ-19. Принимал участие в совершенствовании космической техники и подготовке космонавтов. Награждён 2 орденами Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1-й и 2-й степени, орденом Красной Звезды, медалями.

Л. М. Кувшинов.

“Кудашев-1” — самолёт, построенный в 1910 профессором Киевского политехнического института А. С. Кудашевым. Биплан (см. рис. в таблице IV) деревянной конструкции с вынесенными на фермах передним рулём высоты к хвостовым оперением (стабилизатор и руль направления). Длина самолёта 10 м, размах крыльев 9 м, их суммарная площадь 34 м . Обтяжка крыльев — из прорезиненнго полотна, двигатель “Анзани” мощностью 25,7 кВт. Полетная масса 420 кг. Полёт, выполненный Кудашевым 23 мая (5 июня) 1910 на Сырецком ипподроме в Киеве, стал первым в России полётом самолёта отечественной постройки.

Кудрин Борис Николаевич (1898—1977) — советский летчик-испытатель. Окончил краткие теоретические курсы авиации при Императорском техническом училище (1916; ныне МГТУ), Гатчинскую военную авиационную школу (1917). Инженерное военное училище в Петрограде (экстерном), Высшую военную авиационную школу в Одессе (1917). Участник Первой мировой и Гражданской войн. С 1918 в Советской Армии. В 1922—1924 помощник начальника Высшей школы воздушной стрельбы и бомбометания в г. Серпухове. Летал на самолете “Илья Муромец”. Работал в Борисоглебской военной авиационной школе (1924—1925), был лётчиком на линии Архангельск — Сыктывкар (1927—1932). В 1932—1950 лётчик-испытатель. Проводил заводские испытания опытных самолётов Харьковского и Казанского авиационных институтов, Центрального аэрогидродинамического института, ОКБ В. Ф. Болховитинова и Н. Н. Поликарпова, летательных аппаратов ОКБ В. Н. Челомея. Испытывал самолёты И-153 с турбокомпрессором, ВИТ-1, ВИТ-2, СПБ, БИ в безмоторном варианте и с жидкостным ракетным двигателем, летательные аппараты-бесхвостки и другие. Награждён орденами Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями.

Б. Н. Кудрин.

Кузнецов Вячеслав Александрович (1902—1984) — советский авиаконструктор. В 1920 начал работать чертёжником в Комиссии по тяжёлой авиации. С 1921 в Экспериментальном авиационном отделе Центрального аэрогидродинамического института. В 1929 окончил вечернее отделение Московского высшего технического училища. Одновременно с работой в Центральном аэрогидродинамическом институте преподавал в Московском авиационном институте (1933—1935). В Центральном аэрогидродинамическом институте принимал участие в проектировании аэродинамических труб, в проектировании и испытаниях вертолётов, исследованиях воздушных винтов. В 1930 возглавил бригаду по проектированию экспериментальных автожиров. До 1939 под руководством К. спроектированы и построены автожиры ЦАГИ-2ЭА, А-6, -8, -13, -14, 45. В 1939—1941 К. — начальник конструкторского отдела вертолётного завода. С начала войны — в ЛИИ, где принимал участие в совершенствовании боевых самолетов. В 1942 вернулся в Центральный аэрогидродинамический институт, где занимался скоростными самолётами с реактивными двигателями. С 1950 заместитель главного конструктора в ОКБ М. Л. Миля. Преподавал в Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского (1942—1950). Ленинская премия (1958), Государственная премия СССР (1951, 1971). Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

В. А. Кузнецов.

Кузнецов Михаил Васильевич (р. 1913) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1959), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1933. Окончил военную школу морских лётчиков (1934), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром эскадрильи, штурманом, командиром истребительного авиаполка. Совершил 345 боевых вылетов, сбил лично 22 и в составе группы 6 самолётов противника. После войны на командных должностях в ВВС. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 2-й степени. Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в деревне Агарино Московской области.

Лит.: Назаров О.. Школа мужества, в кн.: Люди бессмертного подвига, 4 изд., кн. 1, М., 1975.

М. В. Кузнецов.

Кузнецов Николай Алексеевич (р. 1922) — советский лётчик, заслуженный пилот СССР (1971), дважды Герой Социалистического Труда (1973, 1979). Окончил Семипалатинскую военную школу авиамехаников (1942), Магнитогорскую учебную эскадрилью ГВФ (1943), Ульяновскую школу высшей лётной подготовки ГФВ (1955), Казахский государственный университет имени С. М. Кирова (1963). Пилот-инструктор Курганской школы пилотов ГВФ (1943—1946), пилот, командир авиазвена (1947—1950), заместитель командира авиаотряда (1950—1963), первый заместитель начальника (1963—1970), начальник Казахского управления гражданской авиации (1971—1987). Награжден 2 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями. Бронзовый бюст в совхозе “Путь Ленина” Нуринского района Карагандинской области.

Н. А. Кузнецов.

Кузнецов Николай Дмитриевич (р. 1911) — советский конструктор авиационных двигателей, академик АН СССР (1974; член-корреспондент 1968), генерал-лейтенант инженерно-авиационной службы (1968), дважды Герой Социалистического Труда (1957, 1981), Окончил Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1938; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Участник Великой Отечественной войны. В 1943—1946 заместитель главного конструктора, в 1946—1949 главный конструктор в ОКБ В. Я. Климова. В 1949 возглавил моторостроительное ОКБ в Куйбышеве, с 1956 — генеральный конструктор. Под руководством К. созданы турбовинтовые двигатели и турбореактивные двухконтурные двигатели для самолётов Ту, АН, Ил, двигатели для экспериментального самолёта Ту-155, работающие на жидком водороде (НК-88) и сжиженном природном газе (НК-89). На базе авиационных двигателей, отработавших ресурс, созданы турбоприводы для газоперекачивающих станций. Ленинская премия (1957). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Самаре. См. статью НК. Портрет смотри на стр, 300.

Н. Д. Кузнецов.

Кузнецов Эдуард Иванович (р. 1928) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1978), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1972), Герой Советского Союза (1966). Окончил Кировабадское военное авиационное училище лётчиков (1951), Школу лётчиков-испытателей (1957), Московский авиационный институт (1966). С 1957 на испытательской работе в ОКБ С. В. Ильюшина. Проводил заводские испытания самолётов Ил-18, Ил-62. Ил-76, Ил-86. Совместно с В. К. Коккинаки на Ил-18 установил ряд мировых рекордов высоты и скорости полёта. Ленинская премия (1978). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революций, Красной Звезды, медалями.

Э. И. Кузнецов.

Куйбышевский авиационный институт (КуАИ) им. С. П. Королёва — высшее учебное заведение в области авиастроения. Основано в 1942. В 1966 институту присвоено имя С. П. Королёва. С институтом связана деятельность таких ученых, как М. Д. Миллионщиков, Н. Д. Кузнецов и других. Среди выпускников института видные государственные деятели, крупные организаторы промышленности, лауреаты Ленинской премии и Государственных премий СССР, Герои Социалистического Труда. В составе института (1990): факультеты — летательных аппаратов, двигателей летательных аппарат, эксплуатации летательных аппаратов и двигателей, обработки металлов давлением, радиотехнический, системотехники; вечерние факультеты; дневное и вечернее подготовительные отделения; межотраслевой факультет повышения квалификации ииженерно-технических работников авиационной промышленности; 2 инженерных центра; 40 кафедр, научно-исследовательская часть, в которой 28 лабораторий. В 1989/1990 учебном году в институте обучалось 9 тысяч студентов, работало около 760 преподавателей, в том числе один академик, один член-корреспондент, 47 профессоров и докторов наук, 440 доцентов и кандидатов наук. Издаются (с 1952) сборники Трудов института и межвузовские сборники. Институт награждён орденом Трудового Красного Знамени (1967).

Куйбышевский завод “Прогресс” — берет начало от московского завода “Дукс”, который после национализации (1918) был переименован в Государственный авиационный завод №.1 (с 1923 имени Общества друзей воздушного флота, в 1925—1941 имени Авиахима). В октябре 1941 эвакуирован в Куйбышев. После национализации завод продолжал выпускать самолёты иностранных марок, а с 1923 приступил к серийному производству отечественных самолётов, в основном конструкции Н. Н. Поликарпова и Д. П. Григоровича (Р-1, Р-2, И-1, И-2, И-2бис, ПМ-1, И-3, Р-5, И-15, И-15бис, И-153); некоторые из них были ими разработаны в КБ завода. Выпускались также сельскохозяйственные самолёт “Конёк-Горбунок” (“Хиони” №5), боевые самолёты И-7, ДИ-6, Р-2 (разработка завода), американский лицензионный самолёт “Валти-7”, многоцелевой самолёт ББ-22 (см. Як) и многие другие. В декабре 1939 на заводе было образовано КБ-l под руководством А. И. Микояна (впоследствии Московский машиностроительный завод имени А. И. Микояна), после чего было развёрнуто производство истребителей МиГ-1 и Миг-3 (в 1940—1942 завод изготовил их соответственно 100 и 3142 экземпляра преимущественно в Москве). В 1940 на базе опытного цеха завода был образован Государственный авиационный завод №51 (впоследствии Машиностроительный завод имени П. О. Сухого). После перебазирования в Куйбышев заводу №1 были приданы строившийся здесь завод №122 и ряд эвакуированных сюда других заводов. Основной продукцией завода стали штурмовики Ил: в 1941—1946 было выпущено 11773 экземпляров Ил-2 и 1268 экземпляров Ил-10. После войны завод освоил производство реактивных самолётов. Строились истребители МиГ-9, Ми Г-15, МиГ-17, бомбардировщики Ил-28, Ту-16. В разные годы в КБ завода работали также С. А. Кочеригин, А. Я. Щербаков, М. И. Гуревич, В. П. Яценко и другие конструкторы. С 1958 завод перешёл на выпуск ракетно-космической техники народно-хозяйственного и научного назначения. Предприятие (с 1961 называется заводом “Прогресс”) награждено орденами Ленина (1940), Октябрьской Революции (1976), Красного Знамени (1945), Трудового Красного Знамени (1960). В 1989 на основе завода образовано производственное объединение.

Куйбышевское авиационное производственное объединение — берёт начало от авиационного завода №18. который был основан в 1930 в Воронеже, а в ноябре 1941 эвакуирован в Куйбышев на территорию строившегося здесь завода №295. В 30-е гг. в КБ завода работали А. С. Москалёв, К. А. Калинин. В 1933—1941 строились пассажирский самолёт САМ-5, рекордный самолёт АНТ-25, бомбардировщики ТБ-3 (АНТ-6), К-12, К-13, ДВ-3, Ер-2, штурмовик Ил-2. В Куйбышеве в годы Великой Отечественной войны завод №18 продолжил производство штурмовиков, фронту было поставлено 18200 самолётов Ил-2 и 5172 самолета Ил-10. В дальнейшем выпускались бомбардировщики Ту-4, Ил-28, Ту-95МС, пассажирские самолёты Ту-114, Ту-154. Предприятие награждено орденами Ленина (1941), Красного Знамени (1945), Трудового Красного Знамени (1970). В 1989 на основе завода образовано производственное объединение.

Куйбышевское моторостроительное производственное объединение им. М. В. Фрунзе — берёт начало от завода “Гном”, образованного в 1912 в Москве (французская концессия) и выпускавшего авиационные двигатели серий “Гном” и “Рон”. В 1918 завод был национализирован, с 1920 назывался завод №2 “Икар”, с 1927, после объединения с заводом №4 “Мотор”, — завод №24 имени М. В. Фрунзе. В октябре 1941 эвакуирован в Куйбышев на территорию строившегося здесь моторостроительного завода №377. В 20—30-е гг. завод производил авиационные поршневые двигатели М-4, М-5, М-6, М-11, M-15, M-I7, М-26, АМ-34, АМ-35, АМ-37, АМ-38, М-62, М-63, строил ряд опытных двигателей. В Куйбышеве в годы Великой Отечественной войны завод №24 выпускал поршневые двигатели АМ-38, АМ-42, а после войны освоил производство газотурбинных двигателей. Строились турбореактивные двигатели ВК-1, турбовинтовые двигатели НК-12, турбореактивные двухконтурные двигатели НК-4. В разные годы в КБ при заводе работали А. Д. Швецов, А. А. Бессонов, А. А. Микулин, В. А. Добрынин, М. Р. Флисский. Предприятие награждено орденами Ленина (1941), Красного Знамени (1945), Трудового Красного Знамени (1960). В 1977 на основе завода образовано производственное объединение.

Куйбышевское научно-производственное объединение “Труд” — берёт начало от опытного завода №2, который был образован в апреле 1946 в Куйбышеве. Предприятие специализируется в разработке авиационных и ракетных двигателей. Указанное название присвоено в 1982. Награждено орденом Ленина (1957). О двигателях, созданных на предприятии под руководством Н. Д. Кузнецова, см. в статье НК.

Кулебакин Виктор Сергеевич (1891—1970) — советский учёный в области электротехники и автоматики, академик АН СССР (1939; член-корреспондент 1933), генерал-майор инженерно-авиационной службы (1942). После окончания Императорского технического училища (1914; ныне Московский государственный технический университет) призван в армию. В 1915 окончил Гатчинскую военную авиационную школу, стал одним из первых военных лётчиков России. С 1917 преподавал в ряде вузов, в том числе в Московском высшем техническом училище (до 1940; с 1921 профессор), Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского (1923—1960). В 1960—1970 руководил Комитетом научно-технической терминологии АН СССР. Труды в области авиационной техники посвящены системам электрического зажигания и пуску авиационных двигателей, оборудованию аэродромов, системам самолётного электроснабжения и электропривода, обеспечению ночных полётов. Государственная премия СССР (1950). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Трудового Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, 2 орденами “Знак Почёта”, медалями.

Соч.: Электрификация самолетов, т. 1—4, М., 1952—56.

Лит.: Фролов В. С., В. С. Кулебакин, 1891—1970, М., 1980.

В. С. Кулебакин.

Кулик Михаил Маркелович (1909—1983) — советский учёный в области дирижаблестроения, доктор технических наук (1967). Окончил дирижаблестроительный факультет Московского авиационного института (1932). В 1932—1935 работал в “Дирижаблестрое”. В 1934 испытывал дирижабль В-6. В 1935—1936 разрабатывал дирижабль ДП-15. В 1936—1937 главный инженер Управления воздухоплавания ГВФ. Был необоснованно репрессирован и в 1937—1939 находился в заключении. В годы Великой Отечественной войны руководил работами по полевому ремонту самолётов. В 1956—1964 заместитель начальника и начальник Государственного НИИГА. В 1964—1970 заместитель министра гражданской авиации. В 1970—1983 работал в Центральном аэрогидродинамическом институте. Награждён орденами Отечественной войны 2-й степени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

М. М. Кулик.

Кулинченко Тихон Макарович (1895—1970) — советский воздухоплаватель, изобретатель аэростата-парашюта. Участник Гражданской войны. Окончил воздухоплавательную школу в Ленинграде. С 1930 научный сотрудник аэростатической лаборатории Московского авиационного института, с 1932 в “Дирижаблестрое”. В 1940—1955 научный сотрудник Центральной аэрологической обсерватории Гидрометеослужбы СССР. Предложил свободные аэростаты типа аэростат-парашют, превращающиеся после выпуска подъёмного газа в парашют, и руководил их созданием. На этих летательных аппаратах объёмом 1850 м3 в 1935 было совершено два успешных полёта на высоте 5 и 5,2 км, а в 1937—1938 на летательном аппарате объемом 2200 м3 — полёты на высоте 4 и 3,1 км. В 1938—1939 К. совместно с М. И. Волковым разработал стратостат-парашют ВР-60 “Комсомол” объёмом 19800 м3, на котором 12 октября 1939 был совершён подъём на высоту 16,8 км.

Т. М. Кулинченко.

Кумертауское авиационное производственное объединение — берет начало от вертолётного завода, образованного в 1962 в г. Кумертау Башкирской АССР на базе ремонтно-механического завода. В 1977 на основе завода создано производственное объединение. Предприятие выпускало крыло пассажирского самолёта Ту-154, многоцелевые вертолёты Ка-26, Ка-32.

Кунгурцев Евгений Максимович (р. 1921) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1964), дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Балашовскую военную авиационную школу (1942); Военно-воздушную академию (1952; ныне имени Ю. А. Гагарина). Высшую военную академию (1957; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи. Совершил 210 боевых вылетов. После войны командовал авиаполком и авиадивизией. Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Богдана Хмельницкого 3-й степени, Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Ижевске.

Лит.: Максименко Е. А., Дважды Герой Советского Союза Е. М. Кунгурцев, М., 1949.

Е. М. Кунгурцев.

Курлин Юрий Владимирович (р. 1929) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1972), Герой Советского Союза (1966). Окончил индустриальный техникум в Ростове-на-Дону (1949), Краснокутское лётное училище гражданской авиации (1952), Киевский институт инженеров гражданской авиации (1956), Школу летчиков-испытателей (1958). С 1958 на испытательской работе в ОКБ О. К. Антонова. Участвовал в доводке опытных самолетов, проводил исследовательские полёты на специальных и критических режимах. Провёл заводские испытания самолета Ан-22 (“Антей”). Летал на самолётах 65 типов, Награждён орденом Ленина, 2 орденами “Знак Почёта”, медалями.

Ю. В. Курлин.

курс — угол в горизонтальной плоскости между заданным направлением и проекцией продольной оси летательного аппарата (см. Системы координат) на горизонтальную плоскость; отсчитывается от заданного направления по часовой стрелке, если смотреть на горизонтальную плоскость сверху, К. изменяется от 0 до 360{{°}}. Понятие К. используют, в основном, в навигации.

В зависимости от заданного направления отсчета различают: истинный курс {{Ψ}}н (ИК), отсчитываемый от северного направления истинного меридиана (измеряется с помощью инициальных систем навигации, астрономических компасов и звёздно-солнечных ориентаторов); магнитный курс {{Ψ}}м (МK), отсчитываемый от северного направления магнитного меридиана (для измерения МК используются магнитные и гироиндукционные, или гиромагнитные, компасы); условный курс {{Ψ}}усл. (УК), отсчитываемый от условного направления, выбор которого определяется принятой методикой измерения К. конструктивными особенностями курсовой или комплексной навигационной системы (измеряется с помощью гирополукомпаса); ортодромический курс {{Ψ}}орт. (ОК) отсчитываемый от меридиана (параллели) в ортодромической системе координат (измеряется с помощью систем курса и вертикали, имеющих компенсацию перемещения летательного аппарата, звездно-солнечных ориентаторов и астрономических компасов).

курсовая система — аппаратура для измерения курса летательного аппарата. Основными элементами К. с. являются гироскоп направления (ГН) и чувствительный к магнитному полю Земли датчик (магнитный или индукционный) ГН определяет гироскопический курс летательного аппарата, который с учётом широтной поправки приводится к начальному условному значению курса (приведённый курс) либо непрерывно корректируется по сигналам чувствительного элемента (гиромагнитный курс). Соответственно для К. с. характерно наличие двух режимов работы — режима гирополукомпаса и режима магнитной коррекции.

Основная функция экипажа летательного аппарата при работе с К. с. — формирование и контроль приведённого курса (установка начального значения, коррекция курса, ввод широтной поправки). Приведённый курс используется в навигационном вычислителе для определения местоположения летательного аппарата, гиромагнитный — при работе с радионавигационными системами, а также службой управления воздушным движением. На летательном аппарате, не оборудованном навигационными вычислителями, или в качестве резервной аппаратуры применяется также разновидность К. с. — гиромагнитный компас, имеющий лишь режим коррекции ГН по сигналам чувствительного элемента.

На летательный аппарат, имеющих в составе навигационного комплекса бортовую цифровую вычислительную машину, формирование курса летательного аппарата выполняется по сигналам некорректируемого ГН или гироскопической платформы. В связи с совершенствованием инерциальных систем они стали использоваться в качестве основных средств измерения курса летательного аппарата.

А. А. Карчевский.

курсовертикаль — гироскопический прибор для измерения курса, углов крена и тангажа летательного аппарата. В К. с. помощью гироскопов выдерживается опорная система координат, две оси которой горизонтальны и имеют заданное азимутальное направление. Горизонтирование опорной системы координат осуществляется с помощью так называемого маятников-корректоров или акселерометров, азимутальное ориентирование — с помощью корректора курса. Сигналы курса, крена и тангажа выдаются в аналоговой форме или в виде цифрового кода.

Кутателадзе Самсон Семёнович (1914—1986) — советский теплофизик, академик АН СССР (1979; член-корреспондент 1968), Герой Социалистического Труда (1984). Окончил Ленинградский теплотехникум (1932) и Ленинградский заочный индустриальный институт (1950). В 1932—1958 работал в Центральном котлотурбинном институте. С 1958 в Сибирском отделении АН СССР. Один из создателей, а с 1964 директор Института теплофизики. Основные труды посвящены развитию теории теплообмена, теории турбулентного пограничного слоя, гидродинамике газожидкостных систем. Государственная премия СССР (1983), Государственная премия РСФСР, (1988, посмертно). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени, “Знак Почёта”, медалями.

Соч.: Пристенная турбулентность, ч. 1—2, Новосиб., 1970—71; Тепломассообмен и трение в турбулентном пограничном слое, 2 изд., М., 1985 (совм. с А. И. Леонтьевым).

С. С. Кутателадзе.

Кутахов Павел Степанович (1914—1984) — советский военачальник, Главный маршал авиации (1972), заслуженный военный лётчик СССР (1966), дважды Герой Советского Союза (1943, 1984). В Советской Армии с 1935. Окончил военную школу лётчиков (1938). Высшие офицерские лётно-тактические курсы (1949), Высшую военную академию (1957; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром эскадрильи, командиром истребительного авиаполка. Совершил 367 боевых вылетов, лично сбил 14 и в составе группы 28 самолётов противника. После войны командовал авиационного соединениями и объединением. В 1967—1969 1-й заместитель главнокомандующего ВВС, с 1969 главнокомандующий ВВС — заместитель министра обороны СССР, Депутат Верховного Совета СССР с 1970. Ленинская премия (1983). Награждён 4 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденом Кутузова 1-й степени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в деревне Малая Кирсановка Ростовской области.

Лит.: Котыш Н., Маршал из Малокирсановки, в кн.: Они прославили Родину, кн. 1, Ростов н/Д., 1974.

П. С. Кутахов.

Кутты — Жуковского условие [по имени немецкого учёного В. М. Кутты (W. М. Kutta) и Н. Е. Жуковского] — см. Чаплыгина — Жуковского условие.

Hosted by uCoz