Ла — марка самолётов, созданных и опытном конструкторском бюро под руководством С. А. Лавочкина (см. Научно-производственное объединение имени С. А. Лавочкина). ОКБ специализировалось в основном на создании истребителей (см. таблицу 1 и 2). История ОКБ началась с разработки одномоторного одноместного истребителя ЛАГГ-1. Предложенный Лавочкиным (ответственный конструктор), М. И. Гудковым, В. П. Горбуновым самолёт с поршневым двигателем М-105П (ВК-105П) явился первым советским скоростным истребителем деревянной конструкции с силовыми элементами из упрочнённой древесины (дельта-древесины). ЛАГГ-l успешно прошёл испытания и в 1940 был рекомендован к серийному производству. Вооружение первоначально — одна пушка ШВАК и два пулемёта ШКАС. В том же году была создана модификация ЛАГГ-3 (рис. 1 и рис. в таблице XVII) с увеличенной дальностью полёта. Самолёт показал хорошие данные на государственных испытаниях: были достигнуты скорость до 605 км/ч на высоте 5 км, время набора этой высоты 5,8 минут, а высота 8 км — 12,7 минут.

Самолёт был запущен в серийное производство сразу на несколько заводах. На серийных самолётах было усилено вооружение — добавлено два синхронных пулемёта УБ, ставили иногда пушку калибра 23 мм и подвешивали шесть реактивных снарядов, предусматривалась подвеска двух авиабомб по 100 кг. В связи с дефицитностью дуралюмина Лавочкин применил в конструкции самолёта дельта-древесину и выклейку обшивки из берёзового шпона. Это облегчило задачу массового выпуска самолётов в военный период, когда основные заводы, производившие дуралюмин, оказались на оккупированной территории. Всего было построено 6528 экземпляров ЛАГГ-3. Последующие самолеты создавались Лавочкиным без участия Гудкова и Горбунова.

В целях дальнейшего улучшения характеристик самолёта Лавочкин, не нарушая серийного производства ЛАГГ-3, в 1942 создаёт фронтовой истребитель ЛА-5 с поршневым двигателем М-82 (рис. 2 и рис. в таблице XVIII). Вооружение — две пушки ШВАК, две бомбы по 100 кг. Конструкция крыла и фюзеляжа аналогична ЛАГГ-3, но с изменениями под новую геометрию двигателя. Применено убираемое в фюзеляж хвостовое колесо, в фонаре введено заднее бронестекло и улучшен обзор задней полусферы. ЛА-5 обладал большой живучестью в бою; в конструкции практически не использовались дефицитные авиационные материалы. В том же 1942 появился ЛА-5Ф с поршневым двигателем М-82НВ (с непосредственным впрыском горючего в цилиндры), в 1943 — серийный учебно-тренировочный двухместный ЛА-5УТИ. Продолжая работать над совершенствованием истребителя, Лавочкин создал самолёт ЛА-5ФН с более мощным поршневым двигателем АШ-82ФН (форсированный с непосредственным впрыском). Всего было построено ЛА-5 вместе с модификациями около 10 тысяч экземпляров.

Проведённые ОКБ улучшения конструкции ЛА-5 привели к созданию фронтового истребителя ЛА-7 (рис. 3 и рис. в таблице XVIII), существенно отличавшегося от ЛА-5. В конструкцию крыла введены металлические силовые элементы (лонжероны), усилено вооружение, введены реактивные выхлопные патрубки, изменена система воздухопитания двигателя, улучшена аэродинамика и внутренняя герметизация самолёта, что дало заметное увеличение скорости, скороподъёмности, потолка и манёвренности. Вооружение — пушки ШВАК (вначале две, затем три), а в дальнейшем — три Б-20, подвеска двух авиабомб по 100 кг. Всего было построено 5753 экземпляров самолета ЛА-7. Самолёты ЛАГГ-3, ЛА-5 и ЛА-7 были в числе основных истребителей Великой Отечественной войны. Развитие семейства ЛА продолжалось, были созданы ЛА-9 (1946, рис. 4) цельнометаллической конструкции с улучшенными аэродинамикой и пушечным вооружением (четыре пушки НС-23) и истребитель сопровождения ЛА-11 (1947, также цельнометаллический). ЛА-9 и ЛА-11 отличались высокими лётными и эксплуатационными качествами и длительное время состояли на вооружении советских военно-воздушных сил.

В поисках путей кратковременного увеличения скорости полёта в ОКБ Лавочкина проводились работы по использованию реактивных ускорителей на существующих истребителях. Различные ускорители (жидкостный ракетный двигатель, пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель) испытывались на самолётах ЛА-7 и ЛА-9 в 1944—1947. С появлением самолётов с турбореактивными двигателями опыты с применением ускорителей были прекращены.

С 1945 ОКБ последовательно решало задачу достижения звуковой и сверхзвуковой скорости полёта на самолётах с турбореактивными двигателями. В 1946—1947 созданы ЛА-150, ЛА-152, ЛА-154, ЛА-156 с турбореактивными двигателями РД-10, с высокорасположенным прямым крылом. Совершенствовалась конструкция: применялись тонкие крылья с профилем ЛАминарного обтекания и внутренней компенсацией элеронов. На ЛА-150Ф с форсированным РД-10Ф (с дожиганием топлива в реактивном сопле) была получена скорость 950 км/ч. Однако задача преодоления звукового барьера и освоения сверхзвуковых скоростей полёта требовала применения новых научно-технических решений. По результатам исследований стреловидных крыльев и их аэродинамической компоновки на самолётах, проведённых Центральным аэрогидродинамическим институтом и ОКБ, Лавочкин первым применил на ЛА-160 с турбореактивным двигателем РД-10Ф вместо прямого стреловидное (35{{°}}) крыло (рис. 5 и рис. в таблице XXIII). Была достигнута скорость 1050 км/ч (Маха число М = 0,92). Проведённые испытания (1947) позволили получить ценные материалы по аэродинамике стреловидного крыла, способствовавшие . последующему широкому его применению на боевых и пассажирских самолетах. Поиски наилучшей аэродинамической компоновки самолёта привели к созданию одноместного истребителя ЛА-174 со стреловидным (37{{°}} 20') крылом, принятого на вооружение под обозначением ЛА-15 (с турбореактивным двигателем РД-500, рис. 6). Аэродинамическая компоновка с верхним расположением крыла позволила существенно уменьшить вредный эффект центральной части крыла, что обеспечило достижение высоких околозвуковых скоростей полёта при сравнительно малой тяге двигателя. Впервые в отечественном самолетостроении применены герметичная кабина пилота (одновременно с МиГ-15 и Як-23), воздушные тормоза. Вооружение — три пушки НС-23. По такой же схеме, но с более мощным двигателем, был построен и успешно испытан фронтовой истребитель ЛА-168, достигавший числа M = 0,982. Вооружение — одна пушка Н-37 и две пушки НР-23. В серии не строился, так как к тому времени было развёрнуто производство истребителя МнГ-15.

Продолжая разработку конструкций самолётов, обеспечивавших увеличение скорости полёта, ОКБ выпустило в 1948 самолёт ЛА-176 (рис. 7 и рис. в таблице XXIV) с увеличенной (до 45{{°}}) стреловидностью крыла. ЛА-176 — одноместный экспериментальный цельнометаллический истребитель с таким же пушечным вооружением, как на ЛА-168, с турбореактивным двигателем РД-45Ф, впервые в СССР достигший 26 декабря 1948 скорости звука; затем с турбореактивным двигателем ВК-1 скорость звука была неоднократно превышена (лётчики И. Е. Фёдоров и О. В. Соколовский).

Следующий шаг в увеличении угла стреловидности крыла (до 55{{°}}) был сделан на ЛА-190 (рис. 9) — сверхзвуковом одноместном истребителе-перехватчике с турбореактивным двигателем АЛ-5, тонким крылом-баком, специальной механизацией, необратимыми гидроусилителями в системе управления, шасси велосипедного типа, катапультным креслом, обеспечивавшим спасение лётчика во всём- диапазоне скоростей, двумя пушками НС-37, радиолокационным прицелом. В полётах были получены удовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости. ЛА-200 (рис. 8) — всепогодный двухместный истребитель-перехватчик с двумя турбореактивными двигателями ВК-1, тремя пушками Н-37 и радиолокационным прицелом прошёл весь объём испытаний (1951). ЛА-200Б — барражирующий перехватчик на базе ЛА-200 с двумя турбореактивными двигателями ВК-1Ф.

Ла-250 (рис. 10) — сверхзвуковой двухместный истребитель-перехватчик, один из первых в этом классе самолёт с чисто треугольным крылом и той же формы цельноповоротным горизонтальным оперением, с двумя турбореактивными двигателями АЛ-7Ф. Угол стреловидности крыла по передней кромке 57{{°}}. Обладал мощным ракетным вооружением. Оборудован радиолокационной станцией обнаружения и автоматического наведения на цель. Предназначался для борьбы с бомбардировщиками, летающими на высота до 20 км. Отличительная особенность самолёта — управление с помощью необратимой гидравлической системы (отработка управления самолётом впервые проводилась на созданном в ОКБ электронно-моделирующем стенде). ЛА-250 проходил лётные испытания, но работы по самолёту были остановлены в 1959; это последний пилотируемый самолёт ОКБ Лавочкина.

В дальнейшем ОКБ специализировалось на разработке беспилотных летательных аппаратов.

Лит.: Арлазоров М., Фронт идет через КБ, 2 изд., М., 1975; Яковлев А. С., Советские самолеты. 4 изд., М., 1982: Шавров В. Б., История конструкций самолетов в СССР. 1938—1950 гг., 2 изд.. М., 1988.

В. Е. Ишевский.

Табл. 1 — Истребители НПО имени С. А. Лавочкина (с поршневыми двигателями)

Основные данные

ЛаГГ-1

ЛаГГ-3

Ла-5

Ла-5Ф

Ла-5ФН

Ла-7

Ла-9

Ла-11

Первый полет, год

1940

1940

1942

1942

1943

1943

1946

1947

Начало серийного производства, год

-

1940

1942

1942

1943

1944

1946

1947

Марка двигателя*

М-105П

М-105П

М-82

М-82НВ

АШ-82ФН

АШ-82ФН

АШ-82ФН

АШ-82ФН

Мощность двигателя, кВт

809

809

1250

1250

1360

1360

1360

1360

Длина самолёта, м

8,81

8,81

8,6

8,6

8,6

8,6

8,62

8,62

Высота самолёта, м

3,06

3,06

3

3

3

3

3

3

Размах крыла, м

9,8

9,8

9,8

9,8

9,8

9,8

9,8

9,8

Площадь крыла, м2

17,51

17,51

17,5

17,5

17,5

17,59

17,71

17,71

Колея шасси, м

2,8

2,8

2,8

2,8

2,8

2,73

2,71

2,71

Взлётная масса, м

3,38

3,5

3,39

3,326

3,23

3,265

3,676

3,996

Масса пустого самолета, т

2,968

2,7

2,78

2,789

2,605

2,605

2,638

2,77

Максимальная дальность полета, км

556

1000

655

640

765

635

1735

2550

Максимальная скорость полёта, км/ч

600

585

626

630

648

680

690

674

Время набора высоты 5000 м, мин

5,85

5,8

6,2

5,4

5

4,45

4,9

6,6

Потолок, км

9,6

9,6

9,6

9,5

11

10,75

10,8

10,25

Экипаж, чел.

1

1

1

1

1

1

1

1

* Все самолёты однодвигательные

Табл. 2 Истребители НПО имени С. А. Лавочкина (с турбореактивными двигателями)

Основные данные

Ла-150

Ла-156

Ла-1вО

Ла-15

Ла-168

Ла-176

Ла-200

Ла-190

Ла-200Б

Ла-250

Первый полёт, год

1946

1947

1947

1948

1948

1946

1949

1951

1952

1956

Начало серийного производства, год

-

-

-

1948

-

-

-

-

-

-

Число и марка двигателей

1 РД-10

1 РД-10Ф

1 РД-10Ф

1 РД-500

1 РД45

1 ВК-1

2 ВК-1

1 АЛ-5

2 ВК-1Ф

2 АЛ-7Ф

Тяга двигателя, кН

8,63

10,8

10,8

15,6

22,3

26,5

26,5

49

30,4

90,2

Длина самолёта, м

9,42

9,12

10,06

9,56

10,56

10,97

16,59

16,35

17,32

24,6

Высота самолёта, м

3,34

-

4,125

3,8

3,664

3,84

4,34

4,24

4,34

7,26

Размах крыла, м

8,2

8,52

8,95

8,83

9,5

8,59

12,92

9,9

12,96

13,9

Площадь крыла, м2

12,15

13,32

15,9

16,16

18,08

18,25

40,18

38,93

40 '

80

Колея шасси, м

1,63

-

1,925

1,7

1,7

1,7

2,745

-

2,745

-

Взлётная масса, т

3,338

3,521

4,06

3,85

4,58

4,631

10,375

9,275

11,56

25

Масса пустого самолёта, т

2,369

2,398

2,738

2,575

2,985

3,111

7,675

7,315

8,81

15

Максимальная дальность полёта, км

500

660

1000

1170

1275

-

1165

1150

3500*

-

Максимальная скорость полёта, км/ч

805

905

1050

1026

1080

1105

1062

1190

1030

2000

Время набора высоты 5000 м, мин

7,2

4

-

3,1

2,2

1,6

2,6

1,5

2,8

-

Потолок, км,

12,5

10,7

12,2

13,5

14,5

15

15,15

15,6

14,125

18

Экипаж, чел.

1

1

1

1

1

1

2

1

2

2

* С подвесными топливными баками

Лаваля сопло — специально спрофилированный канал, сначала сужающийся, а затем расширяющийся, предназначенный для получения сверхзвуковой скорости истечения газа (см. рис.). Впервые Л. с. было применено в 1889 шведским инженером К. Г. П. де Лавалем (С. G. P. de Laval) в конструкции высокооборотной паровой турбины. Немонотонность изменения площади F поперечного сечения Л. с. следует из условия постоянства расхода G газа, которое в простейшем случае имеет вид G = {{ρ}}uF = const, где {{ρ}} и u — плотность и скорость газа в рассматриваемом сечении сопла. При изоэнтропическом течении идеального совершенного газа удельный расход {{ρ}}u с увеличением скорости возрастает в области дозвукового течения, достигает максимума в критическом сечении, где скорость потока сравнивается с местной скоростью звука а* и уменьшается в области сверхзвукового течения (см. Газовая динамика). Расход G связан с полным давлением р0, температурой торможения Т0 и площадью F* критического сечения соотношением

{{формула}}

где {{γ}} — показатель адиабаты, R — газовая постоянная.

Значение сверхзвуковой скорости на срезе сопла определяется отношением Fc/F* где Fc — площадь выходного сечения сопла; расчетный режим истечения (сверхзвуковой поток однороден) реализуется при строго определенном перепаде давления между входным и выходным сечениями Л. с. (при этом давление pс на срезе сопла совпадает с давлением pa в окружающей среде). На нерасчётном режиме, когда pс{{≠}}pa внутри или вне сопла имеет место сложная картина течения с образованием системы волн сжатия и волн разрежения, что и приводит к выравниванию давлений в истекающей струе и в окружающей среде, но при этом эффективность Л. с. снижается. Расчёт профиля Л. с., обеспечивающего однородный сверхзвуковой поток, проводится обычно на ЭВМ различными методами численного анализа, например, характеристик методом, с учётом пограничного слоя и реального газа эффектов. Для расширения диапазона расчётных режимов используются осесимметричные Л. с. с центральным телом, перемещением которого осуществляется регулирование скорости и расхода газа, или регулируемые плоские Л. с., форма контура которых изменяется в зависимости от режима путём изгиба пластин вдоль по потоку. Используются Л. с. в реактивных двигателях (см. Реактивное сопло), сверхзвуковых и гиперзвуковых аэродинамических трубах и т. д.

А. Л. Искра.

Лаво (La Vaulx) Анри де (1870—1930) — французский аэронавт. 17 июля 1898 поднялся на воздушном шаре и продержался в воздухе 24 ч. В том же году основал Французский аэроклуб. Совершил большое число полетов на воздушном шаре, в том числе Париж — Брест — Литовск и Париж — Коростышев. Осуществил полёт по прямой линии Париж — Халл (Великобритания). С 1905 проектировал дирижабли, которые строило общество “Зодиак”. Эти дирижабли принимали участие в Первой мировой войне. Основал Международную федерацию аэронавтики (ныне Международная авиационная федерация), президентом которой стал в 1927. Погиб в авиационной катастрофе. В 1933 Международная авиационная федерация учредила медаль в его честь (см. Награды ФАИ). Портрет смотри на стр. 801.

Медаль А. де Лаво, вручённая советскому лётчику М. М. Громову в 1937.

Лавочкин Семён Алексеевич (I900—1960) — советский авиаконструктор, член-корреспондент АН СССР, (1958), генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), дважды Герой Социалистического Труда (1943, 1956). Окончил Московское высшее техническое училище (1927). Работал в ряде самолётостроительных КБ, а затем в Главном управлении авиационной промышленности. С 1939 главный конструктор по самолётостроению, с 1956 — генеральный конструктор. Под его руководством созданы истребители ЛАГГ-3 (совместно с М. И. Гудковым и В. П. Горбуновым), ЛА-5, ЛА-5Ф, ЛА-5ФН, ЛА-7, широко применявшиеся в годы Великой Отечественной войны. При их разработке Л. рационально сочетал деревянную конструкцию планёра (применив особо прочный материал — дельта-древесину) с надёжным двигателем, имевшим высокие технические характеристики в широком диапазоне высот полёта. Компоновка самолётов ЛА-5, ЛА-7 обеспечивала надёжную защиту лётчика в передней полусфере обстрела. На истребителях конструкции Л. И. Н. Кожедуб сбил 62 фашистских самолёта. В послевоенные годы под руководством Л. создан ряд реактивных серийных и экспериментальных истребителей, в том числе ЛА-160 — первый отечественный самолёт со стреловидным крылом и ЛА-176, на котором впервые в СССР была достигнута скорость полёта, равная скорости звука. Под руководством Л. создан ряд образцов ракетной техники. Депутат Верховного Совета СССР с 1950. Государственная премия СССР (1941, 1943, 1946, 1948). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Красного Знамени, Суворова 1-й и 2-й степени, медалями. Имя Л. носит НПО, образованное на базе ОКБ, которым он руководил. Бронзовый бюст в Смоленске. См. статью ЛА.

Лит.: Асташенков П. Т., Дерзкие старты, М., 1976.

С. А. Лавочкин.

Лаврентьев Михаил Алексеевич (1900—1980) — советский математик и механик, академик (1946) и вице-президент (1957—1975) АН СССР, председатель Сибирского отделения АН СССР, Герой Социалистического Труда (1967). Окончил Московский университет (1922), с 1921 преподавал в вузах (с 1929 профессор), в том числе в 1931—1941 и 1951—1953 в Московском, в 1939—1941 в Киевском и с 1960 в Новосибирском университетах. С 1935 работал в АН СССР: в 1935—1960 в Математическом институте имени В. А. Стеклова, в 1949—1952 директор Института точной механики и вычислительной техники, в 1950—1953 и 1955—1957 академик-секретарь Отделения физико-математических наук. В области механики сплошной среды и прикладной физики Л. получены крупные результаты в теории крыла, в теории длинных волн, теории струй. Л. — член многих иностранных академий, научных учреждений и обществ. Депутат Верховного Совета СССР в 1958—1979. Золотая медаль имени Ломоносова АН СССР (1978). Ленинская премия (1958), Государственная премия СССР (1946, 1949). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Отечественной войны 2-й степени, 4 орденами Трудового Красного Знамени, медалями, а также иностранными орденами.

Соч.: Методы теории функций комплексного переменного, 4 изд., М., 1973; Проблемы гидродинамики и их математические модели, 2 изд., М., 1977 (обе совм. с Б. В. Шабатом).

М. А. Лаврентьев.

Лавриненков Владимир Дмитриевич (1919—1988) — советский лётчик, генерал-полковник авиации (1971), дважды Герой Советского Союза (1943, 1944). Окончил Чугуевское военное авиационное училище (1941), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1948), Высшую военную академию (1954; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком инструктором, командиром звена, командиром эскадрильи, командиром истребительного авиаполка. Совершил 448 боевых вылетов, сбил лично 35 и в составе группы 11 самолётов противника. После войны командир авиадивизии, затем на ответственных должностях в ПВО. В 1977—1984 начальник штаба, заместитель начальника Гражданской обороны УССР, позднее в военной академии войсковой ПВО имени А. М. Василевского. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, орденами Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в г. Починок Смоленской области.

Соч.: “Сокол-1” M., 1976; Шпага чести. Повесть о волке “Нормандия — Неман”. Киев, 1980 (совм. с Н. Н. Беловол); Возвращение в небо, 2 изд., М., 1983.

Лит.: Бобров Н. Н., Дважды Герой Советского Союза В. ЛАвриненков, М., 1950.

В. Д. Лавриненков.

ЛаГГ — марка самолётов, созданных С. А. Лавочкиным, В. П. Горбуновым, М. И. Гудковым. См. ЛА.

Лагранж (Lfgrange) Жозеф Луи (1736—1813) — французский математик и механик, член Парижской АН (1772), иностранный почетный член Петербургской АН (1776). Родился в семье обедневшего чиновника. Самостоятельно изучал математику. В 19 лет стал профессором в артиллерийский школе в Турине. В 1759 избран членом Берлинской АН, а в 1766—1787 её президент. В 1787 переехал в Париж, с 1795 профессор Нормальной школы, с 1797 — Политехнической школы. Один из основоположников вариационного исчисления и аналитической механики; в основу последней положил сочетание принципа возможных перемещений с принципом Д'Аламбера (принцип Д'Аламбера — Л.). Ввёл обобщённые координаты и скорости, сформулировал уравнения для функции Л. в этих переменных и времени. Занимался исследованием уравнений динамики идеальной жидкости (Лагранжа уравнения).

Лит.: Жозеф Луи Лагранж, 1736—1936. Сб. ст. к 200-летию со дня рождения, М.—Л.. 1937.

Ж. Л. Лагранж.

Лагранжа уравнения в аэро- и гидродинамике (по имени Ж. Л. Лагранжа) — система трёх уравнений, выражающая закон сохранения импульсов (см. Сохранения законы) при движении идеальной жидкости, записанная в так называемых переменных ЛАгранжа t, a1, a2, а3. В декартовой системе координат Л. у. имеют вид

{{формула}}

Здесь {{ρ}} — плотность, р — давление, X, Y, Z — проекции вектора массовых сил на декартовы оси координат, t — время, х, у, z — координаты частиц жидкости в произвольный момент времени, являющиеся искомыми функциями, a1, a2, а3 — параметры (ими могут быть координаты x0, y0, z0 в начальный момент времени t0), значения которых различны для разных частиц среды, что позволяет отличать их друг от друга. Л. у. замыкаются уравнением состояния, неразрывности уравнением и энергии уравнением, записанными в переменных Лагранжа, а их решение должно удовлетворять заданным начальным и граничным условиям. Л. у. служат основой так называемого Лагранжева подхода к анализу задач аэродинамики, целью которого является изучение движения и состояния отдельных фиксированных частиц жидкости, и используются преимущественно для исследования нестационарных течений, в частности гиперзвуковых течений на основе нестационарной аналогии.

лазерный подсвет цели (ЛПЦ) — облучение цели лазером для создания её искусственного контраста и организации процесса наведения на неё управляемых ракет и бомб с полуактивными головками самонаведения. ЛПЦ может осуществляться со специального самолёта-подсветчика, с самолёта (вертолёта) — носителя оружия, с наземной установки. ЛПЦ производится непрерывно до попадания в неё бомбы (ракеты). Максимальная дальность ЛПЦ 15 км.

В лазере для подсвета цели в качестве активного вещества обычно применяют кристаллы иттриево-алюминиевой гранаты с неодимом, стекло с неодимом, дающие излучение с длиной волны {{λ}} = 1,06 мкм, или углекислый газ с {{λ}} = 10,69 мкм. Лазеры на иттриево-алюминиевой гранате с неодимом имеют следующие основные характеристики: энергия импульса излучения 50—200 мДж, частота повторения импульсов 4—30 в 1 с, длительность импульса 10—25 нс, расходимость луча 1—10 мрад. Для повышения помехозащищённости и обеспечения действия группы самолётов, атакующих близко расположенные цели, применяют кодирование сигналов лазеров.

Известно несколько зарубежных систем с ЛПЦ, в том числе “Пейв уэй” (Pave Way) и “Пейв тэк” (Pave Tack) (США). “Пейв уэй” использовалась на самолётах-подсветчиках цели Макдоннелл-Дуглас F-4D и Рокуэлл OV-10 при боевом применении бомб с лазерной системой наведения во Вьетнаме. Более совершенная система “Пейв тэк” (США) размещается в подвесном контейнере на самолётах Макдоннелл-Дуглас F-15 и Дженерал дайнемикс F-111. Оптическая ось лазерного целеуказателя может поворачиваться на угол до 190{{°}} по тангажу и на {{±}}135{{°}} относительно продольной оси контейнера, обеспечивая свободу манёвра носителя после сброса бомбы с лазерной системой наведения.

Лит.: Coffey D. W., Norris V. J., YAG Nd + 3 Laser target designators and range finders, “Applied Optics”, 1972, v. 11, №5, p. 1013-18.

лайнep (английское liner, от line — линия) воздушный — название магистральных скоростных многоместных пассажирских самолётов, в которых пассажирам созданы максимальные удобства. Первоначально Л. называли крупное океанское пассажирское судно, совершающее трансатлантические рейсы на линиях Европа — Америка. В середине 60-х гг. с ними стали успешно конкурировать тяжелые многомоторные реактивные самолёты и название перешло на воздушное судно.

Лайтхилл (Lighthill) Майкл Джеймс (р. 1924) — английский учёный в области механики и прикладной математики. Окончил Кембриджский университет (1943). Член Лондонского королевского общества (1953), директор Королевского авиационного научно-исследовательского института (RAE, 1959—1964), профессор Кембриджского университета (1969—1979), президент Международного союза по теоретической и прикладной механике (1984). Решил широкий круг принципиальных задач в области авиационной акустики, динамики реального газа, пограничного слоя, гидромеханики и газовой динамики, биомеханики.

Соч.: Волны в жидкостях, пер. с англ., М., 1981.

лакокрасочные материалы — жидкие или пастообразные (реже порошкообразные) композиции, основной компонент которых — полимерный плёнкообразователь. В качестве плёнкообразователей Л. м. используются низко- или высокомолекулярные природные и синтетические полимеры. В зависимости от химического строения и наличия реакционноспособных групп плёнкообразователи делят на преобразуемые, непреобразуемые и смешанные. Преобразуемые плёнкообразователи: масляные, алкидные, фенольные, эпоксидные, полиуретановые, каучуковые, некоторые типы кремнийорганических и акриловых, а также ряд других полимеров, которые в результате протекания химической реакций превращаются в неплавкие и нерастворимые полимеры. Непреобразуемые плёнкообразователи: акриловые, нитроцеллюлозные, перхлорвиниловые, фторопластовые, некоторые типы кремнийорганических, а также ряд других смол, которые после удаления растворителей или сплавления сохраняют растворимость и термопластичность (в частности, после воздействия повышенных температур, не превышающих температуру их деструкции). В состав смешанных плёнкообразователей входят полимеры обоих типов.

При нанесении Л. м. на окрашиваемую поверхность путём распыления, окунания, облава или контактного переноса и последующей естественной или искусственной сушки на поверхности образуется слой лакокрасочного покрытия. Основное назначение покрытий — защита от коррозии металлических поверхностей. Лакокрасочные покрытия используются также для защиты неметаллических материалов от различных воздействий.

По назначению Л. м. подразделяют на лаки, грунтовки, шпатлёвки и краски. Лаки (растворы плёнкообразователей) используют для получения прозрачных покрытий непосредственно на защищаемой поверхности, а также в качестве промежуточного или верхнего слоя системы покрытия. Грунтовки (пигментированные и наполненные лаки) предназначены для использования в качестве первых слоев покрытий, то есть тех, которые обеспечивают высокую адгезию покрытия с защищаемой поверхностью и обладают хорошими антикоррозионными свойствами. Шпатлёвки (сильно пигментированные и наполненные лаки) применяют для выравнивания незагрунтованной или предварительно загрунтованной поверхности. Краски [пигментированные лаки (эмалевые краски или эмали) либо олифы [масляные краски)] предназначены для получения верхних слоев систем покрытий с требуемыми эксплуатационными, декоративными и специальными свойствами.

Основные типы авиационных лакокрасочных покрытий — атмосферостойкие, антикоррозионные, эрозионностойкие, радиопрозрачные, антистатические, оптические, термостойкие, водостойкие, стойкие к агрессивным средам, фунгицидные и другие. Наиболее атмосферостойкими являются полиуретановые покрытия, антикоррозионными — эпоксидные, эрозионностойкими — каучуковые, радиопрозрачными — фторопластовые, термостойкими — кремнийорганические.

Лит.: Чеботаревекий В. В., Кондрашов Э. К., Технология лакокрасочных покрытий в машиностроении. М.,1978.

Э. К. Кондрашов.

ламинаризация пограничного слоя, управление ЛАминарным обтеканием, — поддержание ламинарного течения в пограничном слое. Л. п. с. применяется главным образом для уменьшения сопротивления трения при больших Рейнольдса числах. Л. п. с. способствует увеличению аэродинамического качества и улучшению других характеристик самолёта, в том числе снижению расхода топлива. Л. п. с. особенно перспективна на дозвуковых самолётах с большим удлинением крыла, сопротивление трения которых на крейсерском режиме полёта составляет существенную часть полного аэродинамического сопротивления. Исследования показывают, что выгоды от Л. п. с. возрастают с увеличением дальности полёта (см. рис.).

На естественное развитие ламинарного пограничного слоя сильно влияют форма обтекаемого тела, шероховатость поверхности и ее неровности, которые наряду с возмущениями типа акустического шума, скачков уплотнения и т. п. могут вызвать ранний переход ламинарного течения в турбулентное. Для успешной Л. п. с. необходимы высокая гладкость поверхности и минимизация внешних возмущений. При двумерном обтекании убывание давления в направлении течения повышает устойчивость пограничного слоя и отдаляет переход ламинарного течения в турбулентное. Это используется при создании ламинарных профилей крыла, которые применяются на прямых крыльях. Хотя возможности Л. п. с. только путём изменения формы тела ограничены, тем не менее форма тела имеет важное значение при использовании других способов Л. п. с. На стреловидном крыле переход от ламинарного течения к турбулентному вызывается в основном неустойчивостью поперечного течения в трёхмерном пограничном слое, при этом наличие как положительного, так и отрицательного продольного градиента давления способствует неустойчивости течения. Поэтому форму крыла следует выбирать такой, чтобы в зоне Л. п. с. давление быстро убывало в окрестности передних кромок, а далее вниз по потоку было близко к постоянному или несколько уменьшалось. Чтобы избежать распространения турбулентности вдоль передней кромки крыла, его стреловидность должна быть, по возможности, умеренной, а радиус закругления носка достаточно малым. Для таких крыльев эффективным способом Л. п. с. является отсос небольшой части заторможенного в пограничном слое воздуха через проницаемую обшивку (см. Отсос пограничного слоя). На самолётах с криогенным топливом для Л. п. с. может применяться охлаждение обшивки, что повышает устойчивость ламинарного пограничного слоя. При сверхзвуковых скоростях полёта Л. п. с. путём охлаждения может служить одновременно средством защиты от аэродинамического нагревания. См. также статью Управление пограничным слоем.

Лит.: Шлихтинг Г.. Теория пограничного слоя, пер. с нем., М.. 1974.

М. А. Алексеев.

Относительный расход топлива {{G}}T ( отношение расходов топлива самолёта при наличии и отсутствии ламинаризации обтекания крыла и оперения) в зависимости от дальности полёта L дозвукового самолета.

ламинарное течение (от латинского lamina — пластинка, полоска) — вязкой жидкости течение, в котором частицы среды движутся упорядоченно по слоям и процессы переноса массы, импульса и энергии между слоями происходят на молекулярном уровне. Типичным примером Л. т. является обширный класс слоистых течений, в которых все частицы жидкости или газа имеют одно и то же направление движения. Наиболее подробно изучено Л. т. несжимаемой жидкости в трубках неограниченной длины и малого диаметра (впервые экспериментально этот случай изучался нем, учёным Г. Гагеном в 1839 и французским учёным Ж. Пуазёйлем в 1840). В этом случае каждая частица жидкости движется по прямолинейным траекториям, а зависимость скорости v частиц от расстояния r от оси трубы описывается параболическим законом: v = vмакс(1-r22), где а — радиус трубы, vмакс — скорость на её оси. При обтекании тел или при движении жидкости в каналах и трубах Л. т. имеет место лишь при Рейнольдса числах, меньших критического Re* (для описанного выше случая Re*{{}}2200). При Re{{≥}}Re* Л. т. становится неустойчивым и переходит в турбулентное течение. Л. т. реализуется, например, при движении летательного аппарата на достаточно больших высотах, а с уменьшением высоты полёта область существования Л. т. ограничена некоторой окрестностью передних кромок крыла, оперения, носовой части фюзеляжа и других элементов летательного аппарата.

В общем случае основой для теоретического анализа Л. т. служат Навье — Стокса уравнения. В некоторых частных случаях эти уравнения упрощаются, что позволяет получить аналитические решения задачи. Если движение среды происходит при достаточно больших Re, то Л. т. исследуется с помощью уравнений Л. Прандтля (см. Пограничный слой).

В. А. Башкин.

ламинарный пограничный слой — пограничный слой, в котором имеет место ламинарное течение. Поведение Л. п. с. описывается уравнениями Л. Прандтля, решение которых для заданных начальных и граничных условий в общем случае можно получить только численно с помощью ЭВМ, и зависит от ряда определяющих параметров: Рейнольдса числа и Маха числа, формы тела и параметров жидкости или газа. Характерной особенностью математического описания Л. п. с. является возможность преобразования уравнений Прандтля таким образом, что в новых безразмерных переменных преобразованного уравнения не зависят явно от числа Рейнольдса, благодаря этому значительно сокращается объём вычислений при решении практических задач. Кроме того, существуют классы задач, когда в Л. п. с. реализуется автомодельное течение, а решение уравнений Прандтля сводится к интегрированию системы обыкновенного дифференциального уравнения. Их численный анализ проводится достаточно просто, а результаты расчётов позволяют установить и понять основные закономерности развития Л. п. с. и используются для приближённой оценки сопротивления трения и аэродинамического нагревания летательного аппарата.

Практический интерес представляет установившееся движение жидкости или газа в Л. п. с. при нулевом градиенте давления. Для несжимаемой жидкости такое течение реализуется на плоской бесконечно тонкой пластине, помещённой в однородный поток со скоростью V под нулевым углом атаки; в этом случае скорость потока на внешней границе Л. п. с. uE = V. После введения функции тока {{ψ}} (x, у) и перехода к безразмерным переменным по соотношениям

{{Ψ}}(x, y) = (2vue)1/2f({{η}}), y = (2vx/ue)1/2{{η}}

система уравнений Прандтля сводится к обыкновенному дифференциальному уравнению j{{′′′}} + jj{{′′}} = 0 с краевыми условиями f(0) = f{{'}}(0) = 0, f{{}}({{}}) = 1, где, x, у — оси координат, направленные вдоль и по нормали к поверхности пластины, v — кинематическая вязкость. В этом случае местный коэффициент сопротивления трения определяется выражением

{{формула}}

где {{ρ}} — плотность, Re = uex/v — число Рейнольдса, {{τω}} — местное напряжение трения (эта задача была решена немецким ученым Г. Блазиусом в 1908, а приведённое уравнение называется его именем). Расчёты для cf толщин пограничного слоя {{δ}}, вытеснения {{δ}}* и потери импульса {{δ}}** дают: cf(Re)l/2 = 0,664; {{δ}}(Re)1/2/x = 5, {{δ}}*(Re)1/2/x = 1,73, {{δ}}**(Re)1/2/x = 0,664. На этом примере видна природа Л. п. с. как области завихренного течения (рис. 1,а, штриховой линией обозначена толщина Л. п. с.): острая кромка пластины при взаимодействии её с набегающим потоком из-за сил трения является источником завихренности. Порождаемая этим источником завихренность путём конвекции и диффузии сносится вниз по потоку и распределяется по некоторой области а окрестности плоской пластины, при этом суммарный поток завихренности через любое поперечное сечение Л. п. с. остаётся постоянным.

Рассмотренная задача допускает обобщение на Л. п. с. при обтекании сжимаемой жидкостью так называемые изотермические пластины. Характеристики Л. п. с. при движении сжимаемой и несжимаемой жидкости в качественном отношении имеют одинаковый характер изменения вдоль поверхности, но отличаются в количественном отношении, и это различие зависит от определяющих параметров задачи. Для совершенного газа ими будут число Маха М{{}} и температурный фактор {{Т}}{{ω}} (отношение температуры стенки {{Т}}{{ω}}, к температуре Тr, теплоизолирующей поверхности, на которой местный тепловой поток равен нулю). Влияние определяющих параметров на величину c = cj/(Re)l/2 показано на рис. 2. Для модели совершенного газа: показатель адиабаты {{γ}} = 1,4, Прандтля число Рг = 1,7, динамическая вязкость {{μ}}0,76. Анализ задачи позволяет также установить аналогию Рейнольдса, то есть связь между местным Стантона числом St, характеризующим интенсивность местного тёплого потока, и сj: St = cj/2S, где S = Pr2/3 — коэффициент аналогии Рейнольдса. Результаты решения уравнений для плоской пластины в сжимаемом газе непосредственно можно использовать для расчета напряжения трения и теплообмена на поверхности клиньев, обтекаемых сверхзвуковым потоком с присоединённым к вершине скачком уплотнения (см. Ударная волна).

Аналогичная автомодельная задача имеет место для осесимметричного Л. п. с. на поверхности острого кругового конуса, обтекаемого сверхзвуковым потоком под нулевым углом атаки с присоединенным к вершине скачком уплотнения, за которым реализуется коническое течение невязкого газа. Анализ уравнений Прандтля показывает, что при одних и тех же определяющих параметрах задачи характерные толщины Л. п. с. на поверхности конуса в 31/2 раз меньше, а местные коэффициенты cj и St в 31/2 раз больше соответствующих величин на плоской пластине. Характерной особенностью поведения Л. п. с. на поверхности рассмотренного класса заострённых тел является обращение cj и St в бесконечность, а характерных толщин — в нуль на острой передней кромке и вершине. Следовательно, в этих точках на поверхности летательного аппарата при его движении со сверх- и гиперзвуковыми скоростями в плотных слоях атмосферы будут иметь место максимальные тепловые нагрузки.

Другой практически важной задачей является течение жидкости или газа в Л. п. с. в окрестности критической точки затупленного тела (точка на поверхности тела, где скорость невязкого потока обращается в нуль, рис. 1, б). В этом случае скорость потока на внешней границе пограничного слоя пропорциональна продольной координате (ue~x), и решение уравнений Прандтля с помощью приведённых преобразований также сводится к интегрированию обыкновенного дифференциального уравнения. Согласно расчётам для плоскопараллельного течения несжимаемой жидкости cj(Re)1/2 = 2,46, что намного превышает соответствующее значение для плоской пластины и объясняется влиянием отрицательного градиента давления. Из условия {{η}} = const следует, что в окрестности критической точки толщина Л. п. с. принимает постоянное, отличное от нуля, значение. Решение подобной задачи для осесимметричного течения приводит к результату cj(Re)1/2 = 2,62. Сравнение с расчётами для плоской задачи показывает, что при наличии отрицательного градиента давления пространственность течение значительно меньше влияет на cj чем в случае течения при нулевом градиенте давления. Решения аналогичных задач для сжимаемой жидкости показывают, что характеристики Л. п. с. в качественном отношении ведут себя так же, как и при течении несжимаемой жидкости. Таким образом, в окрестности критической точки затупленного тела толщина Л. п. с. имеет постоянное конечное значение, {{τω}}~x, а местный тепловой поток постоянен и ограничен по своему значению. Это важный результат для практических приложений, который означает, что для снижения максимальных тепловых нагрузок сверх- и гиперзвуковые летательные аппараты должны иметь затупленные передние кромки и вершины.

Лит. см. при статье Пограничный слой.

В. А. Башкин.

Рис. 1.

Рис. 2.

ламинарный профиль — профиль крыла, характеризующийся удалённым от носка положением точки перехода ламинарного течения в турбулентное при естественном обтекании, то есть без использования дополнительной энергии для затягивания перехода, как, например, при отсосе пограничного слоя, охлаждении поверхности (см. Ламинаризация пограничного слоя). Исследования в полёте состояния пограничного слоя на прямом крыле дозвукового самолёта (1938) показали наличие значительных участков ламинарного пограничного слоя. В СССР (И. В. Остославский, Г. П. Свищёв, К. К. Федяевский) и за рубежом были разработаны и применены на ряде самолётов Л. п., форма которых позволяла получать сдвинутое назад положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и за счёт этого снижать сопротивление трения, а следовательно, и полное аэродинамическое сопротивление самолёта. Для этого форма профиля должна обеспечивать на его поверхности в области ожидаемого ламинарного слоя ускоренное течение с возможно большим градиентом скорости для повышения устойчивости ламинарного течения к возмущениям. Геометрически это достигается смешением назад положения максимальной толщины и вогнутости профиля (см. Кривизна профиля), увеличением относительной толщины профиля и некоторым уменьшением радиуса кривизны носка. При этом с целью предотвращения срыва потока нельзя допускать резкого снижения скорости в хвостовой, диффузорной, части профиля, что приводит к ограничениям на геометрию профиля (недопустимо, например, смещение максимальной толщины и вогнутости за середину профиля, а также чрезмерное увеличение его толщины и вогнутости).

Фактором, ограничивающим возможности естественной ламинаризации пограничного слоя, является стреловидность крыла по передней кромке. При угле стреловидности больше 20—25{{°}} наблюдается значительное уменьшение области ламинарного течения. Участки с естественной ламинаризацией могут наблюдаться на различных элементах самолёта (носок фюзеляжа, горизонтальные и вертикальные оперения и т. д.). Лётные исследования, проведённые при дозвуковых скоростях на самолётах с прямыми крыльями и крыльями с углом стреловидности менее 20{{°}}, скомпонованными из Л. п., подтвердили наличие протяжённых ламинарных участков (до 30—50% хорды). При этом критические Рейнольдса числа, определенные по длине ламинарного участка, достигали Re* {{}} 10—12)*106. Проведённые в середине 80-х гг. в СССР (ЦАГИ) и за рубежом расчётные и экспериментальные исследования при больших числах Рейнольдса показали возможность получения протяжённых (вплоть до середины хорды) ламинарных участков при околозвуковом обтекании профилей с ускорением потока в местной сверхзвуков зоне. При этом Маха число полёта должно быть ограниченным, не допускающим возникновения интенсивных скачков уплотнения и заметного волнового сопротивления. Применение сверхкритических профилей с ускорением потока в местной сверхзвуковой зоне позволяет снизить сопротивление при повышенных дозвуковых скоростях полёта как за счёт естественной ламинаризации, так и за счёт малого, по сравнению с обычными профилями, волнового сопротивления.

В. Д. Боксер, Я. М. Серебрийский.

Ланчестер (Lanchester) Фредерик Уильям (1868—1946) — английский инженер и учёный в области аэродинамики, один из родоначальников теории летательных аппаратов тяжелее воздуха. Окончил Университетский колледж (ныне Саутхемптонский университет) и Национальную школу наук. Л. принадлежат две основные идеи: о циркуляции как причине подъёмной силы и концевых вихрях как причине индуктивного сопротивления крыла конечного размаха. Однако труды Л. были написаны настолько (сложно, что публиковались и приобретали известность с большим запозданием. Поэтому лишь вторая из этих идей была использована.

Соч.: Aerodynamics. L, 1907.

“Лан-Чили” (LAN-Chile, Linea Aerea Nacional de Chile) — национальная авиакомпания Чили. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Южной Америки, Западной Европы и в США. Основана в 1929. В 1989 перевезла 0,7 миллионов пассажиров, пассажирооборот 2,03 миллиарда пассажиро-км. Авиационный парк — 12 самолётов.

Лапчинский Александр Николаевич (1882—1938) — советский учёный в области авиации, комбриг (1935), профессор (1926). В Красной Армии с 1918. Окончил Алексеевское военное училище, Московский и Мюнхенский университеты, Киевскую школу лётнабов (1916). Участник Первой мировой войны. Во время Гражданской войны начальник полевого управления авиации и воздухоплавания армий, начальник штаба военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии. После 1925 на преподавательской работе — начальник кафедры тактики авиации Военной академии имени М. В. Фрунзе и одновременно профессор Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Автор трудов по истории и теории авиации, в которых научно обосновал роль и место авиации в боевых действиях, указал на необходимость завоевания господства в воздухе, сосредоточения сил авиации для содействия наземным войскам на главном направлении, внёс значительный вклад в разработку основ тактики истребительной и бомбардировочной авиации. Выдвинутые Л. теоретические положения в боевом применении военно-воздушных сил оказались жизненными и в годы Великой Отечественной войны. Награждён орденом Красной Звезды. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

Соч.: Тактика авиация и вопросы противовоздушная обороны, 3 изд.. М., 1931; Техника и тактика воздушного флота, ,М.—Л., 1930; Воздушные силы в бою и операции, М., 1932.

А. Н. ЛАпчинский.

ларингофонно-микрофонно-телефонные гарнитуры, авиагарнитуры, — оконечные части самолётных систем связи членов экипажа с землёй через бортовые радиостанции и друг с другом через аппаратуру внутренней связи. В зависимости от вида применяемых преобразователей “звук — электрический сигнал” гарнитуры подразделяются на ларингофонно-телефонные и микрофонно-телефонные.

По степени защиты органов слуха и тракта приёма от внешних акустических шумов различают гарнитуры без шумозащиты {для работы с уровнем шумов до 50 дБ), с низкой шумозащитой (60—90 дБ), со средней шумозашитой (90—115 дБ) и высокой шумозашитой (более 115 дБ). При шумах с уровнем 90—115 дБ обычно используются микрофонно-телефонные гарнитуры, более 115 дБ и при атмосферном давлении не ниже 90 кПа — ларингофонно-телефонные.

Основные элементы гарнитур (см. рис.): микрофон (ларингофон), телефон (с шумозащитными заглушками или без них), микрофонный (ларингофонный) усилитель (для гарнитур с ларингофонами). В качестве несущих элементов используются оголовье, эластичное крепление для ларингофонов, мягкий, жёсткий или герметичный шлем. Специальные типы гарнитур обеспечивают работу в скафандре или кислородной маске.

Авиагарнитура: 1 — оголовье; 2 — заглушка; 3 — микрофонный усилитель; 4 — микрофон; 5 — телефон.

Ларюшин Евгений Иванович (р. 1934) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1976), Герой Советского Союза (1982). Окончил Егорьевский аэроклуб (1952), Омское военное авиационное училище (1956), Московский авиационный институт (1969). Работая в ОКБ имени Н. И. Камова, испытывал вертолёты Ка-15, Ка-18, Ка-25, Ка-26, Ка-32. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красной Звезды, медалями.

Е. И. ЛАрюшин.

“Латекоэр” (Soci{{é}}t{{é}} industrielle d’aviation Lat{{é}}co{{é}}re) — самолётостроительная фирма Франции. Основана в 1917 французским промышленником П. Латекоэром (Р. Lat{{é}}co{{è}}re, 1883—1943), указанное название с 1922, Специализировалась на производстве военных и гражданских самолётов, главным образом гидросамолётов и тяжёлых летающих лодок. В 1936 большая часть предприятий фирмы национализирована, оставшаяся часть в 1939 вошла в состав фирмы “Бреге”. После 1945 фирма восстановлена. Среди наиболее известных самолётов летающие лодки Латекоэр 380 с двумя поршневыми двигателями (первый полёт в 1930, пассажирский вариант) и 381 (1934, военный вариант), Латекоэр 301 с четырьмя поршневыми двигателями (1931, пассажирский вариант) и 302 (военный вариант), Латекоэр 521, 522 с шестью поршневыми двигателями(1935 и 1936, до 76 пассажиров) и 523 (военный вариант). После 1945 некоторое время выпускала летающую лодку собственно конструкции Латекоэр 631 с шестью поршневыми двигателями (1942), затем в основном перешла на выполнение заказов других авиационных фирм, главным образом “Дассо-Бреге” и “Аэроспасьяль”. В 1984 на фирме построен сверхлёгкий самолет-амфибия Латекоэр 225. В 1987 прекратила деятельность по разработке летательных аппаратов.

“Лебедь” — марка самолётов, строившихся заводом “Акционерного общества воздухоплавания В. А. Лебедева”. Завод основан в апреле 1914 в Петербурге Лебедевым, одним из первых русский дипломированных пилотов. В 1914—1918 выпускались самолёты “Л.” с порядковыми номерами от I до XXIV, причём большинство из них строились по иностранным (французским, немецким, английским) образцам с внесением в конструкцию отдельных изменений и усовершенствований. Значительной серией (около 200 экземпляров) был выпущен двухместный разведывательный самолёт “Л.-ХII” (первый полёт в 1915; смотри рис. в таблице VII), применявшийся в Первой мировой к Гражданских войнах. Он оснащался задней турельной (подвижной) пулемётной установкой, а также был приспособлен для бомбометания. С двигателем “Сальмсон” мощностью 110 кВт максимальная скорость составляла 130—135 км/ч, потолок 3500 м.

Леваневский Сигизмунд Александрович (1902—1937) — советский лётчик, один из первых Героев Советского Союза (1934). Родился в семье польского рабочего. В Красной Армии с 1919. Окончил Севастопольскую школу морской лётчиков (1925). Работал инструктором в различных авиационных школах. С 1933 в Главсевморпути; совершил несколько дальних перелётов. В 1934 участвовал в спасении экспедиции парохода “Челюскин”. В 1936 совершил перелёт Лос-Анджелес (США) — Москва. В 1937 предпринял попытку перелёта через Северный полюс в США (совместно с Н. Г. Кастанаевым, В. И. Левченко, Н. Н. Годовиковым, Г. Т. Побежимовым, Н. Я. Галковским). Связь с самолётом, попавшим в тяжёлые метеорологические условия, прекратилась. Поиск самолёта и экипажа оказался безуспешным.

Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды. Имя Л. присвоено школе морской лётчиков в Николаеве.

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

С. А. Леваневский.

Левченко Анатолий Семёнович (1941—1988) — советский лётчик-испытатель, лётчик-космонавт СССР (1987), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1986), Герой Советского Союза (1987). После окончания Черниговского высшего авиационного училища лётчиков (1964) служил в военно-воздушных силах. В 1971 окончил школу лётчнков-испытателей и до конца жизни занимался испытаниями авиационной техники. Летал на 80 типах самолётов и их модификаций, в том числе на самолёте-аналоге орбитального корабля “Буран”. С 1981 в отряде космонавтов-испытателей. В декабре 1987 участвовал в полёте на космическом корабле “Союз ТМ-4” и орбитальной станции “Мир”. Награждён орденом Ленина, медалями.

А. С. Левченко.

лёгкие сплавы — конструкционные сплавы на основе лёгких металлов — алюминия, бериллия, магния и титана (см. Алюминиевые сплавы, Бериллиевые сплавы, Магниевые сплавы, Титановые сплавы). Широко применяются в авиастроении.

“Ледюк” (Leduc) — марка экспериментальных самолётов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (конструктор самолётов и основатель одноимённой французской фирмы — Р. Ледюк). Первый самолёт из этой серии — “Л.” 010-01 начал проходить лётные испытания в виде планирующих полетов после отделения от самолёта-носителя Лангедок (рис. в табл. XXX) в 1947, а испытания с работающим прямоточным воздушно-реактивным двигателем начались в апрель 1949. На высота 11000 м при тяге прямоточного воздушно-реактивного двигателя, составляющей половину от её расчётного значения, самолет развивал скорость 808 км/ч. В 1950—1956 было построено ещё 5 самолётов (010-02, 016, 021-01, 021-02, 022), “Л.” 022 проектировался как сверхзвуковой истребитель-перехватчик и для обеспечения автономности (исключения необходимости в самолёте-разгонщике) был оснащён комбинированной силовой установкой (турбореактивный двигатель + прямоточный воздушно-реактивный двигатель). После испытаний варианта 022 работы по самолётам “Л.” были прекращены. Комбинированные силовые установки подобного типа продолжают рассматриваться как перспективные для больших сверхзвуковых скоростей полёта и начального диапазона гиперзвуковых скоростей (см. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, Турбопрямоточный двигатель).

Лейбензон Леонид Самуилович (1879—1951) — советский учёный в области механики и нефтяного дела, академик АН СССР (1943; член-корреспондент 1933). Ученик Н. Е. Жуковского. Окончил Московский университет (1901), Императорское техническое училище (1906). Работал под руководством Жуковского в Кучинском аэродинамическом институте, в 1906—1908 — на Тульском механическом заводе. В 1906—1921 преподавал в Московском, Юрьевском (Дерптском), Тбилисском университетах, Бакинском политехническом институте (профессор с 1919), в 1922—1951 — в Московском университете. В 1932—1937 работал в теоретическом отделе Центрального аэрогидродинамического института; занимался разработкой методов расчёта самолётов на прочность, теорией пограничного слоя, некоторыми проблемами газовой динамики (дал важные преобразования для основных уравнений газовой динамики С. А. Чаплыгина), а также исследованиями в области теории упругости сопротивления материалов. Государственная премия (1943). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Собрание трудов, т. 1—4, М., 1951—55.

Лит.: Боголюбов А. Н., Канделаки Т. Л., Л. С. Лейбензон. 1879—1951, М., 1991.

С. Л. Лейбензон.

Ленгли, Лэнгли (Langley), Сэмюэл (1834—1906) — американский ученый-астрофизик, один из пионеров авиации. В 1851 окончил высшую школу в Бостоне, работал инженер и архитектором, позже сотрудником Гарвардской обсерватории, преподавателем математики в Морской академии. С 1867 директор обсерватории в Аллегейни, с 1887 директор Смитсоновского института в Вашингтоне. Помимо астрофизических исследований (изучал солнечный спектр, в 1881 изобрёл болометр) экспериментировал с моделями летательных аппаратов на ротативной установке с динамометрами. В 1896 испытал две модели самолёта массой 12 кг (с паровыми двигателями), совершавшие полёты на расстояние до 1280 м. С 1898 по заказу правительства США строил самолёт для военных целей, модель которого (в масштабе 1/4) испытывалась с бензиновым поршневым двигателем в 1901. Натурный самолёт “Аэродром” (рис. в табл. II) со стартовой массой 385 кг имел два расположенных тандемом крыла, хвостовое оперение, киль под фюзеляжной балкой, поплавки, поршневой двигатель мощностью 37 кВт и два толкающих воздушных винта. 7 октября и 8 декабря 1903 самолёт стартовал с катапульты на надстройке баржи и оба раза сразу же падал в воду (пилотом был Ч. Мэнли — создатель поршневого двигателя для этого самолёта).

С. Ленгли.

ленинградский институт авиационного приборостроения (ЛИАП) — высшее учебное заведение, готовящее инженеров для научно-исследовательских институтов и производств, в которых создаются комплексы и средства для управления полётом летательных аппаратов. Основан в январе 1941 как авиационный институт, с февраля 1945 реорганизован в ЛИАП. Серди выпускников института — организаторы науки и производства, Герои Социалистического Труда, лауреаты Ленинской и Государственной премий СССР. В составе института (1990): факультеты — приборов и автоматики летательных аппаратов, радиотехнический, систем управления и электрооборудования летательных аппаратов, вычислительных и радиоэлектронных систем; вечерний и заочный факультеты; дневное, вечернее и заочные подготовительные отделения и курсы; 32 кафедры, научно-исследовательский сектор, две проблемные и 12 отраслевых лабораторий. В 1989/1990 учебном году в институте обучалось свыше 8 тысяч студентов, работало около 600 преподавателей, в том числе около 70 профессоров и докторов наук, свыше 500 доцентов и кандидатов наук. Издаются (с 1948) сборники трудов института.

ленинградское научно-производственное объединение имени В. Я. Климова — берёт начало от завода “Русский Рено”, основан в 1914 в Петербурге. Завод производил сборку авиационных двигателей “Рено” мощностью 162 кВт, применявшихся на самолетах И. И. Сикорского и Д. П. Григоровича. В 1927 на его базе образован завод по “Красный Октябрь”, который изготовлял электрооборудование, запчасти для тракторов, узлы для танков, выполнял переборку танковых двигателей, выпустил (в 1930) первый советский серийный мотоцикл Л-300. В 1939—1940 на заводе велась подготовка к производству авиационных поршневых двигателей М-105. В августе 1941 завод был перебазирован в Уфу, где влился в авиамоторостроительное предприятие, созданное на основе эвакуированного из Рыбинска завода №26, в состав которого входило (с 1935) КБ В. Я. Климова. В годы Великой Отечественной войны уфимский завод выпускал поршневые двигатели М-105 и ВК-107 конструкции Климова. В 1946 Климов возглавил образованное в Ленинграде ОКБ, ориентированное на разработку газотурбинных двигателей. О поршневых и газотурбинных двигателях, созданных в разные годы под руководством Климова и его преемников (С. П. Изотова и других), смотри в статье ВК. В 1963 предприятию присвоено имя Климова, в 1975 на его базе создано НПО. Награждено орденами Ленина (1969) и Октябрьской Революции (1977).

Леонардо да Винчи (Leonardo da Vinci) (1452—1519) — итальянский живописец, скульптор, архитектор, учёный, инженер. Первым начал систематизированное изучение проблем полёта. Пытался постигнуть природу сопротивления среды движению в ней тел, экспериментируя с падающими телами, с телами, движущимися в воде, и с плоскими поверхностями, наклонно движущимися в воздухе (прообраз аэродинамической поверхности). Установил наилучшую (с наименьшим сопротивлением) форму судна — с тупой закруглённой носовой частью и плавно заостряющейся кормовой частью. Изучал анатомию и полёт птиц, в 1505 написал трактат “О летании птиц”; строил искусственные крылья. Его инженерные разработки в основном фиксировались в записках и эскизах, не публиковались и долго оставались неизвестными. Например, только в конце XIX в. были опубликованы относящиеся к 1475 его рисунки парашюта и двух летательных машин (рис. в табл. I). Обе они были рассчитаны на мускульную силу человека — одна с машущими крыльями (орнитоптер), другая с двумя винтовыми поверхностями, вращающимися на вертикальном валу (отдалённый прообраз вертолёта). В его честь в 1970 учреждён диплом Международной авиационной федерации (см. Награды ФАИ).

“Лет” (Let n{{á}}rodni podnik) — авиастроительная фирма Чехословакии. Образована в 1948. В 50-х гг. выпускала по лицензии учебно-тренировочный самолёт Як-11 (под обозначением С-11), самолёты “Аэро” 45 и 145. В дальнейшем разработала и строила самолёт общего назначения L-200 “Морава”, сельскохозяйственный самолёт 237 “Чмелик”, планёр LI3 “Бланик”. В 80-х гг. основная продукция фирмы — пассажирский самолёт на 15 мест L-410 “Турболёт” с двумя турбовинтовыми двигателями (первый полёт прототипа в 1969; построено более 800, из них более 500 для СССР, смотри рис. в табл. XXXV). Разработала пассажирский самолёт на 40 мест L-610 (первый полёт в 1988).

летательный аппарат (ЛА) — устройство для полётов в атмосфере Земли или в космическом пространстве. По наличию экипажа ЛА делятся на пилотируемые и беспилотные, по степени повторности использования — на одно- и многоразовые, по назначению — на научно-исследовательские (экспериментальные), народнохозяйственные (пассажирские, грузовые, сельскохозяйственные, и т. д.), военные, спортивные. Различают аэростатические, аэродинамические, космические летательные аппараты и ракеты.

Аэростатические (воздухоплавательные) ЛА — аппараты, у которых всплывная сила обеспечивается архимедовой силой, действующей на оболочку, наполненную лёгким газом или тёплым воздухом (см. Архимеда закон, Аэростатика). К ним относятся аэростаты, стратостаты, дирижабли, гибридные летательные аппараты. Первый полёт людей был совершён в 1783 на тепловом аэростате, построенном братьями Монгольфье.

Аэродинамические ЛА — аппараты, использующие для полета аэродинамическую подъёмную силу, которая образуется при обтекании воздушным потоком крыла (планеры, самолёты, махолеты, экранопланы, крылатые ракеты), несущего винта (автожиры, вертолёты, летающие платформы с несущим винтом и т. п.), несущего корпуса (аппараты с несущим корпусом). На некоторых аэродинамических ЛА вертикального взлёта и посадки крыло выполняет функции несущей поверхности только при наличии горизонтальной скорости (преобразуемые аппараты, самолёты вертикального взлёта и посадки, винтокрылы).

Космические ЛА предназначаются для полётов в космическое пространство; включают орбитальные, межпланетные и другие аппараты. На участке выведения космическому аппарату в соответствии с его назначением сообщается (например, с помощью ракеты) та или иная космическая скорость, после чего летательный аппарат продолжает полёт по инерции в поле сил тяготения. Свойства аэродинамических и космических летательных аппаратов сочетаются в воздушно-космическом самолёте.

Ракеты способны двигаться как в атмосфере Земли, так и в безвоздушном пространстве под действием реактивной силы — тяги ракетного двигателя. Применяются для запуска космических ЛА (ракеты-носители), доставки средств поражения к различным целям (боевые ракеты — баллистические и управляемые), проведения научных исследований (геофизические и метеорологические ракеты) и т. д.

Ю. В. Макаров.

летающая лаборатория — пилотируемый экспериментальный летательный аппарат, оборудованный для проведения исследований в реальном полёте. С помощью Л. л. выполняются следующие виды лётных исследований: демонстрация в полёте эффективности и реализуемости новых концепций; опережающая (до начала лётных испытаний летательного аппарата) отработка в полёте систем и бортового оборудования, новых методов лётных испытаний и средств измерений; подготовка экипажей к полётам на новых летательных аппаратах.

Доработка конструкции летательного аппарата в зависимости от назначения создаваемой на его базе Л. л. заключается в изменении его аэродинамической компоновки, системы управления, компоновки кабины и силовой установки, размещения антенн, а также в установке экспериментальных систем. Л. л. приобретает новые свойства по сравнению с базовым самолётом или вертолётом, что позволяет реализовать в полёте новые условия для работы экипажа, проверить новые системы, исследовать новые проблемы в области аэродинамики летательных аппаратов и динамики полёта и т. д. Например, при установке дестабилизатора самолёт превращается в динамически неустойчивый летательный аппарат, на котором можно исследовать работу автоматической системы улучшения устойчивости, а путём подвески под самолёт опытного двигателя можно создать Л. л. для исследования в условиях полёта новой силовой установки. С помощью Л. л. можно оценивать внешние условия, например, при установке на самолёте системы измерения вибраций в ряде точек конструкции можно создать Л. л. для оценки статистических характеристик неровностей взлётно-посадочной полосы при условии, что передаточная функция конструкции Л. л. определена заранее.

Необходимость проведения исследований на Л. л. объясняется тем, что трудно воспроизвести на наземных экспериментальных установках и учесть в математических моделях весь комплекс внешних факторов, действующих в полёте на летательный аппарат, его системы и экипаж.

Лит.: Берестов Д. М., Горин В. В., Моделирование динамики управляемого полете не летающих лабораториях, М., 1988.

Л. М. Берестов.

летающая лодка — гидросамолёт с фюзеляжем в виде лодки (см. рис.). Из гидросамолётов всех типов Л. л. обладает наиболее оптимальным сочетанием гидродинамических и аэродинамических качеств. Лодка воспринимает все гидростатические и гидродинамические нагрузки, обеспечивает безопасное нахождение летательного аппарата на плаву, остойчивость, непотопляемость, ходкость и устойчивость движения по воде, а также необходимые мореходные характеристики. Лодке придают по возможности плавнообтекаемую, заострённую к носу и корме форму, отличающуюся килеватой формой днища, с резко выраженным волнорезом в носовой части.

На днище лодки располагаются поперечные реданы, обычно два: один — вблизи центра масс, другой — в кормовой части лодки. Область сопряжения днища с бортами лодки (так называемые скуловые образования) имеет острую кромку. При движении по воде поперечные реданы и острые скулы способствуют установлению на днище лодки струйного течения с отрывом потока и струй с редана и скул без замывания бортов и зареданной области и тем самым повышают гидродинамическое качество (см. Глиссирование гидросамолёта).

В целях повышения мореходности на носовой части днища лодки иногда располагают продольные реданы. Высокое положение центра масс Л. л. обусловлено верхним положением двигателей и крыла для защиты этих частей от воздействия волн и водяных струй. Вследствие высокого расположения центра масс Л. л. неостойчива в поперечной плоскости. Поэтому она снабжается двумя подкрыльными поплавками или жабрами. Широко применяются поддерживающие поплавки малого объема, расположенные на концах крыла. Реже употребляются несущие поплавки большого объёма ближе к корпусу лодки. Подкрыльные поплавки обычно имеют плоскокилевую форму и один поперечный редан. Жабры применяют очень редко.

Средняя часть днища лодки несёт основную гидродинамическую нагрузку; межреданная часть является своего рода стабилизатором Л. л. по углу наклона в продольной плоскости при движении по воде. Как правило, межреданная часть Л. л. устанавливается под некоторым углом к носовой (так называемый угол продольной килеватости межреданной части). Такое взаимное расположение носовой и межредакной частей обеспечивает взлёт и посадку Л. л. на возможно большем угле атаки, то есть с меньшей скоростью, а также ее глиссирование на одном редане с поднятой над водой межреданной частью, то есть движение с уменьшенным водяным сопротивлением.

Для обеспечения непотопляемости объём Л. л. разбивают водонепроницаемыми переборками на герметичные отсеки, которые дают ей возможность сохранять плавучесть и остойчивость при повреждении конструкции и затоплении некоторых отсеков.

А. И. Тихонов.

Летающая лодка.

летающая модель — беспилотный экспериментальный летательный аппарат для проведения лётных исследований в области аэродинамики, динамики полёта, аэроупругости и упругости конструкции при создании новых самолётов и вертолётов. Наибольший практический интерес представляют летные исследования на крупномасштабных Л. м., позволяющие существенно дополнить результаты исследований в аэродинамических трубах благодаря большей степени удовлетворения критериям подобия между Л. м. и натурным летательным аппаратом и возможности выхода на режимы, недоступные для экспериментов в аэродинамических трубах. При этом обеспечивается функционирование в реальных условиях системы управления Л. м., подобной по законам управления реальной системе, и тем самым существенно уменьшается технический риск при создании новых летательных аппаратов. Запуск Л. м. осуществляется в основном с самолёта (вертолёта)-носителя или ракеты, реже с наземной пусковой установки. Полёт выполняется по программе, заложенной в бортовую систему автоматического управления, либо по командам с земли. Наиболее совершенная схема управления Л. м. предусматривает радиотелеметрический тракт для передачи на наземный пункт управления информации о параметрах движения Л. м., ЭВМ, которая обрабатывает эту информацию и формирует управляющие сигналы для Л. м., и радиолинию для передачи этих сигналов на Л. м. В отдельных случаях в этот контур управления включается лётчик-оператор управления летательным аппаратом. Посадка осуществляется либо с помощью парашютно-реактивной системы мягкой посадки, либо по-самолётному с управлением по радио, либо путём подхвата вертолётом спускающейся на парашюте модели. Результаты измерений в полёте на Л. м. передаются на землю с помощью радиотелеметрической системы для определения по ним всех необходимых характеристик или записи, возвращаются на землю с помощью парашютных систем.

Наиболее часто Л. м. применяют для исследований в полёте характеристик сваливания и штопора с отработкой мероприятий по улучшению характеристик самолёта на этих режимах, оценки принципиально новых компоновок, изучения флаттера и аэродинамического нагревания. Л. М. Берестов.

летающая платформа — бескрылый вертикально взлетающий аппарат, у которого подъёмная сила создаётся воздушными винтами самолётного типа с большой нагрузкой на ометаемую поверхность или реактивным двигателем. Лётчик на таком аппарате располагается обычно стоя на платформе и держится за колонку управления с ручками мотоциклетного типа. Движение аппарата вперёд (и в любую сторону) осуществляется под действием горизонтальной составляющей тяги, создаваемой при наклоне аппарата лётчиком. Л. п. предназначаются для преодоления различных препятствий и имеют небольшую дальность полёта.

В середине 1950-х гг. фирмой “Хиллер” (США) были созданы Л. п. типа турболёт и Л. п. с соосным несущим винтом в кольцевом канале. Создавались также летательные аппараты, имеющие несколько винтов в кольцевых каналах. В 1958—1964 испытаниями таких аппаратов, названных “летающий автомобиль”, занималась фирма “Пясецкий” (США). В дальнейшем пилотируемые Л. п. развития не получили из-за сложности обеспечения удовлетворительной устойчивости в полёте и большой потребной мощности. Продолжались работы по созданию опытных образцов беспилотных платформ, предназначенных для подъёма на высоту различной разведывательной аппаратуры (радиолокационных станций, фотоаппаратов и др.).

Различают беспилотные платформы свободного полёта, когда они управляются по радио, и привязные — управляемые по кабелю, связывающему платформу с взлётно-посадочным устройством (см. рис.). Взлётно-посадочные устройства Л. п. располагаются на колёсном или гусеничном шасси, которое служит одновременно для них и транспортировочным средством.

Лит.: Ружицкий Е. И., Безаэродромная авиация, М.. 1959.

В. А. Касьяников.

Привязная летающая платформа с наземным комплексом; 1 — транспортная машина; 2 — несущий винт летающей платформы; 3 — двигательный отсек; 4 — отсек с аппаратурой; 5 — кабель управления; 6 — посадочное устройство; 7 — кабина операторов.

“летающее крыло — схема самолёта, отличающаяся отсутствием у него фюзеляжа; разновидность схемы “бесхвостка” (см. статью Аэродинамическая схема).

лётная годность воздушного судна — см. Нормы лётной годности.

летная подготовка — основной вид профессиональной подготовки лётного состава. Цель Л. п. — выработка, поддержание и совершенствование практических навыков и умений лётного состава по управлению летательным аппаратом в различных условиях к действиям в особых случаях полёта.

В лётных учебных заведениях Л. п. курсантов включает ознакомительные и вывозные полёты с инструктором и самостоятельные полёты .на учебных летательных аппаратах, тренировку на тренажёрах, а также ознакомительные, вывозные и самостоятельные полёты на летательных аппарат того типа, для которого производится подготовка пилотов. В ходе производственной деятельности лётный состав проходит систематическую планомерную Л. п., в том числе регулярные тренировки на тренажёрах и лётные проверки для подтверждения права выполнять полеты.

Лит.: Картамышев П. В., Игнатович М. В.. Оркин А. И., Методика летного обучения, М., 1997.

лётная полоса — см. в статье Аэродром.

летное поле — см. в статье Аэродром.

лётное происшествие — см. Авиационное происшествие.

лётно-испытательнельная станция (ЛИС) — аэродромный цех самолето- или вертолётостроительного завода, предназначенный для подготовки и выполнения лётных испытаний и передачи летательного аппарата в эксплуатацию. Состоит обычно из производственной, подготовки производства, аэродромно-технической и лётной служб.

Производственная служба осуществляет приёмку летательного аппарата с контрольно-испытательной станции и их подготовку к лётным испытаниям, заключающуюся в выполнении монтажно-сборочных работ, проведение которых возможно только в аэродромных условиях, а также наземных испытаний и доводки бортового оборудования. Испытания и доводка включают: окончательную отработку и регулировку электрического и радиоэлектронного оборудования, систем штурвального управления, управления механизацией крыла, комплексов пилотирования, навигации и наведения; заправку и отработку кислородного оборудования; списание радио- и магнитной девиации; дозаправку, опрессовку и отработку гидравлических и газовых бортовых систем; отработку и регулировку топливной системы (в том числе градуировку топливомеров), шасси, средств аварийного покидания; расконсервацию и отработку двигателей, отработку бортовых систем, функционально связанных с двигателями. Кроме того, производственная служба определяет массу и центр масс летательного аппарата; предъявляет летательный аппарат, приведённый в рабочее состояние, службе технического контроля; проводит предварительную и предполётную подготовку летательного аппарата, послеполётный осмотр и устраняет замечания по результатам полётов; подключает контрольно-записывающую аппаратуру (КЗА) к бортовым системам и обрабатывает информацию с КЗА о лётных испытаниях. Служба подготовки производства осуществляет технологическую подготовку, поддерживает в работоспособном состоянии контрольно-измерительную аппаратуру, отладочные и заправочные стенды, аэродромную оснастку, здания и сооружения. Аэродромно-техническая служба поддерживает аэродром в работоспособном состоянии. Лётная служба обеспечивает непосредственное проведение лётных испытаниий.

Оборудование ЛИС включает: технологическое оборудование подготовки к полётам — переносную, мобильную и стационарную сервисную контрольно-проверочную аппаратуру, автоматизированные стенды и системы для автономного и комплексного контроля бортового оборудования, поворотные устройства списания девиации; КЗА и средства обработки лётной информации; оборудование общего назначения, содержащее универсальные, смонтированные на шасси автомобиля электро-, пневмо- и гидропитающие агрегаты, топливо-, масло-, воздухозаправочные агрегаты, кислородно-зарядные станции, отработочные агрегаты, подъёмно-транспортные средства, моечные и уборочные машины, стапеля, стремянки и прочую аэродромную оснастку; сооружения — склады ГСМ и запчастей, ангары, отработочные боксы, тир, гараж, служебные и бытовые помещения; аэродром с его оборудованием.

Лит.: Тихомиров В. А., Основы проектирования самолетостроительных заводов и цехов, 2 изд., М., 1975, Технология самолетостроения, 2 изд., М., 1982.

Б. Г. Соловьёв.

летно-исследовательский институт имени М. М. Громова (ЛИИ) — научный Центр по исследованиям и испытаниям авиационной техники в натурных условиях. Создан в марте 1941 на базе ряда подразделений Центрального аэрогидродинамического института в Подмосковье (ныне г. Жуковский). Проводит лётные исследования, охватывающие широкий круг проблем аэродинамики и механики полёта, прочности и воздействия внешней среды, работы силовых установок, элементов и систем бортового оборудования, систем жизнеобеспечения и спасения экипажей самолётов, вертолётов и воздушно-космических аппаратов. Лётные исследования на летающих лабораториях, самолётах-аналогах и летающих моделях обеспечиваются теоретическими разработками, лабораторными и стендовыми испытаниями, математическим и полунатурным моделированием. Значительное место в деятельности ЛИИ занимают разработка методологии, участие в лётных испытаниях и доводке опытных образцов летательных аппаратов. Институт является головной организацией по разработке национальных Норм лётной годности гражданских самолётов и вертолётов и Методов определения соответствия летательных аппаратов нормам. По результатам заводских испытаний ЛИИ принимает решение о лётной годности гражданских летательных аппаратов, участвует в государственных сертификационных испытаниях и совместно с ГосНИИ ГА выдает заключение о соответствии летательного аппарата нормам. Институт проводит работы по обеспечению безопасности полётов летательных аппаратов и участвует в расследовании лётных происшествий.

Полеты летательных аппаратов института и базирующихся организаций обеспечиваются комплексом штатных и специальных средств управления воздушным движением в испытательных зонах и в районе аэродрома; внешне-траекторные измерения выполняются на всех высотах и скоростях радиолокационными, оптическими и лазерными системами. Используются приёмные и передающие радиотелеметрические системы, самолёты-эталоны, летающие пункты управления и сбора информации, киносъёмщики, аварийно-спасательные и транспортные воздушные суда. Измерительные средства обеспечивают регистрацию авиационных рекордов в соответствии с международными требованиями. Специалисты ЛИИ участвуют в работе специализированных международных организаций (ИКАО, ИСО и др.).

Институт имеет конструкторско-производственную базу для оборудования летающих ЛАбораторий и моделей, а также создания средств измерений и регистрации при специальных лётных исследованиях. Располагает вычислительным центром, обеспечивающим автоматизированную обработку информации, в том числе в реальном масштабе времени, и управление лётным экспериментом. Готовит специалистов по лётным испытаниям (работают специализированные кафедры в Московском физико-техническом институте и Московском авиационном институте, школа лётчиков-испытателей).

Награждён орденами Октябрьской Революции (1981), Красного Знамени (1945).

Лит.: Задачи и структура летных испытаний самолетов и вертолетов, под ред. А. Д. Миронова, М., 1982; Ярмарков Г. Г., Летные испытания первых опытных образцов самолетов, М., 1987.

К. К. Васильченко, А. М. Мурашкевич.

летно-технические характеристики — комплекс количественных показателей, определяющих возможности летательного аппарата выполнять своё целевое назначение. К основным Л.-т. х. относятся пассажировместимость (грузоподъёмность), крейсерская и максимальная скорость, потолок, практическая и техническая дальность полёта, радиус действия, продолжительность полёта, скороподъёмность и другие характеристики манёвренности, взлётно-посадочные характеристики. Для боевых летательных аппаратов аналогичный комплекс показателей обычно называется лётно-тактическими характеристиками, в которые кроме большинства перечисленных выше характеристик включают боевую живучесть, боевую эффективность, заметность и некоторые другие характеристики.

лётные испытания летательного аппарата проводятся в натурных условиях (в полёте) для оценки характеристик, испытываемого летательного аппарата, сравнения полученных показателей с заданными (нормируемыми), выработки мероприятий по их улучшению при необходимости. К началу Л. и. должны быть завершены в полном объёме работы, связанные с подготовкой испытательной базы, формированием плана-графика, плана материально-технического обеспечения, подготовкой лётного, инженерного и технического состава. Для расширения фронта работ, снижения риска испытательных полётов и материальных затрат Л. и. проводятся в сочетании с наземными испытаниями с использованием лабораторных стендов, моделирующих комплексов, специальных установок. Длительность Л. и. и доводки летательного аппарата существенно сокращается благодаря рациональному распределению работ, выполняемых в лётных и наземных условиях, оптимальной организации испытаний, осуществляемых по единому плану, предусматривающему последовательность поступления летательного аппарата на испытания, своевременному материально-техническому обеспечению, применению информационно-измерительных систем на базе быстродействующих ЭВМ, магнитных регистраторов для автоматизированной обработки и анализа результатов измерений, радиотелеметрических систем и средств управления лётным экспериментом в реальном масштабе времени. Л. и. разделяются на заводские испытания, государственные испытания, контрольные испытания, приёмо-сдаточные и эксплуатационные испытания.

Заводские и государственные Л. и. проводятся по согласованным между заказчиком и исполнителем программам, основанным на типовых программах, с учётом специфики конкретных летательных аппаратов и целей каждого этапа, по единым методическим документам. На заводах-изготовителях летательных аппаратов проходят приёмо-сдаточные испытания в порядке, предусмотренном договором на поставку. Контрольным испытаниям подвергаются летательные аппараты из головной и выборочно из последующих серий. Для накопления опыта эксплуатации в ожидаемых условиях применения летательных аппаратов проводятся эксплуатационные испытания. Научно-методическое руководство Л. и. (разработка типовых программ, методологии Л. и., частных методик испытаний отдельных видов, математическое обеспечение обработки и анализа информации, разработка технических заданий на создание специальной аппаратуры для испытаний) осуществляется головными НИИ отраслей промышленности и заказчика.

Лит.: Ведров В. С., Тайц М. А., Летные испытания самолетов, М., 1951; Задачи и структура летных испытаний самолетов и вертолетов, М., 1982; Берестов Л. М., Зайцев Ю. М., Пашковский И. М., Планирование и организация летных испытаний, М., 1990.

А. Д. Миронов.

лётные исследования — физический эксперимент в натурных условиях (в полёте) и изучение на основе результатов эксперимента закономерностей взаимодействия летательного аппарата с внешней средой, с гравитационными и другими полями Земли и (или) воздействия этой среды и этих полей на экипаж, а также на системы летательного аппарата.

Л. и. охватывают широкий круг проблем, связанных с аэродинамикой, механикой полёта и прочностью летательного аппарата, работой силовых установок и систем управления полётом, условиями работы различных комплексов и систем бортового оборудования, воздействием летательного аппарата на окружающую среду. Л. и. могут производиться на летающих моделях (ЛМ), экспериментальных и опытных летательных аппаратах, серийных летательных аппаратах, переоборудованных в летающие лаборатории (ЛЛ) или в так называемые самолёты-аналоги. Важнейшим условием повышения эффективности Л. и. является моделирование изучаемых явлений перед Л. и. и в процессе их проведения с помощью имеющихся или специально создаваемых моделирующих установок.

Особое значение Л. и. приобретают при создании летательных аппаратов или их систем принципиально новых схем, при изучении неустановившихся движений, составляющих основную часть режимов полёта летательных аппаратов многих типов, и при расширении факторного пространства за пределы ранее достигнутых значений, в особенности если эти области факторного пространства не могут быть смоделированы в лабораторных условиях.

При экспериментах на ЛМ определяются аэродинамические характеристики летательного аппарата, изучаются распределение давления и параметры пограничного слоя, исследуются особенности полёта на больших углах атаки. С помощью ЛЛ и ЛМ изучаются влияние вязкости в сжимаемом потоке при натурных числах Рейнольдса, аэродинамика гиперзвуковых скоростей.

Большую роль играют Л. и. неустановившихся движений самолётов, в особенности на больших и сверхкритических углах атаки, а также отрывных и отрывно-вихревых течений. Аэроупругое взаимодействие летательного аппарата и воздушной среды моделируется в лабораторных условиях лишь частично. Поэтому Л. и. широко применяются для определения внешних нагрузок, действующих на летательный аппарат, и для изучения работы конструкции под действием этих нагрузок. На эксплуатационных режимах полёта и в ряде других случаев изучаются напряжения, деформации и упругие колебания элементов конструкции, распределение давления и температуры на наружной поверхности и температуры в элементах конструкции.

К типичный примерам Л. и. силовых установок относятся: изучение характеристик входных и выходных устройств и согласование их с характеристиками двигателя; уточнение оптимальных законов управления геометрией газовоздушного тракта; определение степени равномерности и спектра пульсации параметров течения в каналах; определение характеристик газодинамической устойчивости силовой установки; исследование особенностей неустановившихся режимов; исследования топливной, масляной и других систем.

В процессе разработки систем бортового оборудования, когда аппаратура создаётся с применением новых физических принципов или для новых условий применения, до постройки опытного образца изготавливается действующий макет или экспериментальный образец, который после лабораторной и стендовой отработки устанавливается на ЛЛ. Л. и., проведённые с использованием макета, позволяют проверить в натурных условиях правильность принципиальных решений, положенных в основу вновь создаваемой аппаратуры. Кроме автономной отработки отдельных систем большое внимание уделяется совместно работе всего комплекса бортового оборудования.

Для исследований воздействия летательного аппарата на окружающее пространство, распространяющегося на значительные площади, требуется создание измерительных полигонов в районе аэродрома (для изучения шума и эмиссии вредных веществ), в испытательных зонах (для исследования звукового удара) или специальных измерительных комплексов (для исследований спутного вихревого следа).

Измерения при Л. и. отличаются разнообразием применяемых средств. Они включают средства фиксации режима полёта летательного аппарата и специальные средства, предназначенные для измерений параметров и характеристик исследуемой системы или явления. До начала лётного эксперимента разрабатываются, отлаживаются и апробируются алгоритмы и программы поэтапной автоматизированной обработки результатов измерений (экспресс-информация, оперативная и полная обработка), то есть создаётся модель эксперимента (рис. 1).

Сокращение сроков проведения и повышение эффективности и безопасности лётного эксперимента может быть достигнуто, если во время полёта результаты бортовых и внешнетраекторных измерений по радиотелеметрической линии передаются в стационарную систему обработки данных и управления экспериментом (рис. 2), где результаты измерений автоматически вводятся в вычислительные устройства, а машинная обработка ведётся в темпе проведения эксперимента и её результаты отображаются на дисплеях. Аналогичные системы применяются для управления экспериментом на борту ЛЛ.

Они позволяют руководителю исследования (на земле или на борту ЛЛ) корректировать выполнение эксперимента и в случае необходимости предупредить лётчика о приближении к зоне опасных режимов или уточнить содержание последующих заданий. Применение методов идентификации позволяет по результатам Л. и. оценить адекватность принятой модели исследуемого явления и уточнить параметры модели.

Впервые в СССР Л. и. начали проводиться в Центральном аэрогидродинамическом институте, где в 1919 по инициативе Н. Е. Жуковского был создан лётный отдел. В коллегию лётного отдела вошли научные работники Центрального аэрогидродинамического института В. П. Ветчинкин, А. Н. Журавченко, Н. В. Красовский, Б. С. Стечкин и Б. Н. Юрьев. Бурное развитие отечественной авиационной науки в годы первых пятилеток сопровождалось широким развёртыванием исследований в полёте. Эти работы проводились под руководством и при непосредственном участии советских учёных В. С. Ведрова, Б. Н. Егорова, Г. С. Калачёва, Н. С. Строева, М. А. Тайца, А. В. Чесалова и других. В марте I941 был создан Лётно-исследовательский институт, ставший научным центром по разработке методологии и проведению исследований авиационной техники в полёте. См. также Лётные испытания.

Лит.: Летные исследования, в кн.: Развитие авиационной науки и техники в СССР, М., 1980; Методы исследований на летающих моделях, под ред. А. Д. Миронова, М., 1988.

А. Д. Миронов.

Рис. 1. Одна из моделей процесса измерений при летных исследованиях: Z — совокупность величии, характеризующих условия эксперимента; Рt — измеряемый параметр и соответствующий ему сигнал еi с датчика; {{ψ}} и [{{ψ}}] — “суммарный” сигнал в аналоговой и дискретной формах.

Рис. 2. Структурная схема измерительно-информационной системы для лётных исследований.

лётные ограничения, летно-эксплуатационные ограничеяия, — предельно допустимые для лётной эксплуатации данного летательного аппарата значения параметров его движения и погодные условия, при которых обеспечивается требуемый уровень безопасности полётов. К параметрам движения, на которые накладываются ограничения, относятся углы атаки и скольжения, нормальная и поперечная перегрузки, скорости крена или углы крена, Маха числа полёта, скоростной напор или индикаторная скорость летательного аппарата, минимальная и максимальная скорости и высоты целевого применения летательного аппарата и др. Погодные условия — горизонтальная видимость, нижняя граница облаков, значения бокового ветра и его порывов при взлёте и посадке, состояние взлётно-посадочной полосы и др.

Под требуемым уровнем безопасности полётов понимаются: отсутствие критических явлений в динамике и управляемости летательного аппарата в нормальных условиях полёта при всех допустимых значениях параметров его движения; наличие требуемых гарантийных запасов по каждому из параметров движения, определяющих граничные условия эксплуатации летательного аппарата; отсутствие у летательного аппарата тенденции к немедленному развитию того или иного критическиого режима или к возникновению другой опасной ситуации в случае выхода его на внешнюю границу предельной области режимов полёта (по каждому из параметров движения летательного аппарата, определяющих граничные для него условия эксплуатации); наличие хорошо заметных лётчику естественно или искусственно созданных признаков приближения летательного аппарата к внешней границе эксплуатационной области режимов полёта, перехода его за границу этой области и приближения к внешней границе предельной области режимов полета, полное соответствие действующим нормам всех характеристик устойчивости и управляемости летательного аппарата в любых эксплуатационных условиях его использования (в том числе и в случаях вероятных отказов отдельных функциональных систем).

Предельно допустимые для лётной эксплуатации летательного аппарата значения параметров его движения и погодные условия устанавливаются по результатам лётных испытаний опытного образца с учетом выявленных особенностей летательного аппарата и его функциональных систем.

И. М. Пашковский.

Лётов Александр Михайлович (1911—1974) — советский учёный в области автоматического управления, член-корреспондент АН СССР (1968), После окончания механико-математического факультета Московского государственного университета (1937) работал в авиационной промышленности, занимаясь проблемами инерциальных систем и теорией автопилотов. В 1949—1972 в Институте проблем управления АН СССР, одновременно профессор Московского авиационного института (1961—1967), заведующий кафедрой Университета дружбы народов имени П. Лумумбы (1967—1972), затем заместитель директора Международного института системных исследований. Президент Международной федерации по автоматическому управлению (1958—1960). Труды по устойчивости нелинейных регулируемых систем, динамике полёта, системам управления летательным аппаратом. Основоположник теории аналитического конструирования оптимальных регуляторов. Государственная премия СССР (1972). Награждён орденами Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями.

Соч.: Математическая теория процессов управления, М., 1981.

А. М. Летов.

лётчик — лицо, владеющее искусством управления летательным аппаратом (самолётом, вертолётом, планёром и т. д.). Л. гражданской авиации и Л., управляющих воздухоплавательными аппаратами, принято называть пилотами. См. Экипаж.

При исследовании движения летательного аппарата Л. выступает как звено контура управления. В системе “летательный аппарат — лётчик” Л. рассматривают в двух аспектах: как реального исполнителя для осуществления управления в полёте (и при работе на пилотажных стендах) и как источник информации при формировании математических моделей для описания ручного управления летательным аппаратом. Математические модели поведения Л. формируют обычно в терминах и параметрах теории регулирования. Эти модели используются в расчётных исследованиях при анализе устойчивости замкнутой системы “летательный аппарат — лётчик” и для качественной оценки точности пилотирования, что позволяет выделить основные параметры летательного аппарата и его системы управления, определяющие возможность решения поставленной перед Л. задачи и методически правильно построить экспериментальные исследования на пилотажных стендах и в полёте. На практика наибольшее распространение получила математическая модель поведения Л., разработанная американским учёным Д. Т. Мак-Руэром (McRuer) в конце 50-х гг. В упрощённой форме она представляется в виде передаточной функции

Wл = Kлexp(-р{{τ}})(Tлp + 1)/Tlp + 1),

где Kл — коэффициент усиления Л., Тл — постоянная времени вводимого Л. опережения, Tl — постоянная времени звена, описывающего возможности Л. фильтровать входной сигнал, {{τ}} — время реакции Л., определяемое временем восприятия им информации, её обработки и принятия решения и характерным временем нервно-мускульной реакции. Значение {{τ}} зависит от мобилизованности Л., объёма перерабатываемой информации (числа альтернатив), характера задачи и типа ответных действий. Время простейшей реакции на ожидаемый одиночный так называемый релейный сигнал составляет 0,2—0,3 с (из них 0,1—0,2 с — передача и обработка информации и около 0,1 с — время мускульной реакции).

В более сложных ситуациях, когда от Л. требуется квалифицировать явление, принять ответственное решение для выполнения нестандартных действий, что требует привлечения логического мышления, значение {{τ}} резко увеличивается и может составлять несколько секунд, а в отдельных случаях — десятки секунд и минуты.

Параметры Kл, Tл и Тl Л. зависят от индивидуальности Л., типа летательного аппарата и конкретной задачи пилотирования. Экспериментально установлено, что параметры передаточной функции могут быть выбраны из условий обеспечения устойчивости замкнутой системы “летательный аппарат — лётчик” и высокого качества процесса управления. Для одноконтурной одноканальной системы “летательный аппарат — лётчик” (рис. 1) с единичной обратной связью условия устойчивости и качества управления формируются в виде требований к частотной характеристике разомкнутой системы “летательный аппарат — лётчик” (рис. 2): {{ω}}ср — частота среза логарифмической амплитудной характеристики (ЛАХ) должна, по крайней мере, вдвое превышать частоту входного сигнала; в районе частоты среза наклон ЛАХ должен составлять не менее 20 дБ/дек; запас по фазе должен быть не менее {{∆φ}} = 40—60{{°}}, запас по амплитуде — не менее {{}}L = 10—12 дБ; кроме того, должны выполняться и другие требования.

На стадии расчётного анализа конкретной задачи динамики полёта с использованием модели Л. могут быть не только определены настраиваемые параметры системы управления летательным аппаратом, но и качественно предсказана оценка лётчика. Для этой цели используются две группы экспериментально определяемых зависимостей оценок летательных аппаратов лётчиком: 1) от параметров передаточной функции Л. (характеризуют напряжённость и степень трудности задачи пилотирования); 2) от параметров частотной характеристики разомкнутой системы “летательный аппарат — лётчик” (характеризуют устойчивость системы и качество управления).

Описанная простейшая модель Л. применима к задачам пилотирования, выполняемым на уровне рефлекторных реакций и не требующим принятия сложных логических решений.

Г. И. Загайнов, А. З. Тарасов.

Рис. 1. Структурная схема одноконтурной одноканальной замкнутой системы “летательный аппарат — лётчик”.

Рис. 2. Логарифмические амплитудная (L) и фазовая ({{φ}}) частотные характеристики разомкнутой системы “летательный аппарат — летчик”.

летчик-испытатель — лётчик, профессионально подготовленный и занимающийся испытаниями в полёте (см. Лётные испытания) новых (опытных или серийных), модифицированных, подвергшихся ремонту или доработке образцов авиационной техники, а также лётными исследованиями (опережающими, поисковыми) по созданию научно-технического задела или изучению новых явлений, процессов. Профессиональные качества, необходимые Л.-и.: техническая грамотность, знание испытываемой техники и методов её испытаний, хорошая техника пилотирования, умение адаптироваться к изменению летно-технических и эргономических характеристик летательного аппарата и ситуации в полёте, а также оценить возможности летательного аппарата и допустимый уровень риска, устойчивость к физическим и психологическим нагрузкам, способность самостоятельно принимать решения.

“летчик-космонавт СССР” — почётное звание, учреждённое Указом Президиума Верховного Совета СССР от 14 апреля 1961; присваивалось гражданам СССР, совершившим успешный полёт в космос. На 1 января 1991 полёты в космос совершили 69 советских граждан: Ю. А. Гагарин (1961), Г. С. Титов (1961), А. Г. Николаев (1962, 1970), П. Р. Попович (1962, 1974), В. Ф. Быковский (1963, 1976, 1978), В. В. Терешкова (1963), В. М. Комаров (1964, 1967), К. П. Феоктистов (1964), Б. Б. Егоров (1964), П. И. Беляев (1965), А. А. Леонов (1965, 1975), Г. Т. Береговой (1968), В. А. Шаталов (1969 — 2 раза; 1971), А. С. Елисеев (1969 — 2 раза; 1971), Е. В. Хрунов (1969), Б. В. Балыков (1969, 1976), Г. С. Шонин (1969), В. Н. Кубасов (1969, 1975, 1980), А. В. Филипченко (1969, 1974), В. Н. Волков (1969, 1971), В. В. Горбатко (1969, 1977, 1980), В. И. Севастьянов (1970, 1975), Н. Н. Рукавишников (1971, 1974, 1979), Г. Т. Добровольский (1971; звание “Л.-к. СССР” не присваивалось), В. И. Пацаев (1971; звание “Л.-к. СССР” не присваивалось), В. Г. Лазарев (1973, 1975), О. Г. Макаров (1973, 1975, 1978, 1980), П. И. Климук (1973, 1975, 1978), В. В. Лебедев (1973, 1982), Ю. П. Артюхин (1974), Г. В. Сарафанов (1974), Л. С. Дёмин (1974), А. А. Губарев (1975, 1978), Г. М. Гречко (1975, 1977—1978, 1985), В. М. Жолобов (1976), В. В. Аксёнов (1976, 1980), В. Д. Зудов (1976), В. И. Рождественский (1976), Ю. Н. Глазков (1977), В. В. Ковалёнок (1977,1978, 1981), В. В. Рюмин (1977, 1979, 1980), Ю. В. Романенко (1977—78, 1980, 1987), В. А. Джанибеков (1978, 1981, 1982, 1984, 1985), А. С. Иванченков (1978, 1982), В. А. Ляхов (1979, 1983, 1988), Л. И. Попов (1980, 1981, 1982), Ю. В. Малышев (1980, 1984), Л. Д. Кизим (1980, 1984, 1986), Г. М. Стрекалов (1980, 1983, 1984, 1990), В. П. Савиных (1981, 1985,1988), А. Н. Березовой (1982), А. А. Серебров (1982, 1983), С. Е. Савицкая (1982, 1984), В. Г. Титов (1983, 1987-88), А. П. Александров (1983, 1987), В. А. Соловьёв (1984, 1986), О. Ю. Атьков (1984), И. П. Волк (1984), В. В. Васютин (1985), А. А. Волков (1985, 1988—1989), А. И. Лавейкин (1987), А. С. Викторенко (1987), А. С. Левченко (1987), М. X. Макаров (1987—1988), А. Я. Соловьёв (1988), С. К. Крикалёв (1988—1989), В. В. Поляков (1988—1989), А. Н. Баландин (1990), Г. М. Манаков (1990).

Ли-2 — обозначение строившегося (с 1938) в СССР по лицензии пассажирского (транспортного) самолёта фирмы “Дуглас” DC-3. Переработка конструкции и чертежей применительно к отечественным материалам, технологии, нормам прочности и метрической системе мер была осуществлена под руководством В. М. Мясищева. Строительство самолёта Ли-2 ускорило освоение в СССР плазово-шаблонного метода производства. Самолёт был оснащён новейшими средствам” радионавигации и связи. С введением в эксплуатацию повысилась регулярность полётов, стала расширяться сеть воздушных линий. Первоначально самолёт назывался ПС-84, а с сентября 1942 — Ли-2 (по имени главного инженера завода Б. П. Лисунова, руководившего внедрением самолёта в производство). Самолёт представлял собой моноплан цельнометаллической конструкции с двумя поршневыми двигателями М-62ИР мощностью 735 кВт и убирающимся в полёте шасси. Пассажировместимость 14—24 человек, рейсовая скорость 240 км/ч, выпушено более 2000 самолётов. Они применялись в народном хозяйстве более 30 лет, а в годы Великой Отечественной войны использовались в качестве военно-транспортных самолётов и бомбардировщиков.

лидерный самолет — самолёт, опережающий по наработке другие самолёты рассматриваемого типа с целью заблаговременного выявления возможных критических мест в конструкции и механизмах по условиям износа, усталости и других накапливающихся в процессе эксплуатации изменений характеристик прочности. Для надёжного выявления таких мест Л. с. должен опережать по наработке основную часть парка самолётов данного типа в 2—3 раза и более. Опережение, как правило, обеспечивается путём существенной интенсификации эксплуатации Л. с. по характеристикам эксплуатационных воздействий. На Л. с. должны проводиться тщательный учёт условий эксплуатации и нагруженности конструкции, а также оценка технического состояния с применением наиболее эффективных методов и средств. В ряде случаев в качестве Л. с. используется группа головных рейсовых самолётов, имеющих максимальный налёт.

Лилиенталь (Lilienthal) Отто (1848—1896) — немецкий инженер, один из пионеров авиации. Окончил инженерную академию в Берлине. С братом Густавом изучал полёт птиц, несущие свойства крыла в зависимости от кривизны и угла атаки, принципы устойчивости, проводил эксперименты. Опубликовал книгу “Полёт птиц как основа искусства летать” (1889). С 1891 летал на балансирных планерах собственно конструкции — монопланах и бипланах (рис. в табл. II), изготовленных из ивовых прутьев, растяжек и полотняной обшивки, стартуя с холмов. Совершил свыше 2000 полётов (общий налёт около 5 ч, дальность полёта до 300 м; развороты почти на 180{{°}}). Погиб в очередном полёте. Л. сыграл значительную роль в развитии авиационных исследований во многих странах, в том числе в развитии работ братьев Райт. Деятельность Л. высоко оценил Н. Е. Жуковский. Именем Л. названа графическая зависимость между коэффициентом подъёмной силы и силой лобового сопротивления — поляра Л. В его честь в 1938 учреждена медаль Международной авиационной федерации (см. Награды ФАИ). Портрет смотри на стр. 313.

“Линг-Темко-Воут”, ЛТВ (Lmg-Temco-Vought; LTV Aerospace and Defense Company), — авиаракетно-космическая фирма США. Является отделением концерна “ЛТВ корпорейшен”, образованного в 1961 и включившего фирму “Воут”. В период 1971—1984 называлась “Воут корпорейшен” (Vought Corporation). Специализируется на разработке и производстве палубных самолётов. Продолжила выпуск истребителей Воут F-8 “Крусейдер”. В 1980-е гг. выпускала палубные ударные самолёты А-7 “Корсар” II (1965, производство завершено в 1983 выпуском 1545-го самолёта; см. рис. в табл. XXXIV), ракеты-носители “Скаут”, компоненты космических систем, тактические ракеты; участвовала в программах создания военных и гражданских самолётов других фирм (в том числе Боинг 747, 757 и 767; Рокуэлл В-1В). См. таблицу к статье “Воут”.

Линдберг (Lindbergh) Чарлз Огастес (1902—1974) — американский лётчик. В 1927 совершил первый беспосадочный перелёт в одиночку через Атлантический океан по маршруту Нью-Йорк — Париж на одномоторном самолёте фирмы “Райан” (рис. в табл. XIV). Покинув США, переселялся в Европу и жил в Германии, став на некоторое время приверженцем фашистской идеологии. В 1939 вернулся в США, поступил на военную службу. Во время Второй мировой войны работал с Г. Фордом над бомбардировщиком В-24. После войны консультант фирмы “Пан Американ”, с 1954 бригадный генерал военно-воздушных сил США. В его честь в 1983 учреждён диплом Международной авиационной федерации (см. Награды ФАИ).

Ч. О. Линдберг.

линеаризованная теория течений (от латинского linearis — линейный) — теория течений жидкости или газа, которые слабо возмущены относительно некоторого основного течения и описываются упрощёнными линеаризованными уравнениями аэро- и гидродинамики. Линеаризация — один из наиболее распространённых подходов к решению задач механики жидкости и газа на основе эффективных и хорошо изученных методов решения линейных уравнений.

Л. т. течений, близких к равномерному поступательному потоку, является основой аэродинамического расчёта летательного аппарата и выбора оптимальных форм его элементов при дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полёта. Решение линеаризованной задачи для потенциала скорости возмущенного движения позволяет найти распределение всех газодинамических переменных, а также достаточно простые выражения для аэродинамических сил и моментов при обтекании тонких профилей и тел вращения при небольших углах атаки (см. Тонкого профиля теория, Тонкого тела теория).

Увеличение толщины обтекаемого тала или угла атаки приводит к нарушению предположения о малости возмущений, лежащего в основе Л. т. Это предположение не выполняется и в некоторой окрестности тупой передней кромки или носка тела, где течение должно исследоваться дополнительно. Предметом специального исследования являются и те области поля течения, где возмущения газодинамических переменных малы, но их производные не удовлетворяют условиям малости, что влечёт за собой появление нелинейных членов в уравнениях. Это, например, окрестность Маха конуса невозмущенного потока при обтекании тонкого тела вращения. Допущения Л. т. не выполняются также при трансзвуковом или гиперзвуковом обтекании тонких тел, вследствие чего уравнения возмущений теории оказываются здесь нелинейными (см. Трансзвуковое течение, Гиперзвуковое течение).

Построение Л. т. возможно не только для течений, близких к равномерному поступательному потоку, но и для более сложных течений. Например, в так называемом методе линеаризованных характеристик за основу берётся сверхзвуковое осесимметричное коническое течение с присоединённым к вершине конуса скачком уплотнения. В этом случае слабовозмущенное течение описывается линейными уравнениями с переменным коэффициентом, зависящими от параметров основном потока. То же имеет место в задаче обтекания конуса под малым углом атаки {{α}}, когда возмущения первого порядка по {{α}} определяются на основе Л. т. во всём поле течения за исключением тонкой области сильно завихрённого потока вблизи поверхности конуса (так называемого вихревого слоя). Дополнительное исследование показывает, что в вихревом слое решение является сингулярным, так как нормальные производные энтропии и некоторых другие функций стремятся к бесконечности при подходе к поверхности конуса.

Лит.: Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В., Теоретическая гидромеханика, 5 изд., ч. 1—2, М., 1955; Ван-Дайк М., Методы возмущений в механике жидкости, пер. с англ., М., 1967.

В. Я. Голубкин.

линия рабочих режимов газотурбинного двигателя — геометрическое место точек, характеризующих совместно работу компрессора (каскада компрессора в многовальном двигателе) и его турбины на характеристике компрессора (каскада компрессора) газотурбинного двигателя. Уравнение Л. р. р. на характеристике компрессора одновального турбореактивного двигателя может быть получено с помощью уравнения неразрывности, записанного для сечения перед компрессором и критического сечения первого соплового аппарата турбины, и условия равенства работ компрессора и турбины. При этом уравнение Л. р. р. имеет вид

{{формула}}

где {{π}}*к, {{η}}*к, {{π}}*т, {{η}}*т — соответственно степень повышения давления и коэффициент полезного действия компрессора, степень понижения давления и коэффициент полезного действия турбины; {{λ}}в — приведённая скорость в сечении перед компрессором; q({{λ}}в) — газодинамическая функция; k и kT — показатели изоэнтропического процесса для воздуха и газа. При критическом перепаде давлений в реактивном сопле ({{λ}}с. кр = 1) зависимость {{π}}*к от q({{λ}}в) однозначна. При докритическом перепаде давлений в реактивном сопле расположение Л. р. р. зависит от Маха числа полёта М{{}} (рис. 1, {{n}}пр — относительная приведённая частота вращения). В турбореактивном двухконтурном двигателе с однокаскадным компрессором внутреннего контура расположение Л. р. р. аналогично её расположению при одноконтурном турбореактивном двигателе (кривая 2 на рис. 2, {{G}}в. пр — относительный приведённый расход воздуха через компрессор). В турбореактивном двухконтурном двигателе с двухкаскадным компрессором Л. р. р. на характеристике компрессора средний давления более пологая по сравнению с кривой для одноконтурного турбореактивного двигателя (кривая 1 на рис. 2), что вызвано влиянием компрессора высокого давления. Конкретный вид Л. р. р. газотурбинного двигателя определяется законом регулирования двигателя.

В. П. Деменчёнок.

Рис. 1. Характеристика компрессора одноконтурного турбореактивного двигателя и линии рабочих режимов.

Рис. 2. Характеристика компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя и линии рабочих режимов.

линия тока — линия в поле течения, касательная к которой в каждой точке совпадает с направлением вектора скорости в этой точке в данный момент времени. В декартовой системе координат х, у, z уравнение для определения семейства Л. т. имеет вид

{{формула}}

где u, v, {{ω}} — проекции вектора скорости соответственно на оси х, у, z а время t играет роль параметра. Через каждую точку пространства можно провести только одну Л. т. за исключением особых точек уравнения. Для нестационарного течения Л. т. имеют различную форму в разные моменты времени и не совпадают с траекториями частиц жидкости; в стационарном течении движение частиц жидкости происходит вдоль Л. т. В аэро- и гидродинамике Л. т. используются для наглядного представления картины течения жидкости или газа, при анализе поля течения, поскольку вдоль Л. т. могут выполняться некоторые инварианты (см., например, Бернулли уравнение)

“Линюэфлюг” (Linyeflyg AB) — компания Швеции. Осуществляет перевозки на внутренних авиалиниях. Основана в 1957. В 1989 перевезла 4,7 миллионов пассажиров, пассажирооборот 3,01 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 21 самолет.

Лисицын Виктор Николаевич (1905—1978) — один из организаторов авиационной промышленности СССР, генерал-майор инженерной авиационной службы (1944), Герой Социалистического Труда (194.5). Окончил Московский механический институт имени М. В. Ломоносова (1929). В 1940—1942 заместитель главного инженера, затем управляющий трестом “Оргавиапром”. В 1942—1943 заместитель начальника 1-го Главного управления наркомата авиационной промышленности. С 1943 директор авиационного завода в Новосибирске. С 1946 на различных государственных должностях. В годы Великой Отечественной войны под руководством Л. освоено серийное производство истребителей Як-7 и Як-9, значительно увеличен выпуск боевых самолётов. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

В Н. Лисицын.

Литвинов Виктор Яковлевич (1910—1983) — советский авиаконструктор и организатор авиационной промышленности, дважды Герой Социалистического Труда (1945, 1960). Окончил Московский авиационный институт (1937). В 30-х гг. участвовал в организации серийного производства различных типов самолётов (среди них МиГ-1 и МиГ-3) в качестве заместителя главного инженера завода, разработал ряд оригинальных методов и организационных мероприятий, обеспечивающих ускоренный запуск машин в серию. После начала Великой Отечественной войны эвакуированный из Москвы в Куйбышев завод №1 возобновил серийный выпуск МиГ-3 на новом месте во многом благодаря усилиям Л. уже спустя несколько недель после перебазирования. С 1944 директор завода. Большую роль Л. сыграл в налаживании на том же заводе серийного выпуска штурмовиков Ил-2. В 1965—1973 Л. заместитель министра общего машиностроения, Государственная премия СССР (1948, 1950). Награждён 5 орденами Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

В. Я. Литвинов.

Лобанов Николай Александрович (1909—1978) — совеский конструктор, изобретатель и организатор производства парашютной техники, доктор технических наук (1968), мастер спорта СССР (1940). Окончил Московское высшее техническое училище (1937) и Артиллерийскую академию имени Ф. Э. Дзержинского (1941). До 1942 работал в лёгкой промышленности, в 1942—1946 главный инженер комбината парашютно-десантного имущества и главный конструктор ОКБ, в 1946—1977 заместитель начальника, а затем начальник научно-исследовательского института. Руководитель многих разработок парашютно-десантных средств для авиационной и космической техники. Создал парашют с куполом квадратной формы. Преподавал в Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского курс теории парашюта (1949—1955). Диплом имени П Тиссандье. Ленинская премия (1965), Государственная премия СССР (1941, 1952). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, орденами Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями.

Н. А. Лобанов.

лобовая тяга — отношение тяги двигатели к его лобовой площади, под которой понимается наибольшая площадь поперечного сечения двигателя (мидель) без агрегатов. В турбореактивном двигателе мидель, как правило, определяется по корпусу компрессора или турбины, в турбореактивном двигателе с форсажной камерой — по форсажной камере, в турбореактивном двухконтурном двигателе — по корпусу вентилятора, в турбореактивном двухконтурном двигателе с форсажной камерой — по корпусу вентилятора или форсажной камеры. Л. т. — важная характеристика двигателя, используемая для сопоставления эффективности применения различных силовых установок на самолёте. Этот параметр характеризует степень интенсивности рабочего процесса двигателя и уровень его конструктивного и газодинамического совершенства. Значение Л. т. сильно колеблется в зависимости от типа двигателя и режима работы и находится в диапазоне 40—130 кН/м на взлётном режиме.

лобовое сопротивление — то же, что сопротивление аэродинамическое.

Логвинович Георгий Владимирович (р. 1913) — советский учёный в области гидродинамики, академик АН УССР (1967). Окончил Московский государственный университет (1935). С 1945 работает в Центральном аэрогидродинамическом институте, в 1966—1971 одновременно директор Института гидромеханики АН УССР. В 1957—1961 преподавал в Московском энергетическом институте (с 1957 профессор), с 1975 — в Московском физико-техническом институте. Основные исследования в области гидродинамики тел, движущихся с большими скоростями; развил теорию глиссирования и погружения тел в жидкость, теорию подводных крыльев. Премия имени Н. Е. Жуковского (1965). Ленинская премия (1978). Награждён орденами Октябрьской Революции, Отечественной войны 2-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями.

Соч.: Гидродинамика течений со свободными границами, Киев, 1969.

Г. В. Логвинович.

Логинов Евгений Фёдорович (1907—1970) — советский военачальник, маршал авиации (1967). В Советской Армии с 1926. Окончил военно-теоретическую школу военно-воздушных сил (1926), военную авиационную школу лётчиков (1928), Высшую военную академию (1949; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром авиадивизии, командиром авиакорпуса дальнего действия. После войны на ответственных работе в вооруженных силах, начальник факультета и заместитель начальника Военно-воздушной академии (1950—1954). Заместитель главкома военно-воздушных сил и генерал-инспектор Главной инспекции МО (1954—1959). Начальник Главного управления ГВФ (1959—1964), министр гражданской авиации СССР (1964—1970). Депутат Верховного Совета СССР с 1966. Награждён 4 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2-й степени, Кутузова 1-й степени, Александра Невского, Красной Звезды, медалями.

Е. Ф. Логинов.

Лозино-Лозинский Глеб Евгеньевич (р. 1909) — советский авиаконструктор, доктор технических наук (1985), Герой Социалистического Труда (1975). Окончив Харьковский механико-машиностроительный институт (1932), работал там же (до 1940) над проектом паротурбинной установки для самолёта А. Н. Туполева. Разработал проекты различных вариантов реактивных газотурбинных двигателей. С 1941 в КБ А. И. Микояна. Работал над освоением силовых установок нового типа, в том числе комбинированных (поршневой двигатель + воздушно-реактивный двигатель), с турбореактивными двигателями, оснащёнными форсажными камерами, систем их регулирования, методов их расчёта. Внес большой вклад в развитие теории и практики создания высокоскоростных манёвренных самолётов. С 1976 генеральный директор Научно-производственного объединения “Молния”, главный конструктор. Руководитель разработки планёра орбитального корабля “Буран”. Ленинская премия (1962), Государственная премия СССР (1950, 1952). Награждён 2 орденами Ленина, орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Г. Е. Лозино-Лозинский.

Лойцянский Лев Герасимович (р. 1900) — советский учёный в области аэро- и гидродинамики, доктор физико-математических наук (1935), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1968). После окончания Крымского университета (1921) работал там же, затем в Ленинградском политехническом институте (с 1930 профессор, в 1934—1975 заведующий кафедрой гидроаэродинамики, затем профессор-консультант этой кафедры). Известен исследованиями в области динамики вязких жидкостей и газов (распространение закрученных и веерных струй), теории ламинарного пограничного слоя (приближенные методы расчёта — метод Л. — Дородницына, параметрический “универсальный” метод), теории турбулентных движений (инвариант Л., характеризующий затухание турбулентных возмущений на последней стадии их вырождения), гидро-и газодинамической теории подшипников и подвесов, применяющихся в навигационном приборостроении. Государственная премия СССР (1946). Награждён орденом Ленина, двумя орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями. Портрет смотри на стр. 315.

Соч.: Аэродинамика пограничного слоя, Л.— М., 1941; Ламинарный пограничный слой, М., 1962; Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

Л. Г. Лойцянский.

Локтионов Александр Дмитриевич (1893—1941) — советский военачальник, генерал-полковник (1940). Участник Первой мировой и Гражданской войн. В 1916 окончил Ораниенбаумскую школу прапорщиков. В Красной Армии с 1918. Окончил также Высшие академические курсы (1923) и Курсы усовершенствования высшего нач. состава (1928). В 1921—1933 командир стрелковой бригады, дивизии, корпуса. В 1933—1937 помощник командующего войсками Белорусского, позднее Харьковского военного округов по авиации. В 1937 командующий войсками Среднеазиатского военного округа. В 1937—1939 начальник военно-воздушных сил Рабоче-крестьянской Красной Армии, в 1939—1940 заместитель наркома обороны; в 1938 участвовал в организации беспосадочного перелёта самолета “Родина” (экипаж—В. С. Гризодубова, П. Д. Осипенко, М. М. Раскова). С 1940 командующий войсками Прибалтийского особого военного округа. Депутат Верховного Совета СССР с 1937. Награждён 2 орденами Красного Знамени и орденом Красной Звезды. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно.

А. Д. Локтионов.

“Локхид” (Lockheed Corporation) — военно-промышленный концерн США с крупным авиаракетно-космическим сектором. Ведёт начало от основанной в 1912 братьями М. и А. Лоугхид (Longhead) фирмы “Алко хайдро-эроплейн компани” (Alco Hydro-Aeroplane Company), где они построили в 1913 первый летательный аппарат — гидросамолёт G. В 1913 фирма прекратила существование. В 1916 братья создали фирму “Лоугхид эркрафт мэньюфекчуринг компани” (Loughead Aircraft Manufacturing Company), деятельность которой в 1921 была прекращена. В 1926 фирма восстановлена под названием “Локхид эркрафт” (Lockheed Aircraft Company). В 1921—1931 под названием “Локхид эркрафт корпорейшен” (Lockheed Aircraft Corporation) была отделением корпорации “Детройт эркрафт” (Detroit Aircraft Corporation), с 1932 — самостоятельная фирма. Современное название с 1977. В 1916—1921 строились самолёты-бипланы с двумя поршневыми двигателями и колёсным или поплавковым шасси. Во второй половине 20-х и начале 30-х гг. основная продукция — лёгкие скоростные монопланы “Вега” с одним поршневым двигателем, на которых было установлено большое число авиационных рекордов, включая кругосветные перелёты (рис. в табл. XIV), “Орион”, “Альтаир” и “Сириус”, в середине и конце 30-х гг. — транспортные самолёты “Электра” L.10 и L.12 с двумя поршневыми двигателями, “Супер Электра” L.14 (первый полёт в 1937), L.18 “Лоудстар” (1939). К известным самолетам Второй мировой войны относятся бомбардировщики “Хадсон” (1938, создан на основе L.14, выпущено более 3200), PV-1 “Вентура” (1941) и его вариант PV-2 “Гарпун” (1943), истребитель Р-38 “Лайтнинг” (1939, выпущено 9924, см. рис. в таблице XX), военно-транспортный самолёт С-69 “Констеллейшен” (1943).

После войны выпускались реактивный истребитель P-80/F-80 “Шутинг стар” (1944, построено 1732) и его тренировочный вариант Т-33 (1948, построено 5691 в США и 866 по лицензиям), реактивный всепогодный перехватчик F-94 “Старфайр” (1949), морской патрульный самолёт Р-2 “Нептун” (1945, построен 1051), пассажирские самолёты “Констеллейшен” (1945), L-1049 “Супер констеллейшен” (1950) и “Старлайнер” (1956) с 4 поршневыми двигателями. В 1950-х гг. были созданы сверхзвуковой истребитель F-104 “Старфайтер” (1954, выпущено около 2800 в США и других странах, см. рис. в таблице XXXI), пассажирский самолёт L.188 “Электра” с четырьмя турбовинтовыми двигателями (1957) и на его основе — самолёт противолодочной обороны Р-3 “Орион” (1958, построено около 650, см. рис. 1).

Концерн является разработчиком военно-транспортных самолётов: С-130 “Геркулес” (1954, к началу 90-х гг. выпущено около 2000 в 40 вариантах, см. рис. в табл. XXXI), С-141 “Старлифтер” (1963), С-5А “Галакси” (1968, построен 81, см. рис. в таблице XXXV) и его варианта С-5В (1985); стратегических высотных разведчиков: дозвукового U-2 (1955, см. рис. в таблице XXXII; в 1981 на его основе создан тактический вариант TR-1) и сверхзвуковой SR-71 (1964, построено 32, см. рис. в таблице XXXIV); палубных самолётов противолодочной обороны S-3A “Викинг” (1972, см. рис. 2). В начале 60-х гг. концерн начал работы по скоростным вертолётам, в частности был разработан опытный боевой винтокрыл АН-56А “Шайенн” с двумя турбовинтовыми двигателями и дополнительным толкающим воздушным винтом (1967). В числе экспериментальных летательных аппаратов — самолёт вертикального взлёта и посадки XFV-1 с турбовинтовым двигателем и вертикальным положением фюзеляжа при взлёте и посадке (1954) и реактивный XV-4A “Хаммингбёрд” (1962), а также сверхзвуковой истребитель YF-12 (1963). Важной была программа создания широкофюзеляжного пассажирского самолёта L-1011 “Тристар” (1970, внешний диаметр фюзеляжа 5,97 м, до прекращения производства в 1983 построено 250; см. рис. в таблице XXXV). В конце 70-х гг. концерн занялся разработкой малозаметных летательных аппаратов (“стелс” техника, элементы которой использовались на самолётах SR-71). Был создан и поступил на вооружение дозвуковой ударный самолёт F-117 (1981, построено 59, см. рис. 3). “Л.” возглавлял группу фирм, создавших опытный истребитель YF-22 (1990, см. рис. 4), участвовал в проектировании экспериментального воздушно-космического самолёта Х-30 (NASP). До 1990 построено более 35,1 тысяч самолётов различных типов. Основные данные некоторых самолётов концерна приведены в таблице 1 и 2.

В. В. Беляев, О. И. Губарев.

Рис. 1. Самолёт противолодочной обороны Р-3 “Орион”.

Рис. 2. Палубный самолёт противолодочный обороны S-3A “Викинг”.

Рис. 3. Ударный малозаметный самолет F-117A.

Рис. 4. Опытный истребительYF-22 (в 1991 выиграл конкурс у истребителя “Нортроп” YF-23).

Табл. 1 — Гражданские самолёты концерна “Локхид”

Основные данные

L-1049G

L.188

L-1011-500

Первый полёт, год

1954

1957

1978

Число и тип двигателей

4 ПД

4 ТВД

3 ТРДД

Мощность двигателя, кВт

2840

2800

-

Тяга двигателя, кН

-

-

222

Длина самолёта, м

34,65

31,9

50,05

Высота самолёта, м

7,6

10

16,86

Размах крыла, м

37,5

30,2

50,08

Площадь крыла, м2

154

121

329

Взлётная

 

 

 

 

 

 

нормальная

-

49,9

-

максимальная

62,4

52,6

225

Масса пустого самолёта, т

32,5

25,4

109,3

Максимальная коммерческая нагрузка

9,85

12,1

41,8

Максимальная скорость полёта, км/ч

595

720

960

Максимальная дальность полёта, км (нагрузка, т)

9400(8)

4400

8480(41,8); 11760(21)

Экипаж, чел

5

5

3—5

Максимальное число пассажиров

94

98

330

 

Табл. 2 — Военные самолёты концерна “Локхид”

Основные данные

Истребители

Разведчики

 

 

P-38L

F-80C

F-104G

F-117

U-2A

SR-71A

TR-1

Первый полёт, год

1944

1947

1960

1981

1955

1964

1981

Число и тип двигателей

2ПД

1 ТРД

1 ТРДФ

2 ТРДД

1 ТРД

2 ТРДФ

1 ТРД

Мощность двигателя, кВт

1100

-

-

-

-

-

-

Тяга двигателя, кН

-

20,5

70,3

53,5

49,8

145

75,6

Длина самолёта, м

11,53

10,52

16,69

20,09

15,11

32,7

19,2

Высота самолёта, м

2,98

3,45

4,11

3,78

3,96

5,6

4,88

Размах крыла, м

15,85

12,17

6,68

13,21

24,38

16,94

31,39

Площадь крыла, м2

30,47

22,05

18,22

-

52,6

167,2

92,9

Взлётная масса, т:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

нормальная

-

-

-

-

7,19

-

-

максимальная

9,8

7,65

13

23,8

7,83

77,1

18,14

Масса пустого самолёта, т

6,2

3,74

6,5

9,07

-

27,2

5,44

Боевая (перевозимая) нагрузка, т

0,73

0,91

1,8

2,27

-

-

-

Максимальная скорость полёта, км/ч

665

956

2100

М = 1

850

3220

690

Максимальная дальность полёта, км (нагрузка, т)

4185

1950

2625

-

6440

4800

4830

Радиус действия, км

-

-

-

643

-

-

-

Потолок, м

13200

13040

14200

-

24385

24400

27730

Экипаж, чел.

1

1

1

1

1

2

1

Число десантников

-

-

-

-

-

-

-

Вооружение

1 пушка (20 мм), 4 пулемёта (12,7 мм), бомбы

6 пулемётов (12,7 мм), бомбы, НАР

1 пушка (20 мм), 2-4 УР, бомбы

Бомбы (в т. ч. управляемые и 1 термоядерная), УР

-

-

-

Продолжение таблицы

Основные данные

Противолодочные

Военно-транспортные

P-3C

S-3A

C-130H

C- 141 B

C-5B

Первый полет, год

1966

1972

1964

1977

1985

Число и тип двигателей

4 ТВД

2 ТРДД

4 ТВД

4 ТРДД

4 ТРДД

Мощность двигателя, кВт

3660

-

3360

-

-

Тяга двигателя, кН

-

41,3

-

93,4

191

Длина самолета, м

35,61

16,25

29,79

51,3

75,74

Высота самолета, м

10,29

6,93

11,66

11,98

19,85

Размах крыла, м

30,37

20,9

40,42

48,74

67,88

Площадь крыла, м2

120,77

55,5

162,12

300

576

Взлётная масса, т;

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

нормальная

60,66

19,1

-

-

-

максимальная

64,41

22,7

79,38

146,56

379,66

Масса пустого самолета, т

23,12

11,8

32,42

63,9

169,64

Боевая (перевозимая) нагрузка.

6,22

-

19,76

41,2

120,06

Максимальная скорость полёта, км/ч,'

760

740

550

825

920

Максимальная дальность полета, км (нагрузка, т)

-

5500

3890 {19,68}

4730

5460 (118,39)

Радиус действия, км

2495

-

-

-

-

Потолок, м

8525

10700

10700

13700

10900

Экипаж, чел.

10

4

4

4

5

Число десантников

-

-

92

154

270

Вооружение

4 торпеды, 10 глубинных бомб (из них 2 ядерные)

4 торпеды, глубинные бомбы

-

-

-

Ломоносов Михаил Васильевич (1711—1765) — первый русский учёный-естествоиспытатель мирового значения, человек энциклопедических знаний, разносторонних интересов и способностей, один из основоположников физической химии, поэт, художник, историк. В 1735 окончил Славяно-греко-латинскую академию в Москве. Учился в Академическом университете в Петербурге, затем в Германии. Л. — первый русский избранный (1745) на должность профессор (академик) химии. Среди многочисленных научных работ Л. в разных областях знания — “Размышления об упругой силе воздуха” (1745), содержащие подробно развитое учение о строении воздуха на основе кинетической теории газов. Занимаясь исследованием атмосферы Земли и силы тяжести, пришёл к идее использования летательных аппаратов тяжелее воздуха для доставки регистрирующих физических приборов в верхние слои атмосферы. С этой целью в 1754 построил и испытал первую действующую модель вертолёта — “аэродромическую машину” (рис. в табл. I). Два воздушных винта модели приводились в движение часовой пружиной, помещённой в коробку. Предварительно уравновешенная модель поднималась вверх при заведённой пружине. В процессе работы над моделью, содержавшей прообразы основных элементов современного вертолёта (несущие винты, источник мощности для их привода, силовую передачу и корпус), Л. рассмотрел влияние относительного расположения несущих винтов на подъёмную силу, отметил необходимость повышения мощности пружинного механизма и уменьшения массы конструкции.

Лит.: Воздухоплавание и авиация в России до 1907, под ред. В. А. Попова, М., 1956.

М. В. Ломоносов.

лонжерон (французское longeron, от longer — идти вдоль) — основной продольный элемент силового набора летательного аппарата; служит для передачи изгибающих, растягивающих, сжимающих и других нагрузок. Различают Л. балочные, коробчатые, ферменные и ферменно-балочные.

Балочный Л. состоит из верхнего и нижнего поясов, связанных стенкой, подкреплённой стойками. Число стоек, как правило, кратно шагу нервюр или шпангоутов, крепящихся к ним. В лонжеронных конструкциях крыла и оперения балочные Л. устанавливаются с учётом использования максимальной строительной высоты профиля крыла и оперения. В кессонных конструкциях крыльев балочные Л. выполняют роль замыкающей или разделяющей балки, несущей часть общей нагрузки, действующей на кессон. В фюзеляжных конструкциях балочные Л. служат для местного усиления вырезов в обшивке и являются разновидностью бимса. Коробчатый Л. — один из вариантов балочного и используется как основной элемент в конструкциях, нагруженных значительными крутящими моментами (например, в лопастях несущего винта вертолёта). Ферменный Л., как правило, включает верхний и нижний пояса, соединённые стойками с раскосами (в современных конструкциях применяется редко). Ферменно-балочный Л. имеет в конструкции элементы как балочного, так и ферменного Л.

лопасть винта — основная рабочая часть воздушного винта, с помощью которой при вращении создаётся положительная или отрицательная тяга. Л. в. имеет профилированную часть, называемую пером, комель (цилиндрический участок комлевой части Л. в.) и прикомлевую часть — переход от пера к комлю. Основные геометрические характеристики Л. в. показаны на рис. 1, их зависимости от относительного радиуса f — на рис. 2. Выбор геометрических характеристик определяется назначением винта, условиями его работы, требованиями аэродинамики, прочности, крутильной и изгибной жёсткости, а в отдельных случаях и технологией изготовления. По форме в плане Л. в. может быть эллиптической, прямоугольной, трапециевидной, с прямой или изогнутой осью. В последнем случае Л. в. называется саблевидной, применяется для уменьшения волновых потерь при больших скоростях полёта и снижения уровня шума. По конструкции Л. в. бывают пустотелыми (лонжеронные и безлонжеронные) и сплошными, могут изготовляться из дерева, дуралюмина, стали и композиционных материалов. Поверхности Л. в. защищаются от внешних воздействий различными покрытиями (оксидные и полимерные плёнки, лаки, краски). С целью предотвращения льдообразования передняя кромка Л. в. на 30—40% по длине и 15—20% по ширине защищается противообледенительными устройствами (см. Противообледенительная система).

См. также статью Несущий винт.

Ю. Л. Сухоросов.

Рис. 1. Схема лопасти винта и её основные геометрические характеристики: R — радиус; b — ширина; c — толщина; {{φ}} — угол установки; r — радиус сечения.

Рис. 2. Зависимости основных геометрических характеристик лопасти винта от относительного радиуса {{r}} сечення.

лопаточные машины — аэродинамические устройства, в которых происходит либо преобразование механической энергии на валу в механическую (главным образом потенциальную) энергию газа (компрессор), либо потенциальной энергии газа в механическую энергию на валу (турбина). В обоих типах Л. м. преобразование энергии связано с возникновением при обтекании лопаток аэродинамических сил, которые в компрессора направлены против вращения, а в турбине — по вращению ротора. По направлению движения рабочего тела относительно оси вращения Л. м. бывают осевые (компрессор, турбина), центробежные (компрессор, насос) и центростремительные (турбина). Л. м. могут быть одно- и многоступенчатыми. В авиационных двигателях используются одно-, двух- или трехвальные Л. м. в зависимости от числа механически не связанных роторов. Теория Л. м., методы их расчёта и профилирования лопаток основаны на уравнениях механики сплошной среды, записанных для фиксированного объёма, содержащего один или несколько венцов.

В авиационных газотурбинных двигателях чаще всего применяют осевой многоступенчатый или осецентробежный компрессор и осевую газовую турбину. Компрессор вместе с вентилятором и турбина составляют турбокомпрессор, являющийся основной частью авиационного двигателя. Для авиационных Л. м. характерны большие степени сжатия в компрессоре и высокие температуры газа в турбине. Поэтому авиационные Л. м. отличаются от стационарных высокими аэродинамическими и механическими нагрузками и высокой частотой вращения, необходимостью охлаждения турбин (обычно сжатым воздухом, отбираемым от компрессора).

Лит.: Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М., Теория авиационных газотурбинных двигателей, ч. I, M.. 1977; Холщевников К. В., Eмин О. Н., Митрохин В. Т., Теория и расчет авиационных лопаточных машин, 2 изд., М„ 1986.

В. Т. Митрохин.

“Лот” (LOT, Polskie Linie Lotnicze) — авиакомпания Польши. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Европы, Северной Америки, Северной Африки, Ближнего и Дальнего Востока. Основана в 1929. В 1989 перевезла 2,3 миллионов пассажиров, пассажирооборот 4,88 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 43 самолёта.

Лотарев Владимир Алексеевич (р. 1914) — советский конструктор авиационных двигателей, академик АН УССР (1985), Герой Социалистического Труда (1974), заслуженный деятель науки УССР (1984). Окончил Харьковский авиационный институт (1939). Работал на заводах конструктором, ведущим конструктором. С 1963 главный конструктор в ОКБ А. Г. Ивченко, в 1981—1989 генеральный конструктор. Под руководством Л. разработана концепция отечественных трёхвальных турбореактивных двигателей большой двухконтурности с высокими параметрами, большим ресурсом, высокими надёжностью и технологичностью и создан ряд газотурбинных двигателей, в том числе турбореактивный двухконтурный двигатель Д-36, Д-18Т, турбовальный двигатель Д-136. Депутат Верховного Совета СССР в 1984—1989. Ленинская премия (1960), Государственная премия СССР (1948, 1976). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. См. статью АИ.

В. А. Лотарев.

“ЛТУ” (LTU, Lufttransport Unternehmen GmbH & KG) — чартерная авиакомпания ФРГ. Осуществляет перевозки на внутренних авиалиниях, а также полёты в страны Северной и Южной Америки, Карибского бассейна, Африки и Дальнего Востока. Основана в 1955 под названием “Люфттранспорт унион”, указанное название с 1956. В 1989 перевезла 4 миллиона пассажиров, пассажирооборот 11,25 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 19 самолётов.

Луганский Сергей Данилович (1918—1977) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1957), дважды Герой Советского Союза (1943, 1944). В Советской Армии с 1936. Окончил Оренбургскую военную авиационную школу лётчиков (1938), Военно-воздушную академию (1949; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром эскадрильи, командиром истребительного авиаполка. Совершил 390 боевых вылетов, сбил лично 37 (в том числе 2 тараном) и а составе группы 6 самолётов противника. После войны (до 1964) на командных должностях в военно-воздушных силах. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Алма-Ате.

Соч.: Небо остается чистым, Алма-Ата, 1970; На глубоких виражах, 3 изд., Алма-Ата, 1974.

Лит.: Кузьмин Н. П., С. Луганский, Алма-Ата, 1966.

С. Д. Луганский.

Лукин Макар Михайлович (1905—1961) — один из организаторов авиационной промышленности СССР, генерал-майор инженерно-авиационной службы (1944), Герой Социалистического Труда (1945). Окончил Новочеркасский индустриальный институт (1935). В 1940—1946 директор авиамоторных заводов в Запорожье и Казани. С 1946 на различных государственных должностях. В годы Великой Отечественной войны под руководством Л. организовано поточно-серийное производство двигателей для самолётов По-2, Ил-2, ЛА-5, ЛА-7 и других, внедрены прогрессивные технологические процессы. Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1950. Награждён 5 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями.

Лит.: Шифрин Е., Взлет, Казань, 1982.

М. М. Лукин.

Лусс Эдуард Эдуардович (1912—1980) — советский конструктор авиационных двигателей. Окончил Дальневосточный политехнический институт (1937). С 1940 работал над созданием первого отечественного турбореактивного двигателя ТР-1 и других двигателей ОКБ А. М. Люльки, с 1946 — его первый заместитель. В 1957—1976 главный конструктор. В 1957—1969 руководил ОКБ на серийном заводе №45 в Москве (впоследствии Машиностроительное конструкторское бюро “Гранит”). Государственная премия СССР (1951). Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Э. Э. Лусс.

Людвига труба — ударная труба импульсного типа. Используется для проведения испытаний моделей летательных аппаратов при высоких Рейнольдса числах (до 109) в широком диапазоне скоростей (Маха чисел М = 0,2— 10). Л. т. состоит из форкамеры — длинного канала высокого давления (не обязательно прямого и постоянного поперечного сечения), сопла (обычно Лаваля сопла), рабочей части с поддерживающими модель механизмами, диффузора и вакуумной ёмкости (см. рис.). Необходимым элементом трубы является быстродействующий клапан (или диафрагма), который устанавливается перед соплом или за рабочей частью. Если клапан установлен перед соплом, то в момент запуска рабочая часть и модель испытывают большие динамические нагрузки из-за прохождения волны сжатия; если же клапан — за рабочей частью, то она должна быть рассчитана на высокое давление.

Л. т. приводится в действие открытием быстродействующего клапана (разрывом диафрагмы). Картина течения в рабочей части сохраняется практически неизменной в течение промежутка времени, за который волны разрежения, распространяясь по форкамере, достигают торцевой стенки и, отразившись от неё, возвращаются к входу в сопло. Продолжительность {{τ}} стационарного (рабочего) течения в основном определяется длиной канала и скоростью звука а в газе, которым заполнен канал: {{τ}} = 2l/а. В существующих установках время стационарной работы исчисляется несколькими десятыми долями секунды, Увеличение времени работы трубы путём увеличения длины канала ограничивается влиянием пограничного слоя. Чтобы обеспечить гиперзвуковую скорость потока в рабочей части, газ в канале Л. т. должен быть нагрет до температуры, гарантирующей отсутствие его конденсации в рабочей части.

Схему такой аэродинамической трубы предложил немецкий учёный Г. Людвиг в 1955. Установку отличают простота конструкции, относительно невысокая стоимость и экономичность в эксплуатации.

А. Л. Искра.

Схема трубы Людвига (внизу) и распространение а ней волн разрежения (вверху): 1 — форкамера, 2 — диафрагма; 3 — сопло; 4 — рабочая часть; 5 — вакуумная емкость; 6 — модель.

люк (от голландского luik) летательного аппарата — вырез в обшивке (оболочке) или в стенке конструкции летательного аппарата, служащий для входа или покидания летательного аппарата, а также обеспечивающий доступ для монтажа, обслуживания и загрузки. В условиях нормальной эксплуатации Л. закрыт створками, крышкой или дверью. Л. делятся на силовые и несиловые, герметичные и негерметичные. В силовых Л. двери (крышки, створки) связаны замками, упорами и болтами с окантовкой и способны передать нагрузку через каркас двери на края окантовки Л. В несиловых Л. двери нагрузки не передают. Однако в случае действия внутреннего избыточного давления каркас двери может передать распределённую нагрузку с обшивки Л. на края окантовки.

В зависимости от назначения различают Л. эксплуатационные, технологические и аварийные. К эксплуатационным Л. относятся входные, служебные, багажные, грузовые, бомболюки, Л. гидро-, радио- и фотоотсеков, Л., предназначенные для обслуживания и эксплуатации летательных аппаратов и другие. Технологические Л. выполняются, как правило, силовыми и необходимы на заключительном этапе сборки отсеков летательного аппарата. Через них осуществляются установка болтов, клёпка и герметизация замыкающих швов кессонов крыла, оперения и отсеков фюзеляжа. При необходимости эти Л. используются для ремонтных работ в эксплуатации. Введение технологических Л., как правило, увеличивает массу конструкции летательного аппарата, и поэтому их применяют только в исключительных случаях.

В зависимости от кинематической схемы открывания дверей (створок, крышек) различают Л., которые открываются наружу, и Л., которые открываются внутрь летательного аппарата. Л. может открываться вверх (рис. 1), вниз (рис. 2), в сторону (рис. 3). Л. открываются вручную либо с помощью электрического, гидравлического или другого привода.

Створки (крышки, двери) Л. герметизируются резиновым уплотнителем от проникновения воды снаружи и утечек воздуха изнутри кабины летательного аппарата. В кабинах высотных летательных аппаратов герметизация должна обеспечивать минимальные потери внутреннего избыточного давления. В этом случае наиболее надёжны и безопасны двери пробкового типа, обеспечивающие герметизацию Л. путём прижима дверей избыточным давлением изнутри летательного аппарата. Выполнение требований по обеспечению безопасности конструкции дверей гермокабин и требований о быстрой эвакуации пассажиров в аварийной ситуации вынуждает применять сложные варианты кинематики открывания аварийных дверей. Наиболее распространены двери пробкового типа с верхними и нижними створками (рис. 4), которые кинематически связаны с заиками и при повороте рукоятки двери поворачиваются приблизительно на 90{{°}}, уменьшая габариты двери и возможность её заклинивания а проёме. После этого дверь свободно открывается наружу в сторону.

В. К. Рахилин.

Рис. 1. Открывающийся вверх носовой люк самолета Ан-124.

Рис. 2. Кормовой люк с открывающимися вниз створкам” самолёта Ил-76Т.

Рис. 3. Люк, открывающийся наружу.

Рис. 4. Дверь пробкового типа: 1 — нижняя створка; 2 — верхняя створка; 3, 5 — замки; 4 — рукоятка.

Люлька Архип Михайлович (1908—1984) — советский конструктор авиационных двигателей, один из основоположников теории воздушно-реактивных двигателей, академик АН СССР (1968; член-корреспондент 1960), Герой Социалистического Труда (1957). Окончил Киевский политехнический институт (1931). В 1933—1939 преподавал в Харьковском авиационном институте и работал над проектом турбореактивного двигателя с центробежным компрессором. В 1939—1941 разработал конструктивную схему турбореактивного двухконтурного двигателя, явившуюся прототипом ныне существующих схем, проект опытного образца турбореактивного двигателя с осевым компрессором. В 1941—1942 работал на танковом заводе в Челябинске, а с 1943 продолжил работы по созданию первого отечественного турбореактивного двигателя. С 1946 главный конструктор опытного завода. Под руководством Л. создан первый отечественный турбореактивный двигатель, прошедший в феврале 1947 государственные испытания. В последующие годы под руководством Л. был создан ряд турбореактивных двигателей, применявшихся на самолётах П. О. Сухого, С. В. Ильюшина, Г. М. Бериева, А. Н. Туполева. В 1950—1960 преподавал в Московском авиационном институте (с 1954 профессор). С 1957 — генеральный конструктор. В 1967—1984 председатель Комиссии АН СССР по газовым турбинам. Ленинская премия (1976), Государственная премия СССР (1948, 1951). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями. Именем Л. названо Научно-производственное объединение “Сатурн” в Москве. См. статью АЛ.

Лит.: Кузьмина Л. М., Огненное сердце, 2 изд., М., 1988.

А. М. Люлька.

“Люфтганза” (Deutsche Lufthansa AG) — авиакомпания ФРГ, одна из крупнейших в мире. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Европы, Америки, Африки, Азии, а также в Австралию. Основана в 1926, современное название с 1954. В 1989 перевезла 20,4 миллионов пассажиров, пассажирооборот 36,17 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 161 самолёт.

Ляпидевский Анатолий Васильевич (1908—1983) — советский летчик, генерал-майор авиации (1946), Герой Советского Союза (1934, удостоверение №1). Окончил Севастопольскую школу морской лётчиков (1928), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1939, ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). В 1926—1933 в Красной Армии, был лётчиком и лётчиком-инструктором. С 1933 работал пилотом Дальневосточного управления ГВФ. В 1934 участвовал в спасении экспедиции парохода “Челюскин”. В 1935 снова призван в армию. В 1939—1942 заместитель начальника Главной инспекции и директор авиационного завода, в 1942—1943 заместитель командующего военно-воздушных сил армии, начальник полевого ремонта воздушной армии, с 1943 директор завода. После Великой Отечественной войны работал главным контролёром Госконтроля СССР, заместитель министра авиационной промышленности, директором завода. С 1961 в запасе. Член Центрального Исполнительного Комитета СССР. Депутат Верховного Совета СССР в 1937—1946. Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Красного Знамени, Отечественной войны 1-й и 2-й степени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “Знак Почёта”, медалями. Портрет смотри на стр. 319.

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

А. В. Ляпидевский.

Hosted by uCoz