М — 1) марка (или первая буква в марке) самолётов “морского” назначения (гидросамолёты и самолёты-амфибии). Например, М-5, М-9, М-24 Д. П. Григоровича; М-10, М-12, МБР-2 (морской ближний разведчик) Г. М. Бериева; МТБ-2 (АНТ-44) — морской тяжёлый бомбардировщик А. Н. Туполева; МДР-6 (Че-2) — морской дальний разведчик И. В. Четверикова и другие.

2) Распространённое в СССР обозначение авиационного поршневого двигателя. Начиная с 1918 присваивалось поршневым двигателям, строившимся по иностранным образцам (в том числе М-1, М-2, М-4, М-5, М-6, М-17, М-22), модернизированным вариантам зарубежных моделей и оригинальным отечественным конструкциям. Развитие поршневых двигателей серии “М” связано с именами А. Д. Швецова (М-11, М-25, М-62, М-63, М-71, М-81, М-82 и другие), А. А. Бессонова (М-15, М-26), А. А. Микулича (М-34), В. Я. Климова (М-110, М-103, М-105, M-120TK), А. С. Назарова (М-85, М-86, М-87), С. К. Туланского (М-88), Е. В. Урмина (М-88Б, М-89, М-90) и других советских конструкторов. Переход к системе обозначения авиационных двигателей начальными буквами имени и фамилии конструктора относится к 1936, когда после успешного перелета экипажа В. П. Чкалова на самолёте АНТ-25 по маршруту Москва — о. Удд приказом наркома тяжёлой промышленности Г. К. Орджоникидзе установленный на этом самолёте двигатель М-34 был переименован в ЛМ-34, Позднее подобные обозначения получили и поршневые двигатели других конструкторов (см. АШ, ВД, ВК, АИ), Обозначение “М” имеют поршневые двигатели, разрабатываемые Опытно-конструкторским бюро моторостроения.

М — марка самолётов, созданных под руководством В. М. Мясищева, возглавлявшего в течение своей творческой деятельности ряд конструкторских коллективов.

В 1934—1938 он руководил бригадой экспериментальных самолётов (КБ-6) в конструкторском отделе сектора опытного строительства Центрального аэрогидродинамического института, созданной по инициативе А. Н. Туполева. Первым самолётом, разработанным коллективом КБ-6, был торпедоносец-бомбардировщик АНТ-41 (Т-1) с двумя поршневыми двигателями ЛМ-34 (см. статью Ту). В середине 30-х гг. в целях внедрения передового опыта зарубежного самолётостроения в отечественное производство был приобретён ряд самолётов для лицензионной постройки. Среди них самолёт для гражданской авиации Дуглас DC-3 (США). Коллектив К-6 произвёл переработку конструкции этого самолёта применительно к отечественным нормам прочности, технологии и материалам, а также осуществил перевод размеров на метрическую систему. Впервые в СССР при его изготовлении применён плазово-шаблонный метод производства для крупной серии (было построено более 2000). Первоначально самолёт назывался ПС-84, затем Ли-2.

В конце 1939 Мясищев, который находился в заключении и работал в ЦКБ-29 НКВД, предложил проект дальнего бомбардировщика “102” с герметичными кабинами, для его разработки в ЦКБ было создано КБ, которое Мясищев возглавлял в 1939—1943. Самолёт (рис. 1), получивший название ДВБ-102 (дальний высотный бомбардировщик, был построен с двумя поршневыми двигателями М-120 ТК. В акте о государственных испытаниях в 1942 отмечалось, что ДВБ-102 явился первым отечественным бомбардировщиком с герметичными кабинами, обеспечивающими нормальные физиологические условия работы экипажа. Впервые в советском авиастроении в конструкции бомбардировщика были применены шасси с носовым колесом, стрелково-пушечное вооружение с дистанционным управлением, тонкое крыло с относительной толщиной от 10 до 16% и встроенными баками-кессонами, Створки бомбового люка длиной 5,7 м открывались внутрь. Максимальная бомбовая нагрузка составляла 3 т. В 1943 на ДВБ-102 были установлены двигатели АШ-71. Летные испытания самолёта проводились до 1946.

Мясищев был назначен главным конструктором и руководителем опытно-конструкторского отдела завода №22 в Казани, выпускавшего пикирующий бомбардировщик Пе-2, и одновременно главным конструктором московского завода №482, где должна была проводиться доводка ДВБ-102. К этому времени скорость Пе-2, одного из основных бомбардировщиков периода Великой Отечественной войны, при переходе на массовое производство резко снизилась. Работы по улучшению местной аэродинамики Пе-2 были проведены под руководством М. (совместно с ЦАГИ). На самолёте были также установлены более мощные двигатели, модифицирована турельная пулемётная установка, для снижения пожароопасности применена система нейтрального газа, упрощена технология изготовления. Скорость полёта увеличилась с 480 до 540 км/ч. Самолёту присвоено обозначение Пе-2Б.

В начале 1944 разработан дневной пикирующий бомбардировщик Пе-2И со скоростью полёта, превышающей скорость немецких истребителей, способный нести в фюзеляже бомбу массой 1 т для разрушения мощных оборонительных укреплений. Применение двигателей ВК-107А, уменьшение экипажа по сравнению с Пе-2 с 3 до 2 человек (благодаря электродистанционному управлению стрелковой установкой), улучшение аэродинамики — всё это позволило достичь скорости 656 км/ч на высоте 5650 м. Пе-2И стал базовым для создания ряда опытных самолётов-бомбардировщиков Пе-2М, ДБ-108, дальнего истребителя сопровождения ДИС. В начале 1946 опытное конструкторское бюро Мясищева на заводе №482 было расформировано, была прекращена и его конструкторская деятельность в Казани.

В 1951 Мясищев возглавил Опытно-конструкторское бюро №23, образованное для разработки стратегического реактивного бомбардировщика. Опыт проектирования и постройки таких самолётов практически отсутствовал. Необходимо было создать самолёт со скоростью, высотой к дальностью полёта значительно большими, чем у существовавших тяжёлых самолётов того времени. Впервые в отечественном самолётостроении при создании самолётов подобного класса были предложены и внедрены аэродинамически чистое тонкое стреловидное крыло без надстроек, размещение двигателей в наплывах корневой части крыла, шасси велосипедной схемы. Для сокращения разбега применялось “вздыбливание” передней пары колёс тележки передней стойки шасси, что увеличивало угол атаки перед отрывом. В системах управления элеронами и рулями применены бустеры (из-за роста шарнирных моментов на органах управления). В целях снижения массы конструкции широко использованы большегабаритные поковки, магниевое литьё. Самолёт (рис. 2 и рис. в табл. XXV), оснащённый четырьмя турбореактивными двигателями ЛМ-3 и получивший обозначение М-4, был спроектирован и построен всего через один год и 10 месяцев после организации опытного конструкторское бюро. На М-4 отработана система дозаправки самолётов в воздухе “штанга — конус”, разработанная совместно с опытным конструкторским бюро С. М. Алексеева. Позже на базе М-4 создан самолёт-заправщик.

Дальнейшим развитием М-4 стал самолёт 3М (рис. 3) — реактивный стратегический бомбардировщик с четырьмя турбореактивными двигателями 5Д-7Б. Самолёт имел ту же схему, что и М-4, но была улучшена аэродинамика, изменена компоновка, кабина экипажа стала меньше (численность экипажа уменьшилась на одного человек). На самолётах М-4 и 3М установлено 19 мировых рекордов.

В 1959 совершил первый полёт самолёт М-50 (рис. 5 и рис. в таблице XXVII) — сверхзвуковой стратегический ракетоносец с четырьмя турбореактивными двигателями. Трудности проектирования, вызванные отсутствием опыта разработки подобных самолётов: компоновка бомбового отсека к велосипедного шасси в длинном тонком фюзеляже и топливных баков в тонком (с относительной толщиной 3%) треугольном крыле малого удлинения. Наряду с разработкой новых методов проектирования было реализовано много оригинальных конструктивных решений. Сконструирован автомат центровки, перекачивающий топливо из передних баков фюзеляжа в задние при переходе на сверхзвуковую скорость полёта. При этом обеспечены устойчивость и управляемость самолёта в аварийных ситуациях (при нарушении работы системы перекачки или резком снижении скорости). Разработана очень “плотная” компоновка — в самолёте удалось разместить большое количество топлива. На самолёте предусмотрена полностью автоматизированная электродистанционная система управления. В конструкции планёра впервые широко применены большегабаритные монолитные прессованные панели, что обеспечило необходимое качество аэродинамических поверхностей и снижение массы благодаря уменьшению протяжённости стыков. Из-за сложности конструктивной схемы впервые применены металлические конструктивно-подобные модели для испытаний в аэродинамических трубах и летных испытаний.

В 1960 ОКБ-23 было переведено на ракетно-космическую тематику, и работы Мясищева в самолётостроении вновь были прерваны. В 1967 он возвращается к конструкторской деятельности в качестве генерального конструктора Экспериментального машиностроительного завода (ЭМЗ), которому в 1981 присвоено его имя. Под руководительством Мясищева на ЭМЗ проводились экспериментальные работы по увеличению дальности полёта самолётов за счёт ламинаризации обтекания, по использованию композиционных материалов и другие, а также выполнялись разработки самолётов. В 1981 совершил первый полёт специализированный самолёт-носитель, созданный на базе бомбардировщика 3М. Этот самолёт, получивший впоследствии обозначение ВМ-Т “Атлант” (рис. 4), предназначался для транспортировки с заводов-изготовителей на космодром Байконур элементов конструкции ракеты-носителя “Энергия” массой до 40 т и диаметром 8 м (рис. 8) и космического корабля многоразового использования “Буран”. Перевозка грузов осуществляется на “спине” самолёта “Атлант”, причём размеры грузов в два с лишним раза превосходят диаметр фюзеляжа самолёта-носителя. “Атлант” по существу представляет собой новый самолёт: полностью изменены конструкция фюзеляжа, система управления, усилено крыло, установлены более мощные двигатели, без доработки остался только каркас кабины экипажа. Для повышения устойчивости и предотвращения бафтинга вместо однокилевого вертикального оперения применено разнесённое двухкилевое с большими килями-шайбами. В процессе проектирования самолёта ВМ-Т “Атлант” впервые в мировом и отечественном авиастроении решены проблемы создания компоновки, обеспечивающей эксплуатацию в пяти разных конфигурациях (с четырьмя различными видами грузов и без груза).

В 1982 совершил первый полёт созданный на ЭМЗ дозвуковой высотный самолёт М-17 “Стратосфера” (рис. 6 и 9), разработка которого была начата под руководительством Мясищева. В 1990 на этом самолёте установлено более 20 мировых рекордов высоты и скорости полёта и скороподъёмности. Самолёты ЭМЗ стали обозначать эмблемой:

Развитием М-17 стал самолёт “Геофизика” (рис. 7) — один из немногих в мире, позволяющий проводить научные исследования в атмосфере и стратосфере на высоте до 20 км. Большая высота и продолжительность полета создают исключительные возможности для выполнения задач, требующих наблюдения за обширными участками земной поверхности. Самолет может быть использован для картографирования, исследования природных ресурсов, оценки урожая и использования земель, обнаружения очагов лесных пожаров, наблюдений за районами стихийных бедствий, поиска пропавших и терпящих бедствие самолётов и судов, астрономических и астрофизических исследований и др.

Лит.: Центральный аэрогидродинамическ институт — основные этапы научной деятельности, 1918—1968 гг., М.. 1976; Яковлев А. С., Советские самолеты, 4 изд., М., 1982.

В. Н. Гончаров

Таблица

Рис. 1. ДВБ-102.

Рис. 2. М-4.

Рис. 3. 3М.

Рис. 4. {{ВМ}}

Рис. 5. М-50.

Рис. 6. М-17 “Стратосфера”.

Рис. 7. Самолет “Геофизика”.

Рис. 8. Транспортировка самолетом ВМ-Т контейнера с элементами конструкции ракеты-носителя “Энергия”.

Рис. 9. Самолет М-17 “Стратосфера”.

Эмблема самолетов Экспериментального машиностроительного завода имени В. М. Мясищева.

магистральный самолет — пассажирский, грузопассажирский, грузовой самолет основных (магистральных) авиалиний. Различают ближние, средние и дальние М. с. с дальностью полёта соответственно 1000—2500 км, 2500—6000 км, свыше 6000 км (до 11000 км и более). М. с. отличаются от самолётов местных воздушных линий увеличенной дальностью полёта, значительно большим числом пассажирских мест (большей грузоподъёмностью) .

магниевые сплавы. Первые М. с. на базе систем магний — алюминий — цинк и магний — марганец, содержащие до 10% алюминия, до 3% цинка и до 2,5% марганца, появились в начале XX в. (под названием “электрон”, теперь мало употребляемым). Значение конструкционных промышленных материалов М. с. приобрели в конце 20-х — начале 30-х гг. В промышленных М. с. содержатся добавки алюминия, цинка, марганца, циркония, тория, лития, некоторых редкоземельных металлов, серебра, кадмия, бериллия и др. Общее количество добавок в наиболее легированных М. с. достигает 10—14%. М. с. подразделяют на литейные (для производства фасонных отливок) и деформируемые (для производства полуфабрикатов прессованием, прокаткой, ковкой и штамповкой).

М. с. — наиболее лёгкие из конструкционных сплавов, Плотность их колеблется от 1400 до 2000 кг/м3 (то есть примерно в 4 раза меньше плотности стали и в 1,5 меньше плотности алюминиевых сплавов). М. с. обладают высокими жёсткостью (наибольшая у сплавов магний — литий), теплоёмкостью, демпфирующей способностью.

Максимальный уровень механических свойств достигнут у М. с., легированных иттрием (прочность до 450 МПа). Сплавы этой системы, как и сплавы, легированные неодимом и литием, работают длительно до 300{{°}}С и кратковременно до 400{{°}}C. Модуль упругости М. с. колеблется в пределах 41—45 ГПа, модуль сдвига равен 16—16,5 ГПа. При криогенных температурах модуль упругости, пределы прочности и текучести М. с. увеличиваются, а удлинение и ударная вязкость падают, но не в такой степени, как это наблюдается у сталей.

При получении М. с. из-за высокого сродства магния с кислородом поверхность расплава защищают флюсами или специальными газовыми средами. Чтобы избежать горения металла, при непрерывном литье М. с. применяются газовые среды, а при фасонном литье в состав формовочных смесей вводят защитные присадки, кокили красят красками, содержащими борную кислоту. Отливки получают всеми известными способами. М. с. деформируются только после нагрева (исключение составляют сплавы магний — литий с содержанием лития больше 11%). Детали, узлы различных конструкций из деформируемых М. с. изготовляют механической обработкой, сваркой, клёпкой, объёмной и листовой штамповкой. При конструировании деталей из М. с. избегают острых надрезов и резких переходов сечений. Сварке не подвергаются только сплавы с высоким содержанием цинка.

Из-за высокого электроотрицательного потенциала и недостаточных защитных свойств оксидной плёнки М. с. требуют специальных мер для защиты от коррозии. М. с. повышенной чистоты пригодны для эксплуатации в морском воздухе. Некоторые М. с. склонны к коррозии под напряжением. Консервация деталей и полуфабрикатов осуществляется с помощью хроматных плёнок, жидких нейтральных обезвоженных масел, специальных смазок. М. с. пригодны для работы при криогенных, нормальных и повышенных температурах.

В авиационной технике М. с. служат материалом для деталей колёс, систем управления и крыла, корпуса летательного аппарата и двигателей. В 1934 в СССР был построен экспериментальный самолёт из М. с., который в течение четырёх лет выполнил более 600 испытательных полётов.

Лит.: Магниевые сплавы. Справочник, под ред. М. Б. Альтмана [и др.], т. 1—2, М., 1978.

Б. И. Бондарев, М. Б. Альтман, М. Е. Драц.

магнуса эффект (по имени немецкого учёного Г. Г. Магнуса, G. G. Magnus) — возникновение поперечной силы при обтекании вращающегося тела однородным потоком жидкости или газа. Эта сила направлена к той стороне вращающегося тела, на которой направления вращения и скорости набегающего потока совпадают. Впервые явление было объяснено в 1852 Магнусом, исследовавшим причины отклонения шаровых артиллерийских снарядов от расчётной траектории и показавшим, что оно обусловлена вращением такого снаряда, которое он получает вследствие случайных причин.

Качественно М. э. можно объяснить на примере вращающегося кругового цилиндра, обтекаемого потоком несжимаемой жидкости, имеющим скорость V{{¥ }} на бесконечности (см. рис.). Эта задача эквивалентна обтеканию цилиндра потоком при наличии циркуляции скорости Г, значение которой пропорционально угловой скорости вращения цилиндра и, а её возникновение обусловлено силами вязкости. В этом случае, согласно Жуковского теореме, на цилиндр действует сила F, перпендикулярная направлению набегающего потока и равная {{r }}V{{¥ }}Г на единицу длины цилиндра ({{r }} — плотность жидкости). В реальных условиях картина течения вокруг вращающегося тела сложнее и сопровождается отрывом потока, который вызван вязкими силами и зависит от Рейнольдса числа. Всё это затрудняет установление связи между Г и {{w }} и получение достоверных количественных результатов. Структура течения ещё более усложняется при движении пространственного вращающегося тела.

Немецкий инженер А. Флетнер в 1922—1926 пытался использовать М. э. для приведения в движение корабля энергией ветра — на корабле вместо парусов были установлены быстро вращающиеся цилиндры-роторы, Испытания показали техническую пригодность корабля, но он оказался менее экономичным, чем обычные винтовые суда.

М. э. широко используется в спортивных играх — “кручёные” мячи в теннисе, “сухой лист” в футболе и т. д.

В. А. Башкин.

Магнуса эффект.

Мазуренко Алексей Ефимович (р. 1917) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1962), дважды Герой Советского Союза (1942, 1944). В Советской Армии с 1938. Окончил Ейское военно-морское авиационное училище (1940), курсы усовершенствования комсостава ВВС ВМФ (1943), Военно-морскую академию (1952). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром авиазвена на Балтийском флоте, лётчиком-инструктором штурмовой авиации на Северном и Черноморском флотах, командиром штурмового авиаполка на Балтийском флоте. Совершил около 300 боевых вылетов, лично потопил 8 и в составе группы 22 корабля противника. После войны командир авиаполка, командир дивизии, работал в центральном аппарате и вузах ВМФ. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Ушакова 2-й степени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в поселке Устиновка Кировоградской области.

Лит.: Буров А. В., Твои герои, Ленинград, [2 изд.], Л., 1970.

А. Е. Мазуренко.

Мазурук Илья Павлович (р. 1906) — советский полярный лётчик, генерал-майор авиации (1946), Герой Советского Союза (1937). В Советской Армии с 1927. Окончил Военно-теоретическую школу ВВС в Ленинграде (1928), Борисоглебскую военную школу лётчиков (1929), курсы усовершенствования начальствующего состава ВВС при Военно-воздушной академии РККА имени профессора И. Е. Жуковского (1939; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Работал командиром авиаотряда на Сахалине. С 1936 в полярной авиации (с 1938 начальник управления полярной авиации Главсевморпути). Участвовал в высадке научной экспедиции И. Д. Папанина на Северный полюс (1937). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе воины был командиром авиагруппы ВВС Северного флота, начальником Красноярской авиатрассы ВВС и командиром 1-й перегоночной авиадивизии (руководил перегонкой самолётов по лендлизу из США в СССР). В 194519—47 начальник управления и заместитель начальника Главсевморпути. В 1947—1953 заместитель начальник НИИ ГВФ. Участник многих экспедиций на Северный полюс и полётов в Антарктиде. Депутат ВС СССР в 1937—1950. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 3 орденами Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, медалями.

Соч.: Над Арктикой и Антарктикой. Полярная авиация СССР. М., 1991 (совместно с А. А. Лебедевым).

И. П. Мазурук.

Макаревский Александр Иванович (1904—1979) — советский учёный в области прочности и аэроупругости летательных аппаратов, академик АН СССР (1968; член-корреспондент 1953), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1964), Герой Социалистического Труда (1957). Окончил МВТУ (1929), В 1927—1979 работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (в 1950—1960 — начальник института), с 1952 одновременно профессор Московского физико-технологического института. Труды М. по внешним нагрузкам на самолёт послужили основой для создания отечественных норм прочности самолётов и других летательных аппаратов. Внёс большой практические вклад в создание многих образцов авиационной техники. Премия имени И. Е. Жуковского (1971). Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1943). Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 3 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: О нагрузках крыла и оперения истребителя в полете, “Тр. ЦАГИ”, 1940, №41; Прочность самолета при больших скоростях, М., 1944; Теоретические и экспериментальные основы норм прочности самолетов, М., 1969.

А. И. Макаревский.

Макдоннелл (McDonnell) Джеймс Смит (1899—1980) — американский авиаконструктор. Окончил Принстонский университет (1921), Массачусетсский технологический институт (1923), школу лётчиков транспортной авиации (1924). Работал на многих фирмах, в том числе с 1927 на фирме “Стаут метал эрплейн” (Stout Metal Airplane), где принимал участие в создании пассажирского самолёта “Эр Пулман”, переделанного впоследствии в популярный в СТА пассажирский самолёт Форд “Тримотор”. В 1928 основал фирму “Макдоннелл энд ассошиейтс” (McDonnell and Associates), где разработал и построил лёгкий двухместный самолёт “Дуддлбаг”, в 1931—1932 работал на фирме “Грейт лейкс эркрафт” (Great Lakes Aircraft) лётчиком-испытателем гидросамолётов, с 1933 — на фирме “Гленн Мартин” (Glenn Martin), где участвовал в разработке сухопутных самолётов. В 1939 основал фирму “Макдоннелл”, специализировавшуюся в области истребителей, и стал её президентом. В 50-х гг. начал заниматься ракетной и космической техникой, руководил разработкой пилотируемых космической кораблей “Меркурий” и “Джемини”. С 1962 М. — председатель и главный исполнительный директор основанной им фирмы, с 1967 — председатель фирмы “Макдокнелл-Дуглас”.

Дж. С. Макдоннелл.

“Макдоннелл” (McDonnell Aircraft Corporation) — самолетостроительная фирма США с ракетно-космическим сектором. Основана в 1939 Дж. С. Макдоннеллом, вместе с фирмой “Дуглас” вошла в состав образованной в 1967 фирмы “Макдоннелл-Дуглас”. Во время Второй мировой войны участвовала в основном в авиационных программах других фирм. После войны разработала и выпускала серийно палубные реактивные истребители FH-1 “Фантом” (первый полёт в 1945), F2H “Банши” (1947), F3H “Демон” (1951). В 1946 был создан экспериментальный реактивный перехватчик XF-85 “Гоблин”, сбрасываемый с самолёта-носителя и возвращаемый на его борт в полёте, в 1954 — экспериментальный вертолёт XV-1 с поршневым двигателем, несущим винтом с реактивным компрессорным приводом и толкающим воздушным винтом. В 1948 фирма построила для ВВС США свой первый сверхзвуковой экспериментальный истребитель XF-88 “Буду”, в серийном варианте получивший обозначение F-101 “Буду”. В 1958 совершил первый полёт сверхзвуковой истребитель F-4 “Фантом” 11, ставший в 60-е и 70-е гг. основным истребителем ВВС и ВМС США (его выпуск продолжила фирма “Макдоннелл-Дуглас”).

Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

Табл. — Истребители фирмы “Макдоннелл”

Основные данные

F2H-3

F-I01A

Первый полёт, год

1952

1954

Число и тип двигателей

2 ТРД

2 ТРДФ

Тяга двигателя, кН

14

66,7

Длина самолёта, м

14,5

20,55

Высота самолёта, м

4,41

5,5

Размах крыла, м

13,7

12,1

Площадь крыла, м

27,3

42

Взлётная масса:

   

Нормальная

8,6

18,1

Максимальная

10,12

22,2

Масса пустого самолёта, т

4,54

12,7

Максимальная скорость полёта, км/ч

950

1610

Максимальная дальность полёта, км

3200

4800

Потолок, м

15000

15350

Экипаж, чел.

1

1

Вооружение:

   

Пушки

4X20 мм

4X20 мм

Управляемые ракеты

2

3

“Макдоннелл-Дуглас” (McDonnell Douglas Corporation) — авиакосмическая фирма США. Образована в 1967 в результате объединения фирм “Макдоннелл” и “Дуглас”. В 1984 в её состав вошла фирма “Хьюз геликоптере”, получившая в 1985 название “Макдоннелл-Дуглас геликоптер”. “М.-Д.” продолжила производство летательных аппаратов образовавших ее фирм: палубного штурмовика А-4 “Скай-хоук” (первый полёт в 1954, до 1979 выпущено 2960, см. рис. 1), истребителя F-4 “Фантом” II (1958, до окончания производства в 1979 построено 5057, по лицензии в Японии — 140, см. рис. в таблице XXXII), реактивных пассажирских самолётов DC-8 (1958, до 1972 построено 656, см. рис. 2) и DC-9 (1965, выпускался в нескольких вариантах, см. рис. в таблице XXXIV), На фирме созданы: истребитель завоевания превосходства в воздухе F-15A “Игл” (1972, см. рис. в таблице XXXVI), его усовершенствованный вариант F-15C (1979); двухместный истребитель-бомбардировщик F-15E (1986); экспериментальный истребитель короткого взлёта и посадки F-I5S/MTD (1988, см. рис. 3) с плоскими отклоняемыми соплами; палубный истребитель-бомбардировщик F/A-I8 “Хорнет” (1978, совместно с фирмой “Нортроп” см. рис. в таблице XXXVII), боевой самолет вертикального взлета и посадки AV-8B “Харриер” II (1978, см. рис. 4) и учебно-тренировочный самолёт Т-45А “Госхоук” (1988) — оба совместно с фирмой “Бритиш аэроспейс”; опытный военно-транспортный самолет короткого взлета и посадки YC-15 с четырьмя турбореактивными двухконтурными двигателями (1975, реактивные струи двигателей отклоняются вниз закрылками в выпушенном положении); семейство широкофюзеляжных самолётов DC-10 на 270—380 мест (1970, до окончания производства в 1989 построено 386; см. рис. в таблице XXXV) и на его основе самолёт-заправщик для ВВС США КС-10 “Экстекдер” (1980, выпущено 60, см. рис. 5); семейство пассажирских самолётов MD-80 (на основе DC-9, первая модель в 1979, на конец 1991 выпущено свыше 1900 самолётов DC-9 и MD-80). В 1985 начата разработка военно-транспортного самолёта С-17 (первый полёт в 1991, см. рис. 6), а в 1986 пассажирского самолёта MD-11 (1990, на основе DC-10, см. рис. 7). Основные программы конца 80-х—начала 90-х гг. : производство истребителей F-15 и F/A-18, истребителя-бомбардировщика AV-8B, пассажирских самолётов MD-80 (в том числе MD-83, см. рис. 8) и MD-11, военных и гражданских вертолётов серии MD-500 и боевого АН-64А, концептуальные исследования перспективного воздушно-космического самолёта NASP. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблицах 1 и 2.

Ю. Я. Шилов.

Таблица 1. — Пассажирские самолеты фирмы “Макдоннел-Дуглас”.

Основные данные

DC-10-10

DC-10-30

MD-83

MD-11

Первый полёт, год

1970

1972

1984

1990

Число и тип двигателей

3 ТРДД

3 ТРДД

2 ТРДД

3 ТРДД

Тяга двигателя, кН

178

234

96,5

267

Длина самолёта, м

178

55,2

45,08

61,2

Высота самолёта, м

7,7

17,7

9,05

17,6

Размах крыла, м

47,34

50,42

32,9

51,6

Площадь крыла, м2

329,8

338

112,3

339

Максимальная ширина фюзеляжа, м

6,1

6,1

3,34

6,1

Максимальная взлётная масса, т

200

263,6

72,58

273,3

Масса снаряженного, самолета, т

110,22

121,34

36,62

25,78

Максимальное число пассажиров

380

380

172

1405

Максимальная коммерческая нагрузка, т

41,73

45,91

18,72

55,67

Длительность полёта с максимальной коммерческой нагрузкой, км

5463

9950

4387

11100

Коммерческая нагрузка при максимальном запасе топлива, т

18,69

32

14,89

30,34

Дальность полета при максимальном запасе топлива

3427

11850

5828

15250

Крейсерская скорость, км/ч

870—950

875—950

813—924

870—925

Экипаж, чел.

3

3

2

2

Таблица 2 Военные самолёты фирмы “Макдониелл-Дуглас”.

Основные данные

Истребитель F-4E

Палубный штурмовик A-4M

Палубный истреби-

бомбардировщик F/A-18

Истребитель-бомбардировщик AV-8B

Истребитель F-15C

Истребитель-бомбардировщик F-16E

Первый полёт, год

1967

1970

1978

1978

1979

1986

Число и тип двигателей

2 ТРДФ

1 ТРД

2 ТРДДФ

1 ТРДД

(подъёмно- маршевый)

2 ТРДДФ

2 ТРДДФ

Тяга двигателя, кН

79,6

50

71,2

98,9

111

105

Длина самолёта, м

19,2

12,27

17,07

14,12

19,43

19,43

Высота самолета, м

5,02

4,57

4,66

3,55

5,63

5,63

Размах крыла, м

11,77

8,38

11,43

9,24

13,05

13,05

Площадь крыла, м2

49,2

24,16

37,16

21,37

56,5

56,5

Взлётная масса, т:

           

Нормальная

21,5

-

-

8,6 (при вертикальном взлёте)

20,18

-

Максимальная

26,3

11,11

16,65

(F-18)

22,3

(A-18)

13,49 (при взлете с разбегом)

30,84

36,74

Масса пустого самолёта, т

13,8

4,75

10,46

5,94

12,7

14,38

Боевая нагрузка, т

7,28

4,15

7,71

3,17

7,26

10,65

Максимальная скорость полета, км/ч

2300

1100

> 1915

1065

2650

-

Радиус действия, км

795—1260

630

740—1065

240 (при вертикальном взлёте), 1480 (при взлёте с разбегом)

750

-

Потолок, м

21000

14600

15240

-

19800

18300

Экипаж, чел.

2

1

1

1

1

2

Вооружение

Пушка 20 мм), 8—10 УР

2 пушки (20 мм), НАР, УР

Пушка (20 мм), НАР, 4 УР

Пушка (25 мм) или 2 пушки (30 мм), НАР, 4 УР

Пушка (20 мм), НАР, 8 УР

Пушка (20 мм), УР, бомбы

Рис. 1. Палубный штурмовик A-4 “Скайхоук”.

Рис. 2. Пассажирский самолет DC-8.

Рис. 3. Экспериментальный истребитель короткого взлета и посадки F-15S/MTD.

Рис. 4. Истребитель-бомбардировщик AV-8B “Харриер” II.

Рис. 5. Самолет-заправщик KC-10A “Экстендер”.

Рис. 6. Стратегический военно-транспортный самолет C-17.

Рис. 7. Широкофюзеляжный пассажирский самолет MD-11.

Рис. 8. Пассажирский самолет MD-83.

“Макдоннелл-Дуглас Геликоптер” (McDonnell Douglas Helicopter Company) — название (с 1985) вертолётостроительного отделения фирмы “Макдоннелл-Дуглас” (США), образованного после присоединения к ней в 1984 фирмы “Хьюз геликоптерс”.

макет (французское maquette, от итальянского macchietta — набросок) летательного аппарата — модель, воспроизводящая в натуральную величину проектируемый летательный аппарат. М. служит для объёмной отработки компоновки летательного аппарата в целом и отдельных его элементов, а также учёта эргономических, конструктивных, эксплуатационных и др. требований. Строится из дерева, металла, пластмасс с включением натурных элементов оборудования, систем и приборов. При этом точно копируются внешние очертания летательного аппарата, интерьер и оснащение всех кабин и приборных отсеков, эксплуатационного и аварийных выходов, люков и т. п. Особенно точно воспроизводятся рычаги, переключатели, кнопки управления и приборные панели на рабочих местах экипажа. М. даёт истинное представление о пространственном положении и взаимосвязи всех частей и элементов летательного аппарата. При невозможности или затруднительности (из-за размера, насыщенности) воспроизведения всех деталей на одном М. создаётся дополнительно система отдельных М. сложных узлов.

“Макки” (Macchi) — распространённое название итальянской авиастроительной фирмы “Аэрмакки”.

Максим (Maxim) Хайрем Стивенс (1840—1916) — американский изобретатель и предприниматель. В 1881 переехал в Великобританию, разработал ряд образцов автоматического оружия, в том числе станковый пулемёт. В конце 1880-х гг. заинтересовался авиацией, начал проводить эксперименты с крыльями, воздушными винтами, другими конструктивными элементами самолётов, а затем построил биплан больших размеров с двумя паровыми машинами мощностью по 134 кВт (высота самолёта 10 м, площадь крыльев 371,6 м2, размах 31,7 м, диаметр воздушных винтов 5,43 м, масса самолёта свыше 3600 кг; см. рис. в таблице II), Самолёт испытывался (с 1893) на рельсовой дорожке, причём для первоначальных опытов были установлены предохранит, брусья, ограничивающие подъём самолёта. Были предусмотрены устройства для измерения подъёмной силы. В 1894 во время одной из пробежек самолёт на скорости около 67 км/ч оторвался от колеи, разрушил ограждение и после остановки двигателей упал на землю, подломив крыло и один винт. После этого М. превратил работы по созданию самолёта, потребовавшие больших затрат, хотя и верил в большое будущее авиации.

Х. С. Максим.

“Максим Горький” — советский восьмимоторный агитационный самолёт конструкции А. И. Туполева (см. в статье Ту).

максимальная скорость — 1) М. с. в газе — скорость идеального газа Vm, соответствующая полному преобразованию его энтальпии в кинетическую энергию. Её значение вычисляется по формуле, получаемой из Бернулли уравнения при отсутствии массовых сил:

Vm = (2H)1/2

где H — энтальпия торможения (см. Торможения параметры). В аэро- и гидродинамике М. с. часто используется в качестве характерного масштаба скорости.

2) М. с. летательного аппарата — максимальное значение достижимой или допустимой по условиям эксплуатации скорости летательного аппарата. Достижимая М. с. в основном определяется аэродинамическим совершенством и тяговооружённостью (энерговооружённостью) летательного аппарата. Допустимая М. с. определяется необходимостью обеспечить безопасность полёта и ограничена обычно максимально допустимыми значениями скоростного напора q, Маха числа полёта M{{¥ }} или температуры аэродинамического нагревания. Ограничение по q обусловлено прочностью или жёсткостью авиационных конструкций. Выход за это ограничение может привести к разрушению летательного аппарата или его элементов, флаттеру или реверсу органов управления. Превышение некоторого значения M{{¥ }} может привести к потере устойчивости или управляемости летательного аппарата, помпажу двигателя или его самовыключению. Эксплуатационное значение М. с. устанавливается ниже минимального из допустимых значений М. с. с таким расчётом, чтобы надёжно исключить превышение этого значения по случайным причинам. М. с. зависит от конфигурации летательного аппарата, режима работы двигателя, угла наклона траектории и высоты полёта. На малых высотах М. с., как правило, ограничена по q, с ростом высоты может быть ограничена по M{{¥ }}.

Для самолётов М. с. часто называют установившуюся скорость прямолинейного полёта на максимальной или форсажной тяге двигателя. Для гражданских самолётов также устанавливается М. с. экстренного снижения на случай необходимости наискорейшего снижения с большой высоты в чрезвычайных обстоятельствах.

“Малайзия эрлайнс” (Malaysia Airlines) — национальная авиакомпания Малайзии. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Западной Европы, Азии, Африки, а также в Австралию и США. Основана в 1971. В 1989 перевезла 7,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 10,1 миллиард пассажиро-км. Авиационный парк — 49 самолётов.

“Малев” (MALEV, Magyar Legikozlekedesi Vallalat) — авиакомпания Венгрии, Осуществляет перевозки в страны Европы, Ближнего Востока и Северной Африки. Основана в 1946, до 1954 называлась “Машовлет”. В 1989 перевезла 1,4 миллионов пассажиров, пассажирооборот 1,52 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 22 самолёта.

малозаметный самолет — см. “Стелс” техника.

маневренность (французское manoevrer — приводить в движение, управлять, маневрировать, от латинского manu operor — работаю руками) летательного аппарата — способность летательного аппарата изменять положение в пространстве, скорость, высоту и направление полёта за определенный промежуток времени. Важнейшее качество для некоторых классов летательных аппаратов. Высокая М. даёт возможность истребителю занять тактически выгодное положение по отношению к самолёту противника, уклониться от атаки. Для спортивных пилотажных самолётов М. позволяет повысить качество выполнения фигур пилотажа. М. характеризуют угловыми скоростями поворота летательного аппарата относительно центра масс, ускорением при разгоне и торможении в горизонтальном полёте, скороподъёмностью, угловой скоростью и минимальным радиусом разворота (виража) в горизонтальной плоскости.

Характеристики движения летательного аппарата относительно центра масс зависят от эффективности органов управления и управляемости летательного аппарата. М. в траекторном движении определяется модулем и направлением вектора перегрузки n, компонентами которого являются продольная и нормальная перегрузки nx и ny. Через эти характеристики выражаются ускорение ax в горизонтальном полёте (ax = g0nx где g0 — ускорение свободного падения), энергетическая скороподъёмность Vy* (Vy* = Vnx, V — скорость полёта), угловая скорость {{w }} и радиус разворота R [{{w }} = g0(ny2 — 1)1/2/V, R = V2/ g0(ny2 — 1)1/2]. При фиксированных значениях скорости и высоты полёта в плоскости (nx, ny) существует область значений вектора перегрузки (рис. 1), соответствующих различным сочетаниям угла атаки, режима работы двигателей, положений аэродинамических органов управления, створок реактивных сопел и т. д. У этой области имеется ряд характерных точек, которые являются частными показателями М. Точки а и а' определяют предельные значения продольной перегрузки горизонтального полёта при разгоне и торможении. Точка б соответствует максимальной перегрузке установившегося разворота. В точке в достигается максимальное значение нормальной перегрузки и, следовательно, максимальное значение мгновенной угловой скорости разворота. Максимальное торможение обеспечивается в точке г.

Основными характеристиками М. являются максимальная нормальная перегрузка и перегрузка установившегося разворота. Именно они определяют угловые скорости разворота и его радиус. Однако область возможных угловых скоростей разворота на заданной высоте ограничена (рис. 2). Левая граница области (кривая 1) определяется допустимым углом атаки или максимальным значением подъёмной силы. Правая граница (кривая 2) обусловлена ограничениями по прочности конструкции или по эксплуатационной перегрузке. Максимальная угловая скорость разворота достигается в точке пересечения границ (для истребителей 70—80-х гг. эта точка находится в диапазоне значений Маха чисел полёта M{{¥ }} = 0,7—0,9), Область допустимых угловых скоростей делится на две части кривой 3 — линией установившихся разворотов. Выше этой линии (в области I) манёвры могут совершаться только с потерей удельной энергии летательного аппарата, ниже (область II) — с её сохранением или увеличением (например, боевой разворот с сохранением значения горизонтальной скорости может быть выполнен только в области II возможных угловых скоростей). Расширение границ области допустимых угловых скоростей разворота является важнейшей задачей проектирования манёвренного самолёта. Она может быть обеспечено использованием новых технических и конструктивных решений и соответствующим выбором основных параметров летательного аппарата (площади крыла и тяги двигателя).

К мероприятиям, направленным на увеличение М. летательного аппарата, относятся: повышение степени механизации крыла, что улучшает его эффективность в широком диапазоне режимов полёта; совершенствование аэродинамической схемы летательного аппарата, в частности в сторону уменьшения запаса продольной статической устойчивости (см. Степень устойчивости) и переход к статически неустойчивым компоновкам на основе внедрения систем улучшения устойчивости и управляемости (повышения степени автоматизации управления), что позволяет расширить область безопасных углов атаки и скольжения и, следовательно, угловых скоростей разворота; сочетание аэродинамических и газодинамических (отклоняемые сопла на истребителях) принципов управления (см. Управление вектором тяги); уменьшение аэродинамического сопротивления летательного аппарата путем совершенствования его формы и улучшения качества поверхности. Для улучшения характеристик торможения самолёта применяются воздушные тормоза; в перспективе большой эффект может дать использование в полёте реверсивных устройств.

Следует отметить, что в ряде случаев М. ограничивается физиологическими возможностями лётчика, поэтому большое внимание при проектировании истребителей уделяется улучшению условий работы лётчика и созданию специальных технических средств, повышающих физиологический предел перегрузки (противоперегрузочный костюм, отклоняемое кресло, управление режимом дыхания).

Б. К. Давидсон.

Рис. 1. Область допустимых перегрузок

Рис. 2. Область допустимых угловых скоростей разворота.

маневренные нагрузки — нагрузки на летательный аппарат и его отдельные части при манёврах в полёте, связанных с отклонениями органов управления. М. н. являются, как правило, основным видом нагрузок, на случай действия которых должна быть обеспечена необходимая статическая прочность частей конструкции (крыла, фюзеляжа, вертикального и горизонтального оперения, элеронов, рулей высоты и направления). Для тяжёлых самолётов близкие к М. н. значения нагрузок на конструкцию летательного аппарата могут иметь место в случаях нагружения его при полёте в неспокойном воздухе. Расчётные случаи, в которых производится определение М. н. на летательный аппарат, задаются Нормами прочности. При этом различают случаи симметричных манёвров, связанных с отклонением руля высоты, и несимметричных манёвров, связанных с отклонением элеронов и руля направлении. Рассматривается достаточно большое количество расчётных случаев, чтобы охватить все возможные в условиях эксплуатации маневры летательных аппаратов.

манометр (от греческого manos — редкий, неплотный и metreo — измеряю) — прибор или установка для измерений давления или разности давлений. М. является частью измерительных средств, применяемых на летательных аппаратов (см. Приемники давлений) испытательных стендах, в аэродинамическом эксперименте и т. д. В зависимости от назначения М. разделяются на дифференциальные (для измерений разности давлений), М. абсолютного давления, М. избыточного давления (для измерений разности между абсолютным значением измеряемого давления и абсолютным давлением окружающей среды), вакуумметры.

М. состоит из устройств: воспринимающего давление, преобразующего его в другую физическую величину (перемещение, силу, электрический сигнал и др.) и отсчётного, или регистрирующего. Различают М.: жидкостные, основанные на уравновешивании измеряемого давления или разности давлений давлением столба жидкости; грузопоршневые, основанные на уравновешивании измеряемого давления давлением, создаваемым массой поршня, грузоподъёмного устройства и грузов (с учётом сил жидкостного трения); электрические, основанные на зависимости электрических параметров преобразователя от измеряемого давления; деформационные, основанные на зависимости деформации чувствительного элемента или развиваемой им силы от измеряемого давления (делятся на 3 основных вида: мембранные, сильфонные, трубчато-пружинные). При измерениях аэродинамических наиболее употребительны электрические деформационные М., в которых деформация чувствительного элемента преобразуется в электрический сигнал (в этом случае чувствительный элемент соединён с параметрическим преобразователем — тензорезисторным, индуктивным, потенциометрическим, ёмкостным и т. д.).

В аэродинамическом эксперименте применяются как одноточечные, так и многоточечные М. (измеряют давление в ряде точек одновременно). Многоточечные М. подразделяются на батарейные, или групповые, представляющие набор одиночных М., и М. с коммутаторами пневмотрасс. Один коммутатор позволяет последовательно подсоединять к преобразователю давления от нескольких десятков до нескольких сотен пневмотрасс (чаще всего 48 пневмотрасс); см. рис. 2 к статье Измерения аэродинамические.

Лит.: Петунин А. И., Измерение параметров газового потока, М., 1974.

В. В. Богданов.

Манучаров Андрей Арсенович (р. 1917) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1967), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1967). Окончил школу лётчиков при аэроклубе МАИ (1937), МАИ (1940). Участник Великой Отечественной войны. В 1944—1975 лётчик-испытатель НИИ ВВС. Проводил государственные испытания опытных самолётов конструкции А. И. Микояна, П. О. Сухого, А. И. Туполева, А. С. Яковлева (в том числе на критических режимах полёта). Летал на самолётах свыше 100 типов. С 1975 заместитель начальника Летно-исследовательского института. Ленинская премия (1967), Государственная премия (1975). Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Трудового Красного Знамени, 4 орденами Красной Звезды, медалями.

А. А. Манучаров.

Маресьев Алексей Петрович (р. 1916) — советский лётчик, майор, кандидат исторических наук (1956), Герой Советского Союза (1943). В Советской Армии с 1937. Окончил Батайскую военную авиационную школу (1940). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром звена, штурманом истребительного авиаполка. Сбил в начале войны 4 самолёта противника. В марте 1942 в неравном воздушном бою самолёт М. был подбит. Тяжело раненный М. посадил повреждённый самолёт в тылу противника. 18 суток пробирался к своим войскам. После ампутации голеней обеих ног освоил протезы и снова стал летать, сбил ещё 7 самолётов противника. Совершил 86 боевых вылетов. Подвиг М. описан в книге Б. Полевого “Повесть о настоящем человеке”. В 1944—1946 — в Управлении высших учебных заведений ВВС. С 1956 ответственный секретарь, с 1983 1-й заместитель председателя Советского комитета ветеранов войны. Народный депутат СССР с 1989. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Дружбы народов, Красной Звезды, медалями. Его именем названа одна из малых планет.

Соч.: На Курской дуге, М., 1960.

Лит.: Дороднов Е., А. П. Маресьев, в кн.: Подвиги их бессмертны, Хабаровск, 1975.

А. П. Маресьев.

“Мартин” (Glenn L. Martin Co.) — авиационная фирма США. Основана в 1917 конструктором и пилотом Г. Мартином. В 1961 вошла в качестве отделения в состав образовавшейся фирмы “Мартин Марнетта” (Martin Marietta). В годы Первой мировой войны разработала первый американский двухмоторный бомбардировщик МВ-1 (первый полёт в 1918). В дальнейшем создала бомбардировщики В-10 (1933) к В-26 “Мародер” (1940, построено 5150), летающие лодки, в том числе патрульную РВМ “Маринер” (1939), военно-транспортный JRM “Марс” (1942), противолодочную Р5М “Марлин” (1948). В 50-х гг. строила по лицензии бомбардировщик Инглиш электрик “Канберра” (под обозначением В-57), разработала его разведывательный вариант RB-57 с увеличенным размахом крыла. Из гражданских самолётов фирмы наиболее известны летающая лодка 130 “Чайна клиппер” для трансокеанских перелётов (1935), пассажирские самолёты 2-0-2 (1946) и 4-0-4 (1949).

В середине 50-х гг. переключилась на разработку ракетно-космических систем. Создала крылатые ракеты наземного базирования “Матадор” (1950, дальность полёта 800 км) и “Мейс” (1956, 1045 км), ракету-носитель “Авангард” (1957), МБР “Титан” (1959) и MX “Пискипер” (1983), баллистическую ракету средней дальности “Першинг” (1960). Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице на стр. 328.

В. В. Беляев

Таблица — Самолеты фирмы “Мартин”.

Основные данные

Бомбардировщик В-26В

Летающие лодки

Пассажирский 4-0-4

JRM

PBM-3

P5M-2

Первый полёт, год

1941

1942

1942

1953

1949

Число и тип двигателей

2 ПД

4 ПД

2 ПД

2 ПД

2 ПД

Мощность двигателя, кВт

1490

2240

1270

2530

1790

Длина самолёта

17,75

35,67

23,5

30,66

22,7

Высота самолёта, м

6,55

-

5,33

10,1

8,61

Размах крыла, м

21,64

61,26

36

36,03

28,4

Площадь крыла, м2

61,22

342,4

123,5

131

80,3

Взлетная масса, т

         

Нормальная

16,87

63,5

-

-

-

Максимальная

17,33

74,85

27,35

34,76

20,4

Масса пустого самолёта, т

11,47

-

-

22,45

13,2

Боевая (коммерческая) нагрузка, т:

         

Нормальная

1,82

-

-

-

-

Максимальная

2,36

-

1,8

5,46

5,25

Максимальная скорость полёта, км/ч

480

380

315

405

500

Максимальная дальность полёта, км

1930

-

3700

3300

1500

Потолок, м

6100

-

5180

6800

-

Экипаж, чел.

5

14

7—9

7—11

3—4

Число десантников (пассажиров)

-

132

-

-

44

Вооружение

12 пулемётов (12,7 мм), бомбы

-

6—8 пулемётов (12,7 мм), глубинные бомбы, торпеды

2 пушки (20 мм), лубинные бомбы, торпеды, мины

-

маршевый двигатель — двигатель составной силовой установки, обеспечивающий длительный полёт летательного аппарата. На самолёте вертикального (короткого) взлёта и посадки с составной силовой установкой взлёт и разгон до некоторой скорости обеспечивается совместной работой подъёмных двигателей и М. д. После кратковременной работы подъёмные двигатели выключаются, и полёт самолёта обеспечивается М. д. Например, силовая установка экспериментального самолета вертикального взлета и посадки Дассо “Мираж” III-V (Франция, 1965) состояла из М. д. TF-106 и 8 подъемных двигателей RB-162.

маска кислородная — см. в статье Высотное снаряжение.

масла авиационные — жидкости, применяемые для смазки двигателей и редукторов силовых установок летательных аппаратов. М. а. служат для уменьшения трения и износа деталей, отвода от них теплоты, предохранения от коррозии, удаления твёрдых частиц износа из зоны трения. М. а. работают при разных режимах трения, высоких температурах, нагрузках, скоростях, в контакте с различными конструкционными материалами, в условиях высокой аэрации, вследствие чего к ним предъявляются жёсткие требования. М. а. должны обладать высокой термической и термоокислительной стабильностью, хорошими смазывающей способностью и вязкостно-температурными свойствами, низкими испаряемостью и температурой застывания, высокими теплоёмкостью, температурой вспышки к самовоспламенения, низкой агрессивностью к авиационным конструкционным материалам и малой вспениваемостью.

М. а. делятся на минеральные (нефтяные) и синтетические, для поршневых и газотурбинных двигателей. В качестве минеральных М. а. используются дистиллятные фракции высококачественных нефтей (дистиллятные масла) и продукты, получаемые очисткой остатков, образующихся при перегонке мазута (остаточные масла). Для обеспечения требуемых свойств масла подвергаются очистке. В отечественной нефтехимической промышленности применяют в основном два способа очистки — химический и физический. К химическим способам относится очистка серной кислотой (масла серии МКК), к физическим способам — очистка селективными растворителями и отбеливающими землями (масла серии МС).

В качестве основы синтетических масел широко применяются сложные эфиры моноспиртовых и двухосновных кислот, эфиры многоатомных спиртов и синтетических жирных кислот, синтетические углеводороды, силиконовые жидкости и др. Используются также смешанные основы масел. Синтетические М. а., несмотря на их значительно большую стоимость по сравнению с минеральными маслами, всё более широко используются в силовых установках летательных аппаратов, что объясняется главным образом прогрессирующим ростом теплонапряжённости авиадвигателей и, как следствие, необходимостью применения в них более термостабильных масел, чем минеральные. Синтетические масла могут бессменно работать в течение всего межремонтного срока службы двигателя и упростить эксплуатацию летательного аппарата. Для улучшения свойств масел в них вводятся различные присадки, улучшающие их физико-химические и эксплуатационные свойства: антиокислительные, загущающие, протизозадирные, противоизносные, антикоррозионные, антипенные, моющие и т. п.

Для смазки поршневых авиационный двигателей используются остаточные или компаундированные нефтяные масла МС-14, МС-20, МК-22 и МС-20С с вязкостью 15—25 мм2/с при 100{{°}}С. В турбореактивных двигателях применяются маловязкие нефтяные масла МК-8, МК-8П, МС-8П, МС-8РК и синтетические масла ИПМ-10, ВНИИНП 50-1-4ф, ВНИИНП 50-1-4у, 36/1Ку-A, ПТС-225, ВТ-301. Масла МК-8 и МК-8П дистиллятные, из малосернистых нефтей, стабильны до 120—140{{°}}С: Применяются в турбореактивных двигателях для дозвуковой и сверхзвуковой авиации. Масла МС-8П и МС-8РК дистиллятные, из сернистых нефтей, содержат антиокислительную противоизносную и антикорроззийную присадки, стабильны до 150{{°}}С. Масло МС-8РК обладает лучшими защитными свойствами по сравнению с маслом МС-8П. Применяется в турбореактивных двигателях дозвуковых и сверхзвуковых самолётов невысокой тепловой напряжённости. Масло ИПМ-10 углеводородное, содержит антиокислительную, противоизносную и антикоррозионную присадки, обладает хорошими вязкостно-температурными свойствами, стабильно до 200{{°}}С. Широко применяется в теплонапряжённых турбореактивных двигателях до- и сверхзвуковых самолётов. Масло ВНИИНП 50-1-4ф на основе сложных эфиров (диоктилсебацината) содержит антиокислительную и противоизносную присадки, имеет хорошие низкотемпературные свойства, стабильно до 175{{°}}С. Масло ВНИИНП 50-1-4у содержит повышенное (по сравнению с ВНИИНП 50-1-4Ф) количество антиокислительных присадок и антикоррозийную присадку, стабильно до 200{{°}}С. Применяется аналогично маслу ИПМ-10. Масло 36/1Ку-А на основе смешанных сложных эфиров диэтиленгликоля и пентаэритрита содержит антиокислительную и противозадирную присадки, обладает высокой смазывающей способностью, стабильно до 200{{°}}С. Масло ПТС-225 на основе сложных эфиров пентаэритрита содержит большой комплекс различных присадок, стабильно до 225{{°}}С. Предназначено для турбореактивных двигателей высокой тепловой напряжённости, может применяться в современных теплонапряженных турбовинтовых двигателях, турбовинтововентиляторных двигателях, газотурбинных двигателях и редукторах вертолётов. Применяется втурбореактивн двигател сверхзвуковых самолётов. Масло ВТ-301 фторсиликоновое, обладает высокой термоокислительной стабильностью (до 250{{°}}С). Предназначено длятурбореактивн двигател высокой теплонапряжённости.

В турбовентиляторных двигателях с высоконагруженным редуктором должны применяться масла с высокой несущей способностью. Это требование предопределило использование в турбовентиляторных двигателях более вязких масел, чем в турбореактивных двигателях. Для смазки турбовигтовых двигателей употребляются масла трёх типов: смеси дистиллятных (МС-8П, МС-8РК) и остаточных (МС-20, МК-22) масел в различных сочетаниях, загущённые нефтяные и синтетические масла. Так, в двигателях АИ-20 применяется смесь СМ-4,5 с вязкостью 4,5 мм2/с при 110{{°}}С, состоящая из 75% масла МС-8П (или МС-8РК) и 25% МС-20 (или МК-22), в более мощных двигателях HK-12 — СМ-11,5 (25% МС-8П или МС-8РК и 75% МС-20). Для использования в качестве единого в обоих типах двигателей разработано минеральное загущенное масло МН-7,5у. Смеси СМ-4,5 и СМ-11,5 с включением в них масла МС-8П стабильны до 150 °С. Масло АШ-7,5у дистиллятное, из сернистых нефтей, содержит загущающие, антнокислительую, противозадирную, противоизносную и антикоррозийную присадки, стабильно до 150{{°}}С.

Силовая установка вертолётов имеет, как правило, две раздельные маслосистемы: турбокомпрессорной части и редуктора. Для смазки турбокомпрессорной части силовой установки могут применяться те же сорта масел, что и для смазки ТРД. Двигатели вертолётов Ми-6 и Ми-10, например, смазываются дистиллятнымн маслами МС-8П и МС-8РК. В редукторах же этих вертолетов в летнее время применяется смесь СМ-11,5, а в зимнее время смесь равных количеств дистиллятных и остаточных масел. В вертолётах Ми-2 и Ми-8 для смазки двигателя и редуктора используются синтетические масла ЛЗ-240 и Б-ЗВ. Они вырабатываются на основе пентаэритритовых эфиров синтетических жирных кислот C5—C9. Масло ЛЗ-240 содержит также противоизносную и антикоррозийную присадки. Масло Б-ЗВ содержит антиокислитильную и противозадирную присадки, обладает высокой смазывающей способностью. Масла ЛЗ-240 и Б-ЗВ стабильны до 200{{°}}С.

В. В. Горячев.

Масленников Михаил Михайлович (1901—1981) — советский учёный в области теории авиационных двигателей, профессор (1935). Доктор технических наук (1947), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1965). Окончил МВТУ (1926), работал в Центральном институте авиационного моторостроения. В 40—50-х гг. под руководством М. разработаны теоретические основы авиационных турбопоршневых двигателей лёгкого топлива и создан такой двигатель с рекордными удельными показателями. Автор ряда курсов теории авиационных двигателей. Государственная премия СССР (1951). Награждён орденом Ленина, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями.

масляная система авиационного двигателя — система, главными функциями которой являются смазка и охлаждение узлов трения двигателя. В поршневых двигателях смазка способствует также герметизации рабочего пространства над поршнем. В некоторых случаях масло М. с. используется также для смазки подшипников агрегатов двигателя 6 (см. рис.) и в качестве рабочей среды для сервомеханизмов органов управления двигателем, шагом воздушного винта и флюгированием винта. Кроме того, с помощью М. с. контролируется техническое состояние двигателя по содержанию металла в пробах масла или на магнитных детекторах и фильтрах и по изменению параметров М. с. в эксплуатации, М. с. содержит масляный бак 3, нагнетающий 2 и откачивающие 7 насосы, теплообменники 8, фильтры, приводные центробежные воздухоотделители 9, суфлёры-сепараторы, перепускные 1 и запорные клапаны, магнитные детекторы, датчики указателей температуры и давления масла, сигнализаторы наличия стружки металла в масле, минимально допустимого перепада давления на фильтре и минимально допустимого давления масла в системе.

В авиационных двигателях применяются М. с. трех типов: с “холодным” баком (теплообменник установлен в магистрали откачки-масла), с “горячим” баком (теплообменник установлен в магистрали нагнетания масла) и с короткозамкнутым циркуляционным контуром (бак служит только для подпитки). В М. с. второго типа условия для отделения воздуха из откачиваемой масло-воздушные смеси более благоприятные, но в связи с высокими температурами масла на выходе в современных двигателях это преимущество стало несущественным. М. с. третьего типа более живуча, в ней быстрее прогревается масло при запуске, но она сложнее из-за необходимости применять дополнительный подкачивающий насос 10 и центробежный воздухоотделитель.

Все М. с. автономны. Начиная с определенной высоты полёта, в М. с. поддерживается избыточное давление на уровне, превышающем потери давления на входе в насосы. Это обеспечивается с помощью баростатического и пружинного клапанов в системе суфлирования, сообщающей масляные полости двигателя с атмосферой для выпуска воздуха.

М. с. подразделяются на системы с регулируемым и нерегулируемым давлением. В системе с регулируемым давлением оно поддерживается постоянным, начиная с малых частот вращения двигателя. В системе нерегулируемым давлением оно зависит от частоты вращения двигателя. В М. с. авиационных двигателей применяются в основном шестерные насосы. В малоразмерных газотурбинных двигателях распространены героторные насосы (с шестернями внутреннего зацепления, оси которых смещены одна относительно другой). Благодаря малым потерям на входе героторные насосы могут работать при частоте вращения, в 2—3 раза большей по сравнению с обычными шестерёнными насосами, Следовательно, при одинаковой подаче их габаритные размеры меньше. Так как суммарная подача откачивающих насосов в несколько раз превышает прокачку масла через двигатель, они откачивают одновременно воздух, проникающий в полости опор через их уплотнения. Для обеспечения стабильной работы нагнетающего насоса этот воздух отделяется от откачиваемой масловоздушной смеси на выходе из откачивающих насосов посредством приводного центробежного воздухоотделителя или с помощью размещаемого в баке неподвижного воздухоотделителя центробежного типа.

Высокая тонкость очистки масла достигается как его центрифугированием, так и фильтрованием. Однако фильтрование оказалось более простым и надёжным по сравнению с центрифугированием. В качестве фильтрующего материала для масляных фильтров тонкой очистки применяются сетки полотняного плетения из металлических или стеклянных волокон, Гофрированные фильтроэлементы обладают в 3 раза большей пропускной способностью по сравнению с фильтроэлементом в виде набора сетчатых дисков при равных габаритных размерах. Введение более тонкого фильтрования потребовало размещения фильтра тонкой очистки масла на его выходе из двигателя, где вязкость масла ниже, и применения сменных фильтроэлементов в связи с трудностями, возникающими при их очистке.

Проникающий через уплотнения в полости опор 5 главных подшипников воздух наддува образует масловоздушную смесь, которая отводится через систему суфлирования, охватывающую также бак и коробку привода агрегатов, к установленному на ней приводному центробежному суфлеру-сепаратору. В этом агрегате масловоздушная смесь разделяется, причём масло направляется обратно в М. с., а отделённый воздух выпускается в атмосферу через выходное устройство двигателя. Существуют также системы суфлирования полостей опор главных подшипников через полый вал компрессора низкого давления или с помощью откачивающих насосов.

Для определения точного уровня масла в баке без открывания его горловины и при неработающем дистанционном уровнемере в стенке бака монтируется мерное стекло. В зависимости от назначения летательного аппарата бак оборудуется отсеками, сообщёнными с системой флюгирования лопастей воздушного винта трубопроводом, и устройством для забора масла и суфлировання бака при разных положениях летательного аппарата в полете или под воздействием отрицательных инерционных перегрузок. Для обеспечения пожарной безопасности на наружную поверхность бака наносится теплоизоляционный слой.

Размещение насосов, фильтров, теплообменников, клапанов, сигнализаторов и датчиков давления и температуры на одной стенке коробки приводов позволяет сообщить их внутренними каналами. При этом отпадает потребность в масляных трубах, их креплениях и уплотнениях, что ведёт к значит, снижению массы и повышению надёжности. Для уверенности в том, что через форсунки 4 главных подшипников проходит нужный объём масла, необходимо, чтобы указатель давления масла показывал превышение его над давлением в полостях опор этих подшипников.

Лит.: Бич М. М., Вейнберг Е. В., Сypнов Д. Н., Смазка авиационных газотурбинных двигателей, М., 1979.

Л. И. Франкштейн.

Схемы масляных систем основных типов: а — с “холодным” баком; б — с “горячим” баком; в — с короткозамкнутым циркуляционным контуром.

массовые силы в аэро- и гидродинамике — силы, пропорциональные массе жидкости, заключённой в элементе объёма, и не зависящие от существования соседних объёмов жидкости. Если обозначить через F вектор М. с., отнесенный к единице массы, то к элементу объёма d{{t }}, в котором заключена жидкость с плотностью {{r }}, будет приложена М. с. F{{r }} d{{t }}.

В гидродинамике наиболее важным примером М. с. является сила тяжести; для гравитационного поля Земли вектор F = g, причём вектор ускорения свободного падения g считается не зависящим от времени и направлен вертикально вниз. Сила тяжести существенна в задачах гидростатики, связанных с равновесием покоящейся жидкости, при анализе образования и распространения поверхностных волн, при движении воды в каналах, руслах рек и т. д. В аэродинамических задачах, связанных с обтеканием летательного аппарата или движением рабочего тела в воздушно-реактивным двигателе, силой тяжести воздуха (газа), как правило, пренебрегают.

Второй тип М. с. — силы инерции (такие, как центробежная и сила Кориолиса), которые действуют на все элементы массы, если их движение рассматривать в системе координат, движущейся с ускорением. Этот тип М. с. широко используется при исследовании обтекания лопастей винтов, лопаток компрессоров и турбин, в астрофизических задачах (например, движение атмосфер планет) и т. д. Третий тип М. с. — электромагнитные силы в жидкости, несущей электрический заряд, или в жидкости, через которую пропущен электрический ток. Задачи с учётом М. с. этого рода рассматриваются в магнитной гидродинамике (см. Электромагнитные явления в гидродинамике).

В. А. Башкин.

Мах (Масh) Эрнст (1838—1916) — австрийский физик и философ. Окончил Венский университет. Экспериментально изучал особенности обтекания тел при их движении со сверхзвуковыми скоростями и впервые осуществил визуализацию течения с помощью интерферометра Маха — Цендера, что позволило ему открыть образование в потоке ударных волн. В сверхзвуковой аэродинамике с именем М. связан ряд величин и понятий: Маха число, конус Маха, угол Маха, линия Маха и др.

Маха конус (по имени Э. Маха), характеристический конус, — область поля сверхзвукового течения, в которой распространяются бесконечно малые возмущения давления от точечного источника возмущений. Если в однородной сжимаемой среде со сверхзвуковой скоростью V движется точечный источник возмущений P, то при своём движении он порождает бесконечно малые возмущения давления, которые распространяются в среде со скоростью звука a. Расположение зон возмущающего течения для четырёх последовательных моментов времени показано на рис. Поскольку V > a, то возмущения, вызванные источником P в положениях 3, 2, 1 и 0, не могут догнать и обогнать источник P в положении 4. Таким образом, все возмущения будут распространяться в потоке внутри конуса с вершиной в точке P и углом полураствора {{m }}, называемом углом Маха и определяемым по формуле sin{{m }} = a/V = 1/M, где M — Маха число. Линия PA называется линией, или волной Маха; она является огибающей поверхностью передних фронтов звуковых волн, и на ней возмущения расположены наиболее плотно, так как все звуковые волны находятся в одной и той же фазе колебания — в фазе сжатия. Поверхность М. к. служит естественной границей, разделяющей всё пространство на две области — невозмущённую и возмущенную. Эта концентрация возмущений внутри М. к. определяет многие особенности аэродинамики больших скоростей.

Источником малых возмущений практически может служить любое малое препятствие, например риска или бугорок на обтекаемой поверхности. В сверхзвуковом потоке от каждого малого препятствия отходит волна Маха, ограничивающая область распространения вызванных этим препятствием возмущений. Это свойство используется в оптических методах исследования течений около тела, путём нанесения рисок на его поверхность.

В. А. Башкин.

Конус Маха.

Маха число — безразмерная величина M, равная отношению скорости движущейся среды V к местной скорости звука a: M = V/a. Характеризует влияние сжимаемости среды; названо по имени Э. Маха, который экспериментально изучал особенности сверхзвуковых течений и использовал указанную величину в качестве одного из подобия критериев. При исследовании обтекания летательного аппарата как один из критериев подобия используется число Маха полёта M{{¥ }}, вычисляемое по параметрам невозмущающим телом (на бесконечности) набегающего потока и характеризующее режим обтекания в целом; дозвуковой (M{{¥ }} < 1), трансзвуковой (|M{{¥ }} — 1| < < 1), сверхзвуковой (M{{¥ }} > 1) и гиперзвуковой (M{{¥ }} > > 1). Каждый из этих режимов имеет свои специфические особенности. Например, при безотрывном обтекании профиля однородным потоком идеальной жидкости сопротивление его на дозвуковом режиме равно нулю (Д'Аламбера — Эйлера парадокс), однако на всех других режимах в поле течения образуются ударные волны, в которых кинетическая энергия необратимым образом переходит в тепловую, и вследствие этого профиль обладает конечным сопротивлением аэродинамическим. При обтекании тела дозвуковым потоком в некоторых точках (в каком-либо месте) вблизи его поверхности скорость потока может достигать скорости звука. Минимальное значение М. ч. невозмущающего потока, при котором местное М. ч. становится равным единице, называют критическим числом Маха М. Кроме того, обтекание тела сверх- и гиперзвуковым потоком не исключает возможность образования локальных дозвуковых областей течения, например, область течения между отошедшей ударной волной и поверхностью затупленного тела в окрестности его вершины. Поэтому при экспериментальных исследованиях необходимо выдерживать моделирование по М. ч.

М. ч. как безразмерная газодинамическая переменная определяется по местной скорости потока и местной скорости звука, и знание поля М. ч. позволяет понять особенности исследуемого течения. Режим обтекания тела зависит от его скорости V{{¥ }} относительно среды и скорости звука a, в рассматриваемой среде, например для воздуха при температуре T = 15{{°}}С и нормальном давлении a{{¥ }} = 340,6 м/с, а для воды a{{¥ }} = 1470 м/с. При установившемся движении тела в атмосфере со скоростями V{{¥ }} < 100 м/с (360 км/ч) M{{¥ }} < 0,3 и влияние сжимаемости воздуха очень мало: максимальное различие в значениях газодинамических переменных, вычисленных без и с учётом сжимаемости, не превышает 4%. Поэтому при M{{¥ }} < 0,3 воздух можно рассматривать как несжимаемую жидкость. При движении тела в воде в том же диапазоне скоростей М. ч. M{{¥ }} < 0,07, и для всех обычных видов течения воды влияние сжимаемости пренебрежимо мало.

В. А. Башкин.

маховое движение лопастей — колебательное движение лопастей несущего винта (НВ) около его горизонтального шарнира (ГШ), возникающее вследствие переменности аэродинамических сил и моментов, действующих на лопасть в полёте с горизонтальной скоростью или по наклонной траектории. Переменность аэродинамических сил обусловлена тем, что скорость обтекающего сечение лопасти потока за один её оборот изменяется от максимальной, равной сумме окружной скорости {{w }}R и скорости полёта V, до минимальной, равной их разности (см. рис.). Угол взмаха лопасти отсчитывают от плоскости вращения до оси лопасти. При жёстком (без шарниров) креплении лопастей возникают большие переменные изгибающие моменты на лопасти и большой момент крена на втулке НВ. Для устранения отрицательных влияний этих моментов лопасть крепится к втулке с помощью ГШ, момент на котором равен нулю. Маховое движение лопасть совершает под действием подъёмной силы, переменной в плоскости, проходящей через ось вращения НВ (плоскость тяги винта перпендикулярна плоскости вращения). При наличии ГШ на режиме висения угол взмаха лопасти постоянен и совпадает с углом конусности a0. Нарастание скорости потока, обтекающего лопасть при её вращении от заднего по полёту положения к переднему, вызывает подъём лопасти вверх, а при дальнейшем её повороте и уменьшении скорости обтекания — опускание лопасти вниз. В результате сметаемая поверхность оказывается отклонённой от плоскости вращения назад (по отношению к направлению полёта) на угол a1. Наличие М. д. л. вызывает увеличение углов атаки сечений лопасти в передней по полёту части диска винта и уменьшение — в задней. Такое изменение углов атаки приводит к наклону сметаемой поверхности вбок, в сторону лопасти, идущей вперёд, на угол b1. В случае жёсткого крепления лопастей к втулке (т. н. жёсткий несущий винт) маховое движение всей лопасти отсутствует, а её конец совершает колебания относительно плоскости вращения за счёт изгибных деформаций. В случае крепления лопастей посредством упругих элементов (так называемый бесшарнирный винт с упругим креплением) М. д. л. ограничивается жёсткостью упругого элемента и совершается за счёт его изгибных деформаций. Такие НВ получили широкое распространение, особенно для вертолётов с небольшой массой (до 5000—6000 кг) вследствие значительной конструктивной простоты втулки и удобства технического обслуживания и эксплуатации.

Лит.: Гессоу А., Мейерс Г., Аэродинамика вертолета, пер. с англ., М., 1954; Вертолеты. Расчет и проектирование, т. 1 — Аэродинамика, М., 1966; Теория несущего винта, М., 1973; Акимов А. И., Аэродинамика и летные характеристики вертолетов, М., 1988.

Е. С. Вождаев.

Маховое движение лопастей: скорости обтекания лопасти в режиме висения (1) и при горизонтальном полёте (2). Длины стрелок пропорциональны скоростям обтекания лопасти.

маховское отражение ударной волны — один из основных типов отражения ударных волн при их взаимодействии друг с другом или с твёрдой поверхностью. Характер отражения ударной волны 1 (см. рис.) от стенки зависит от угла падения {{a }} и интенсивности волны. При достаточно малых {{a }} возникает регулярное отражение 2, которое с увеличением {{a }} переходит в маховское (поэтому М. о. иногда называют также нерегулярным, или !!неправильным отражением). М. о. характеризуется более сложной, чем при регулярном отражении, волновой структурой, включающей кроме падающей и отражённой ударных волн, ещё ударную волну Маха 4 и тангенциальный разрыв 3, причем все они пересекаются в одной точке (так называемой тройной точке).

Регулярное (а) и маховское (б, в) отражения ударных волн: а, б — нестационарная картина; в — стационарная картина.

махолет, орнитоптер, — летательный аппарат, крылья которого выполнены машущими с имитацией движения крыльев птицы или крыльев насекомого. Буквально орнитоптер означает “птицекрыл” (от греческого {{ó}}rnis, родительный падеж {{ó}}rnithos — птица и pter{{ó}}n — крыло). Это название относится к М., действие крыльев которых напоминает движение крыла птицы. Орнитоптер или “прямокрыл” (от греческого orth{{ó}}s — прямой и pter{{ó}}n — крыло) — название тех аппаратов, которые используют для получения подъемной силы прямой “удар” плоскостью крыла при взмахе вниз. Взмах вверх у них является пассивным, поэтому крылья ортоптера выполнены поворотными, складывающимися (в виде створок) или снабжаются клапанами. Кпд машущего крыла, по мнению В. П. Ветчинкина, соответствует 0,8—0,9 и приближается к кпд воздушного винта. Поэтому многие конструкторы исследовали возможность мускульного полёта на М. Первым известным проектом М. является предложенный Леонардо да Винчи проект орнитоптера (см. рис. в таблице I), приводимого в действие силой человека. В 1913 в России М. Д. Смурнов построил М. с моторным приводом. В 1934 в Осоавиахиме был организован Комитет но изучению гребного (машущего) полёта, координировавший работы по М. Моторные М. строили Д. В. Ильин (1958), А. В. Шиуков (1963). Однако в основном были построены мускульные М., авторы — А. В. Шиуков (1908), Б. И. Черановский (БИЧ-16, 1934; БИЧ-18, 1937, см. рис. 1), В. Е. Татлин (1931), М. Г. Ляхов (1956, 1978), С. А. Топтыгин (“Икар”, 1958, 1959, 1962, 1972, см. рис. 2), В. М. Топоров (“Истина”, 1987). Большой теоретический вклад в изучение М. внесли советские учёные И. И. Виноградов и М. К. Тихонравов. За рубежом также созданы М. указанных типов. Наиболее известны: мускульный М. Харри ла Верн Туайнинг (1909, США), планеры с машущим крылом А. Липпиша (1930, Германия), дистанционно пилотируемые М. конструкции Пола Мак-Криди (1986, США). В 1986—1988 осуществлены устойчивые полеты М. с двигателями различных типов.

Лит.: Тихонравов М. К., Полет птиц и машины с машущими крыльями, 2 изд. М., 1949; Виноградов И. И., Аэродинамика птиц-парителей. М., 1951.

А. А. Бадягин, Ю. В. Макаров.

Рис. 1. Махолёт БИЧ-18 (СССР, 1937).

Рис. 2. Махолёт “Икар I” (СССР, 1959).

Мациевич Лев Макарович (1877—1910) — русский лётчик, капитан. Окончил Харьковский технологический институт (1901), Морскую академию в Петербурге (1906). После окончания института был зачислен в корпус корабельных инженеров по Морскому министерству, с 1908 служил в Морском Техническом комитете, затем назначен в Отдел воздушного флота. Занимался проектированием самолета, выступал с предложениями о применении аэропланов в морском деле и разработке гидросамолёта. В 1910 направлен во Францию для приемки заказанных самолётов и двигателей, организации обучения русских офицеров в летных школах, там же окончил лётную школу А. Фармана. Возвратившись в Россию, много летал, продолжил работу над проектом самолёта. В сентябре 1910 совершил первые ночные полёты (одновременно с М. Н. Ефимовым). После ряда успешных полетов во время 1-го Всероссийского праздника воздухоплавания в Петербурге, выполняя очередной полёт 24 сентября (7 октября) погиб, выпав из разрушавшегося самолета (первая авиационная катастрофа в России). Портрет см. на стр. 327.

Л. М. Мациевич.

мачта причальная — совокупность сооружений и устройств для причаливания, стоянки, подготовки к эксплуатации дирижабля при нахождении его в порту или на площадке. В начальный период применения дирижаблей причаливание и маневрирование на земле для ввода в эллинг и вывода из него осуществлялись весьма многочисленной наземной стартовой командой с сбрасываемых тросов (см. Гайдроп).

При наличии М. опускание дирижабля может проводиться имеющейся на ней лебёдкой, что позволяет, постепенно подтягивая дирижабль за гайдроп или стропу, закреплять его носовой узел на причальном шарнирном узле М., допускающем флюгирование. Во время стоянки дирижабля на М. его кормовая часть опирается на специальную тележку или подгондольное опорное колесо. При этом осуществляются смена экипажа, снабжение дирижабля топливом, балластом, подъёмным газом, высадка и прием пассажиров, погрузка и разгрузка, профилактический осмотр и текущий ремонт.

М. могут быть стационарными и передвижными. Высота мачты определяется типом и размерами дирижабля. Причальный узел размещается в носовой части дирижабля, перед гондолой или снизу гондолы. Передвижные М., самоходные или буксируемые при помощи тягачей с лебёдками, обеспечивают как стоянку дирижабля, так и возможность его перемещения по площадке, а также ввод в эллинг и вывод из него. Различают М. с постоянной высотой и телескопические с изменяемой высотой для облегчения процесса причаливания и закрепления на Земле.

Е. М. Милославский.

Самоходная телескопическая причальная мачта ферменной конструкции для жёстких дирижаблей.

Буксируемая причальная мачта для нежёстких дирижаблей.

машиностроительное конструкторское бюро “Гранит” — берёт начало от ОКБ-45, образованного в 1945 при авиамоторном заводе №45 (позднее Московское машиностроительное производственное объединение “Салют”). В 1947—1956 в опытном конструкторском бюро под руководством В. Я. Климова были внедрены в серийное производство одни из первых в стране турбореактивных двигателей (РД-45, ВК-1, ВК-1Ф). В последующий период предприятие специализировалось на доводке, развитии и внедрении в серийное производство турбореактивных двигателей, разработанных в опытном конструкторском бюро А. М. Люльки (АЛ-7 и др.) и С. К. Туманского (Р15Б-300), а также на создании малогабаритных турборективных двигателей. С КБ связана деятельность И. Г. Мецхваришвили, Э. Э. Лусca, Ф. В. Шухова, С. Р. Саркисова. С 1963 название ОКБ-45-165, с 1966 — указанное название. В 1982 вошло в состав Научно-производственного объединения “Сатурн”.

машиностроительный завод имени П. О. Сухого — берёт начало от Государственного союзного завода №51 опытного самолётостроения, основан в 1940 в Москве (с октября 1941 по август 1943 находился в эвакуации в Новосибирске). В 1940—1944 разработки возглавлял И. И. Поликарпов (истребители И-185, ТИС, ИТП, бомбардировщик НБ, десантные планеры БДП, МП — см. Поликарпова самолёты), а в 1944—1953 — В. И. Челомей (самолёты-снаряды). В 1953 завод передан воссозданному опытному конструкторскому бюро П. О. Сухого, имя которого предприятие носит с 1976 (ОКБ Сухого в 1940—1949 базировалось на других заводах). Здесь под руководством Сухого и его преемников Е. А. Иванова и М. П. Симонова спроектированы и построены самолёты Су-7, Су-7Б, Су-9, Су-11, Су-15, Су-17, Су-24, Су-25. Су-26, Су-27 — см. стаьбю Су. Предприятие награждено орденами Ленина (1966), Октябрьской Революции (1976).

машиностроительный завод имени М. В. Хруничева — ведёт отсчёт от 1918, когда в связи с Первой мировой войной в Москву из Риги была перебазирована часть Русско-Балтийского вагонного завода. В 1918 на этой базе был образован 1-й Государственный бронетанковый завод, который выполнял ремонт танков и бронемашин, а в 1922 изготовил первые советские легковые автомобили. В 1923 территорию завода передали в концессию авиастроительной фирме Г. Юнкерса, а в 1927 здесь был основан Государственный авиационный завод №7, вскоре преобразованный в завод №22 имени 10-летия Октября. Одним из первых в стране он освоил серийное производство цельнометаллических самолётов. Строились разведчики Р-3, Р-6, истребитель И-4, бомбардировщики ТБ-1, ТБ-3, ДВ-А (И-209), СБ, Пе-2, пассажирские самолёты АНТ-9, АНТ-35, В 1933 заводу присвоено имя С. П. Горбунова. В 1928—1931 на территории завода базировался Отдел морского опытного самолётостроения (ОМОС), а в 1936 при заводе было создано КБ А. А. Архангельского. В октябре—ноябре 1941 завод №22 был перебазирован в Казань (ныне это Казанское авиационное производственное объединение имени С. П. Горбунова). В Москве в декабре 1941 на территории завода №22 образован авиационный завод №23, который до конца войны производил бомбардировщики Ил-4, Ту-2. В дальнейшем выпускал бомбардировщики Ту-4, М-4, 3М, а также вертолёты Ми-6, Ми-8. С 1961 завод носит имя М. В. Хруничева. В 60-х гг. началось производство ракетно-космической техники; завод строил орбитальные станции “Салют”, “Мир”, модуль “Квант”, ракету-носитель “Протон”. Предприятие награждено 2 орденами Ленина (1945, 1976), орденами Октябрьской Революции (1970), Трудового Красного Знамени (1957).

машиностроительный завод “Сатурн” — образован в 1946 на базе Московского завода опытного авиамоторостроения №165. Указанное название носит с 1967. Проводит разработки в области авиационных реактивных двигателей (см. стаьбю АЛ) и энергетических установок для ракетно-космических систем. С 1982 — головное предприятие Научно-производственного объединения “Сатурн”. С заводом связана деятельность А. М. Люльки (имя которого НПО носит с 1984), Э. Э. Лусса, В. М. Чепкина. Предприятие награждено орденом Трудового Красного Знамени (1976).

Машковский Степан Филиппович (1914—1958) — советский лётчик-испытатель, Герой Советского Союза (1941), полковник. В Советской Армии с 1936. Окончил Харьковскую военную авиационную школу пилотов (1937). Участвовал в боях на р. Халхин-Гол в 1939. Сбил 4 самолёта противника. В Великую Отечественную войну сбил 11 самолётов противника, один из них — тараном. С 1943 на испытательной работе в ЛИИ. Освоил более 60 типов и модификаций истребителей, бомбардировщиков, пассажирских и др. самолётов, в том числе 9 иностранных. Проводил испытания с целью доводки и определения лётно-технических характеристик многих самолётов, отработки их систем вооружения и оборудования, в том числе системы заправки топливом в полёте. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной воины 1-й степени, орденом Трудового Красного Знамени, 3 орденами Красной Звезды, медалями. Погиб при исполнении служебных обязанностей.

Лит.: Трокарев А. А., Герои пламенных лет, Донецк, 1985.

С. Ф. Машковский.

маяк световой летательного аппарата — бортовое светосигнальное устройство для обозначения летательного аппарата в воздухе и на земле; предназначается для предотвращения столкновения с другими летательными аппаратами во время полёта по маршруту, при посадке, а также при рулении по аэродрому. М. с. излучает прерывистые белые и красные импульсы. Различают два вида М. с. В первом используется лампа накаливания с вращающейся отражательной системой, во втором — импульсная лампа, частоту вспышек которой определяет мультивибратор. Основные характеристики отечественных М. с. приведены в таблице. См. также Огни аэронавигационные.

Маяк

Угол рассеяния светового пучка,...° , в плоскости

Число вспышек в 1 мин.

Сила света, кд

Вертикальной

горизонтальной

С лампой накаливания

30

360

40—90

До 200

С импульсной лампой

75

360

40—90

До 1500

“МВБ” — см. “Мессершмитт-Бёльков-Блом”.

МГ (мотор гражданский) — принятое в СССР в 30-х гг. обозначение авиационного поршневого двигателя, предназначенного для установки на гражданские самолёты. Под руководством М. А. Коссова на московском заводе №82 были созданы МГ-11 (номинальной мощностью 110 кВт), МП1Ф (125 кВт), МГ-21 (147 кВт), МГ-31 (221 кВт), МГ-31Ф (257 кВт), МГ-31Ф2 (294 кВт), МГ-40 (107 кВт). К двигателям серии МГ предъявлялись повышенные требования по надёжности и ресурсу.

медицина авиационная — раздел медицины, посвящённый изучению вопросов медицинского обеспечения авиационных полётов. М. а. — комплексная наука, которая включает такие направления, как авиационная физиология и парафизиология, гигиена и токсикология, психология, авиационная авариология, врачебно-лётная экспертиза со специальной функциональной диагностикой, Предметом исследований М. а. являются различные состояния организма; нормальные (утомление, стресс), пограничные (переутомление, хроническое утомление), паталогические (высотная, воздушная и декомпрессионная болезни, баротравма среднего уха и др.). К специфическим особенностям лётной деятельности относятся; необычная пространственная ориентировка, “навязанный” темп работы, большое нервно-эмоциональное напряжение и др. Лётный труд осуществляется в условиях, когда на организм оказывают влияние шум, вибрация, перегрузки, пониженное барометрическое давление в кабине летательного аппарата и пониженное парциальное давление кислорода во вдыхаемом воздухе и другие факторы. Задачами М. а. являются изучение условий деятельности и состояния здоровья лётного состава при выполнении полётов, а также влияния на организм различных факторов полёта; осуществление медицинского обслуживания членов экипажа и пассажиров; изучение медицинских и психологических вопросов безопасности полётов; исследований условий труда инженерно-технического состава и персонала управления воздушным движением и осуществление их медицинского обслуживания.

Оптимальное решение задач М. а. позволяет обеспечить сохранность здоровья и хорошую работоспособность лётного и инженерно-технического состава; улучшить условия труда персонала; содействовать долголетию лётных кадров; свести до минимума лётные происшествия из-за отклонений в состоянии здоровья и снижения работоспособности лётного состава; повысить безопасность полётов; способствовать созданию комфортных условий для пассажиров.

Практические задачи, решаемые М. а.: выявление противопоказаний для службы в авиации и медицинский отбор в авиационные училища; предполетный медицинский контроль для выявления лиц, по состоянию здоровья временно не соответствующих требованиям, необходимым для выполнения полета; разработка рекомендаций рационального построения программ конкретных полётов с целью предупреждения лётных происшествий, зависящих от особенностей личности лётчика; изучение причин лётных происшествий и предпосылок к ним, связанных с особым состоянием лётчика в полётах, и разработка рекомендаций по профилактике таких состояний; разработка медицинских методов установления причин лётных происшествий; обоснование эргономических требований к рабочим местам членов лётного экипажа, к средствам и системам жизнеобеспечения, к техническим спасательным средствам (см. Катапультирование, Носимый аварийный запас), физиологическо-гигиеническое обоснование режима труда и отдыха лётного состава, его рационального питания, средств и методов повышения надёжности в деятельности лётного состава с помощью тренировок; исследование воздействия на организм различных факторов полёта и разработка средств профилактики профессиональных заболеваний (в том числе и для инженерно-технического наземного состава при выполнении работ, связанных с агрессивными веществами); участие в испытаниях новой авиационной техники для установления её соответствия медико-техническим требованиям и выявления особенностей её эксплуатации, требующих профилактических мероприятий, направленных на обеспечение продолжительного срока службы лётного состава (“лётного долголетия”); научное обоснование мероприятий по сохранению жизни членов экипажа и пассажиров при вынужденном приземлении (медицина выживания), в том числе в безлюдной местности и неблагоприятных климато-географических условиях; разработка организационных принципов медицинского обеспечения экипажей в полётах, медицинского обслуживания пассажиров и лётно-технического состава на аэродромах; разработка показаний и противопоказаний к транспортировке по воздуху больных и раненых; исследование психологических вопросов лётного обучения, психологической совместимости членов экипажа и других вопросов авиационной психологии; обоснование физиологически-гигиенических требований к техническим средствам защиты организма от воздействия неблагоприятных факторов внешней среды, в том числе к кислородно-дыхательной аппаратуре, высотно-компенсирующим и противоперегрузочным костюмам; разработка обоснований для создания рациональной одежды при полётах в различных условиях; обоснование медицинских рекомендаций для обеспечения комфортных условий полёта пассажиров.

В М. а. используются методы соответствующих дисциплин общей медицины. Кроме того, применяются специальные методы биотелеметрии, моделирование с помощью различных стендов и устройств (барокамер, центрифуг, тренажёров и др.), на которых изучаются условия лётной деятельности; проводятся полёты на самолётах-лабораториях, оснащённых малогабаритной исследовательской аппаратурой; ведётся разработка способов повышения устойчивости к гипоксии и другим неблагоприятным влияниям, которым подвергается лётный и инженерно-технический состав. М. а. начала интенсивно развиваться и выделилась в самостоятельный раздел в начале XX в с появлением летательных аппаратов тяжелее воздуха. В основу М. а. легли наблюдения и исследования, выполненные в горах и при воздухоплавании на воздушных шарах, а также работы по отдельным проблемам медицины. В 1863 во Франции Д. Журдане установил причину высотной болезни — обеднение организма кислородом. В 1878 французский учёный П. Бер, проводя опыты в герметичной камере, подробно исследовал влияние на организм пониженного атмосферного давления. Существенных успехов в этой области достиг русский физиолог И. М. Сеченов, который в 1879 установил, что предельное парциальное давление кислорода в альвеолярном воздухе организма человека составляет 4 кПа и его снижение может быть смертельно опасным для человека. На этом выводе основывались все последующие исследования, связанные с созданием оптимальных условий для пребывания человека на больших высотах. Становление М. а. опиралось и на научные работы по физиологии и патологии организма животных и человека русских учёных В. В. Пашутина, И. И. Цибульского, В. М. Бехтерева, И. С. Цитовича. В развитие отечественной М. а. заметный вклад внесли советские ученые С. Э. Минц, А. П. Аполлонов, И. А. Вишневский, В. И. Воячек, И. М. Добротворский, Г. Г. Куликовский, Ф. Г. Кротков, А. В. Лебединский, В. Г. Миролюбов, Л. А. Орбели, И. Р. Петров, М. П. Бресткин, К. К. Платонов, А. П. Попов, Я. Ф. Самтер. А. А. Сергеев, В. В. Стрельцов, Г. Л. Комендантов, И. П. Симановский, И. И. Сиротинин, П. К. Собенников, В. А. Спасский, В. А. Скрыпин, К. Л. Хилов, А. В. Покровский, Д. Е. Розенблюм, А. А. Шишов и др. За рубежом значительные исследования в области М. а. осуществлены в США (X. Армстронг, Л. Бауэр, П. Кэмпбелл, В. Р. Лавлейс, Дж. Марбартер. Дж. П. Степп), Великобритании (Дж. Холден, Дж. Баркрофт, Л. Хилл, А. Дж. Бенсон), Франции (К. Бернар, П. Бер, Э. Марей, А. Мерсье, Ф. Виолет. Р. Гранпьер), Нидерландах (Дж. Йонгблед), Австрии (Г. Шуберт), Германии (X. Динсгофен, X. Стругхольд, З. Гератезоль, С. Руф, О. Гауэр), Бельгии (А. Алларт), Италии (Р. Маргарин, А. Моссо, А. Скано), Чехословакии (И. Дворжак), Польше (С. Бараньский) и других странах.

Одним из стимулов возникновения М. а. послужила необходимость внедрения медицинских критериев для получения авиаторами права управления самолётом. Совет Всероссийского аэроклуба 14 июля 1909 признал необходимым всем желающим членам аэроклуба совершать полёты только после их медицинского освидетельствования. Первый официальный документ “Расписание болезней, препятствующих службе в авиации”, который служил для определения нежелательных и опасных отклонений в состоянии здоровья, был издан в 1910. Исследования авиационных врачей вначале были направлены главным образом на выявление критериев для отбора кандидатов в авиационные школы и на медицинское обеспечение безопасности полётов. С этой целью в начале 20-х гг. в авиационных школах были созданы психофизиологические лаборатории, в 1924 организована Центральная психофизиологическая лаборатория ВВС РККА. В 1935 создан Авиационный научно-исследовательский санитарный институт РККА, переименованный в 1936 в Институт авиационной медицины имени И. П. Павлова. В 1939 открыта кафедра авиационной медицины при Центральном институте усовершенствования врачей (Москва), при 2-м Московском медицинском институте был основан факультет для подготовки авиационных врачей. Авиационной тематикой занимались также научные учреждения Министерства здравоохранения СССР, Академия медицинских наук, Военно-медицинская академия имени С. М. Кирова (Ленинград) и др. К началу Второй мировой войны был накоплен большой опыт медицинского обеспечения высотных, скоростных, ночных, длительных полётов, полётов в сложных метеоусловиях. Особенно быстрое развитие М. а. получила в 40—50-е гг. в связи с бурным развитием авиационной техники, в том числе реактивной.

Проектирование и создание летательных аппаратов новых типов сблизило между собой многие проблемы авиационной и космической медицины, что создало предпосылки для возникновения авиакосмической медицины, которая, исследуя возможности организма человека в различных экстремальных условиях и определяя пределы функционирования его систем, разрабатывает меры его защиты.

В каждой стране, имеющей развитую авиацию, созданы институты авиационной медицины, проводятся съезды авиационных врачей. Международная академия авиационной и космической медицины, объединяющая национальной ассоциации авиационных врачей, проводит ежегодные международные конгрессы.

Лит.: Платонов К. К., Психология летного труда, М., 1960; Сергеев А. А.. Очерки по истории авиационной медицины. М.—Л., 1962; Теория и практика авиационной медицины, 2 изд., М., 1975; Авиационная медицина (учебник под ред. Н. М. Рудного и В. И. Копанева. Л., 1934; Руководство по авиационной медицине для врачей гражданской авиации, М., 1985; Авиационная медицина (руководство), М., 1986; Fundamentals of aerospace medicine, ed. by R. L. Dehart, Phil., 1985; Aviation medicine, 2 ed., ed. J. Enisting. P. King, L., 1988.

П. К. Исаков, А. А. Гюрджиан.

медные сплавы. В авиастроении, в частности в авиационном двигателестроении, М. с. широко применяются как жаропрочные сплавы, характеризующиеся сочетанием высоких значений тепло- и электропроводности, коррозионной стойкости и механических свойств. Жаропрочные М. с. используют при рабочих температурах до 400—600{{°}}С. При указанных температурах сплавы с более высокой температурой плавления, но меньшей теплопроводностью в ряде случаев эксплуатироваться не могут так как не обеспечивают достаточного теплоотвода.

Жаропрочные М. с. широко применяют в авиационной технике для паяно-сварных конструкций (например, камер сгорания газотурбинных двигателей), различного рода теплообменников. Из жаропрочных М. с. изготовляют нагревостойкие проводники электрического тока, разъёмы в электрических цепях, токоведущие пружины и упругие мембраны многих авиационных приборов. Требование сочетания повышенных механических свойств, электрической проводимости является противоречивым, Легирование, которым обеспечивается повышенные прочность и жаропрочность, неизбежно приводит к понижению проводимости. Поэтому жаропрочные М. с., как правило, являются низколегированными (суммарная концентрация легирующих элементов в них не превышает 5%).

Наибольшее применение нашли дисперсионно-твердеющие жаропрочные М. с. (см. Дисперсноупрочнённые материалы), упрочняющиеся в результате распада в процессе отпуска (старения) пересыщенного твёрдого раствора, получаемого закалкой от температур при которых компоненты сплава в значительной мере растворены в основе. Старение сплавов, связанное с выделением в медной матрице мелкодисперсных частиц фаз-упрочнителей, сопровождается улучшением прочностных свойств. Уменьшение количества растворимых атомов в матрице приводит одновременно к повышению тепло- и электропроводности. Типичный пример жаропрочных М. с. — хромовые бронзы, содержащие 0,4—1% хрома. Для повышения жаропрочности хромовые бронзы легируют цирконием, магнием, ниобием и другими элементами. Имеются сплавы, упрочнение и жаропрочность которых обеспечиваются силицидами кобальта или никеля, соединениями с бериллием.

Применяются также жаропрочные материалы, упрочнение которых обусловлено равномерно распределёнными в медной матрице дисперсными частицами оксидов, например, оксида алюминия. Такие дисперсноупрочнённые материалы по жаропрочности не уступают сталям, при этом их теплопроводность остаётся близкой к теплопроводности меди.

В ряде случаев в качестве жаропрочных М. с. используют твёрдые растворы на основе меди. Упрочнение в этом случае достигается холодной пластической деформацией. Чтобы такие сплавы были жаропрочными, растворённые элементы должны повышать температуру рекристаллизации. Примерами жаропрочных М. с., упрочняемых наклёпом, являются сплавы с серебром, кадмием, цинком, магнием. Сплавы такого типа, хотя и широко используются, но не перспективны для применения в большом интервале температур или при значительных ресурсах работы.

В авиации находят применение и другие М. с. — главным образом латуни и бронзы (подшипники, радиаторы и т. д.).

В. М. Розенберг.

международная авиационная федерация, ФАИ (F{{é}}d{{é}}ration A{{é}}ronautique Internationale, FAI), — международный союз национальных авиационных организаций, групп или клубов. Главная задача — развитие спортивной авиации и космонавтики во всём мире. Основан на 1-й Международной конференции, проходившей 12—14 октября 1905 в Париже (Франция). На конференции были приняты Устав и Положение о ФАИ. ФАИ разрабатывает и утверждает правила международных соревнований, организует и осуществляет контроль за их проведением и регистрирует авиационные и космические рекорды (см. Классификация летательных аппаратов ФАИ). В состав ФАИ входят комиссии: авиационно-спортивная; авиации общего назначения; по планеризму; воздухоплавательная; авиамодельная; парашютная; по авиационно-космическому образованию; вертолётная; по астронавтике; по высшему пилотажу; медико-физиологическая; по конструированию летательных аппаратов конструкторами-любителями; свободного полёта (дельтапланеризма); микроавиации, а также комитеты: уставной, финансовый, по расширению членства, по связям с общественностью, по развитию бизнеса.

В 1990 ФАИ объединяла авиационные организации 78 стран мира. СССР в ФАИ с 1935; был представлен в ней Федерацией авиационного спорта СССР. Основные органы ФАИ: Генеральная конференция, Совет, постоянные или временные комиссии. Генеральная конференция (высший орган ФАИ) решает финансовые, законодательные и исполнительные вопросы в соответствии с действующими Уставом и Положением. На Генеральных конференциях (проводятся ежегодно) избираются: президент, первый вице-президент, вице-президенты, генеральный казначей; утверждаются составы международных комиссий. Совет наделён правами Генеральной конференции в период между её созывами. Постоянные или временные комиссии создаются для изучения специальных вопросов, выдвигаемых Генеральной конференцией или Советом. ФАИ имеет свой флаг (радуга на белом фоне с буквами FAI ярко-голубого цвета, размер полотнища 2,5*1,5 м) и эмблему. Награды ФАИ — медали и дипломы, которые присуждаются отдельным лицам, группам или организациям за активную работу, спортивные достижения и рекорды в области авиации и космонавтики. Кроме медалей и дипломов ФАИ вручает много других призов и кубков по видам авиационного спорта, например Арести кубок, Нестерова кубок. ФАИ финансируется за счёт ежегодных взносов государств — членов федерации. Официальные языки; английский, французский, русский, испанский. Штаб-квартира и Секретариат — в Париже.

Ю. А. Постников.

Памятный знак участника конференции ФАИ (Москва, 1959).

международная организация гражданской авиации, ИКАО (International Civil Aviation Organization, ICAO), — специализированное учреждение ООН. Создана в 1944. Учредительным актом является Чикагская конвенция 1944 о международной гражданской авиации. Местопребывание — Монреаль (Канада). Члены ИКАО (1990) — 162 государства (СССР с 1970). Согласно уставу цели ИКАО: развитие принципов и техники международной воздушной навигации; разработка и внедрение в практику унифицированных лётно-технических правил с целью повышения уровня безопасности и регулярности международных полётов. Деятельность ИКАО развивается в трёх основных областях: в технической — разработка, совершенствование и внедрение стандартов и рекомендаций, применяемых международной гражданской авиацией; в экономической — исследование международных пассажирских и грузовых перевозок, на основе которых вырабатываются рекомендации по вопросам ставок и сборов за пользование аэропортами и аэронавигационными средствами, а также порядка установления тарифов, применяемых на международных линиях; изучение вопросов упрощения формальностей при международных воздушных перевозках и т. д.; оказание постоянной технической помощи развивающимся странам Азии, Африки и Латинской Америки в создании собственных систем внутренних и международных перевозок; в правовой — разработка проектов новых конвенций по международному воздушному праву (под эгидой ИКАО проведён ряд конференций, на которых были приняты конвенции о повышении безопасности гражданской авиации и др.).

Высший орган ИКАО — Ассамблея (созывается один раз в 3 года), которая определяет общие направления деятельности ИКАО, утверждает отчёты Совета и программу его дальнейшей работы. Ассамблея избирает Совет ИКАО, членами которого являются 33 государства. Совет в праве подготавливать технические приложения к Чикагской конвенции; рассматривает разногласия между государствами по вопросам толкования этой конвенции, а также других соглашений в области воздушными сообщений; издаёт статистические сборники; распоряжается финансами ИКАО; выделяет средства на техническую помощь государствам — членам ИКАО и др.

Основные рабочие органы ИКАО: Аэронавигационная комиссия, Авиатранспорный комитет, Юридический комитет, Комитет по совместной поддержке аэронавигационного обеспечения. Финансовый комитет, Комитет по незаконному вмешательству в деятельность гражданской авиации. Секретариат является постоянным органом ИКАО, в его состав входят 5 специализированных управлений; аэронавигационной, авиатранспортной, юридической, технической помощи и администрации, а также ряд секторов.

ИКАО имеет 6 региональных представительств: в Европе (местопребывание — Париж), на Ближнем Востоке и в Северной Африке (Каир), на Дальнем Востоке” в Тихом океане (Бангкок), в Южной Америке (Лима), в Северной Америке и Карибском регионе (Мехико) и в Африке (Дакар). ИКАО сотрудничает с другими международными организациями в области гражданской авиации; почти все межправительственные и неправительственные организации в области гражданской авиации пользуются в Ассамблее ИКАО статусом наблюдателя.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 1—2, М., 1980—81.

Г. М. Товлинцев.

международная стандартная атмосфера (МСА) — гипотетическое вертикальное распределение температуры, давления и плотности воздуха в атмосфере Земли, которое по международному соглашению представляет среднегодовое и среднеширотное состояние. Составление первых МСА относятся к 20-м гг. XX в. В последующие годы в связи с ростом диапазонов скоростей и высот полётов наряду с основными термодинамическими параметрами в МСА стали указывать значения скорости звука, ускорения свободного падения, молярной массы воздуха, вязкости, длины пробега молекул и других параметров. Цель создания МСА — унификация исходных значений параметров атмосферы, используемых при расчётах и проектировании авиационной техники, обработке результатов геофизических и метеорологических наблюдений и для приведения результатов испытаний летательных аппаратов и их элементов к одинаковым условиям. Основой для расчёта параметров МСА служат уравнения статики атмосферы и состояния идеального газа (см. Аэростатика, Барометрическая формула). В 1961—1972 Комитет по исследованиям космического пространства (КОСПАР) издал три справочные атмосферы (С РА 1961, 1965, 1972), в которых ее параметры указаны в зависимости от широты, времени суток, солнечного цикла и др. В 1975 Международной организацией по стандартизации (ИСО) при участии КОСПАР и других организаций была издана МСА, построенная на основе результатов измерений с помощью метеорологических ракет (проект МСА был разработан совместно специалистами СССР и США). В 1982 ИСО опубликовала справочную атмосферу для использования в авиации, в которой представлены термодинамические параметры трёх широтных зон (полярный район, средние и тропические широты) до высоты 80 км.

В ряде стран на базе МСА создаются национальные стандартные атмосферы. Так, ГОСТ “Атмосфера стандартная”, соответствующий международному стандарту, устанавливает средние числовые значения оси, параметров атмосферы для высот до 1200 км, для широты 45°32'33", соответствующие среднему уровню солнечной активности.

международные авиационные организации транспортные — делятся на межправительственные (ММАО) и неправительственные (МНАО). ММАО создаются государствами на основе международных договоров, которые определяют цели и задачи организаций, членство в них, права и обязанности их участников, структуру и компетенцию рабочих органов и т. д. ММАО признаются субъектами международного права. Они вправе заключать международные договоры с государствами и между собой и несут ответственность за соблюдение договоров, принимать рекомендации и другие юридические акты.

В зависимости от круга участников ММАО являются универсальными, например Международная организация гражданской авиации (ИКАО), или региональными (ЕКАК, Евроконтроль, АФКАК, АСЕКНА, КОКЕСНА, ЛАКАК, КАКАС). Они имеют похожую структуру: высший руководящий орган — Ассамблея, Пленарная сессия и т. п.; текущая деятельность ММАО обеспечивается исполнительными органами. При исполнительных органах в некоторых ММАО создаются подчинённые им специальные комитеты или комиссии, которые разрабатывают организационные, технические, административные, правовые вопросы деятельности гражданской авиации. Высшие руководящие органы ММАО во время сессий утверждают отчёты исполнительных органов, заслушивают доклады комитетов и экспертов, принимают резолюции, рекомендации.

Европейская конференция гражданской авиации (ЕКАК) создана в 1954, штаб-квартира в Страсбурге, члены ЕКАК — 22 европейских государства. Приём новых членов из числа европейских государств — только с общего согласия всех членов ЕКАК. Цели ЕКАК: содействие сотрудничеству европейских государств в области воздушного транспорта для более эффективного и упорядоченного его развития, обеспечение систематизации и стандартизации общих технических требований к новому авиационному оборудованию, включая аэронавигационное оборудование и систему связи, исследование вопросов безопасности полётов, сбор статистических данных о лётных происшествиях. Высший руководящий орган — Пленарная конференция, высшие исполнительные органы — Координационный комитет и постоянные комитеты. Решения ЕКАК носят рекомендательный характер. ЕКАК сотрудничает более чем с 20 ММАО и МНАО, связанными с воздушным транспортом — ИКАО, ИАТА, ЕАРБ, Евроконтроль, ИКАА и другими — и обязана представлять годовые отчёты консультативной ассамблее Европейского Союза.

Африканская комиссия гражданской авиации (АФКАК) создана в 1969, штаб-квартира в Дакаре, члены АФКАК — 41 государство; ими могут быть любые африканские государства — участники Организаций африканского единства (ОАЕ) и заинтересованные в деятельности Экономии, комиссии ООН для Африки (ЭКА). Цели АФКАК: выработка общей политики государств — членов АФКАК в использовании гражданской авиации, обсуждение и планирование необходимых мероприятий по сотрудничеству и координации их деятельности в области гражданской авиации, содействие более эффективному использованию и совершенствованию африканского воздушного транспорта. АФКАК занимается также изучением вопросов стандартизации бортового оборудования и наземных средств, рассмотрением тарифов в Африке и другими вопросами. Высший орган АФКАК — Пленарная сессия, высший исполнительный орган — Бюро. Решения АФКАК носят консультативный характер. При выполнении поставленных задач АФКАК тесно сотрудничает с ОАЕ и ИКАО, а также может осуществлять сотрудничество с любой другой международной организацией в области гражданской авиации.

Латиноамериканская комиссия гражданской авиации (ЛАКАК) учреждена а 1973, штаб-квартира в Лиме, члены ЛАКАК — 19 государств. Члены ЛАКАК могут быть только государства Южной и Центральной Америки, включая Панаму, Мексику и государства, расположенные в бассейне Карибского моря. Цели ЛАКАК: сбор и публикование статистической данных об авиаперевозках по пунктам отправления и назначения, изучение тарифной политики в области воздушного транспорта, выработка рекомендаций по соблюдению тарифов при осуществлении международных авиаперевозок в регионе, по созданию собственного правового механизма, обеспечивающего соблюдение тарифов и наложение санкций, Высший руководящий орган — Ассамблея, высший исполнительный орган — Исполнительный комитет. ЛАКАК сотрудничает с ИКАО и другими международными организациями в области гражданской авиации. ЛАКАК — консультативный орган, поэтому её решения и рекомендации требуют одобрения каждого её члена.

Совет гражданской авиации арабских государств (КАКАС) создан в 1967, штаб-квартира в Рабате, члены — 20 государств. Членом КАКАС может быть любое государство — член Лиги арабских государств. Цели КАКАС: изучение международных стандартов и рекомендаций ИКАО, представляющих интерес для арабских стран, и международных соглашений в области гражданской авиации, руководство научными исследованиями по различным аспектам воздушного транспорта и аэронавигации, содействие распространению информации, урегулирование споров, разногласий между государствами — членами КАКАС, планирование обучения и подготовки специалистов из арабских стран по обслуживанию гражданской авиации. Деятельность КАКАС способствует повышению эффективности регулярных международных воздушных перевозок, выполняемых авиакомпаниями арабских государств, расширению внутренних и международных маршрутов, модернизации существующих аэронавигационных средств и применению современного оборудования для обслуживания воздушного движения в регионе. Высший руководящий орган — Совет, исполнительные органы — Исполнительный комитет и постоянные подкомитеты. КАКАС сотрудничает с ИКАО, АФКАК, ЕКАК и другими международными организациями в области гражданской авиации.

Европейская организация по обеспечению безопасности аэронавигации (Евроконтроль) создана в 1960, штаб-квартира в Брюсселе, члены — 10 европейских государств. Членство открыто для всех европейских стран при условии согласия всех членов Евроконтроля. Цели Евроконтроля — обеспечение аэронавигации и безопасности полётов, осуществление контроля и координации движения летательных аппаратов гражданской авиации и военно-воздушных сил в верхнем воздушном пространстве над территорией государств — членов Евроконтроля, разработка унифицированных правил полётов и деятельности аэронавигационных служб. Высший руководящий орган — Постоянная комиссия, состоящая из представителей государств в ранге министров гражданской авиации и обороны, высшие исполнительные органы — Агентство по обслуживанию воздушного движения, Комитет управляющих, Секретариат. Евроконтроль сотрудничает с ИКАО, ИАТА и другими международными организациями в области гражданской авиации.

Агентство по обеспечению безопасности аэронавигации в Африке и на Мадагаскаре (АСЕКНА) создано в 1960, штаб-квартира в Дакаре, члены АСЕКНА — 13 африканских государств. Членство открыто для африканских государств при условии согласия всех членов АСЕКНА. Цели АСЕКНА: обеспечение регулярности и безопасности полётов воздушных судов над территорией государств — членов АСЕКНА, управление, эксплуатация и содержание аэродромов, посредничество в оказании финансовой и технической помощи. Высший руководящий орган — Административный совет, высшие исполнительные органы — Гееральная дирекция, представительства. Решения совета обязательны для государств-членов. АСЕКНА сотрудничает с ИКАО в области подготовки и выполнения рекомендаций Ассамблеи ИКАО.

Центральноамериканская организация по обслуживанию аэронавигации (КОКЕСНА) создана в 1960, штаб-квартира в Тегусигальпе, члены КОКЕСНА — 5 центральноамериканских государств. Цели КОКЕСНА: обеспечение предусмотренного в региональном плане ИКАО аэронавигационного обслуживания полётов над территорией государств — членов КОКЕСНА и другими районами, указанными в международных соглашениях, модернизация аэропортов и аэронавигационного оборудования государств-членов. Высший руководящий орган — Административный совет, высшие исполнительные органы — Техническая комиссия, Секретариат. КОКЕСНА получает техническую помощь со стороны ИКАО и Агентства международного развития США, заинтересованного в этой организации, так как американским авиакомпаниям принадлежит большое число самолётов, обслуживаемых КОКЕСНА.

Деятельность МНАО, членами которых в большинстве случаев являются юридические лица (транспортные предприятия), посвящена специальным вопросам международных воздушных сообщений. Уставы МНАО определяют их цели, задачи, членство, права и обязанности членов организации, структуру и компетенцию рабочих органов, основные направления деятельности. МНАО в своей деятельности руководствуются внутренним законодательством и нормами международного права. МНАО активно сотрудничают с ИКАО, имеют в ИКАО статус наблюдателя. МНАО по заданиям ИКАО подготавливают экспертные заключения по вопросам их специализации.

Международная ассоциация воздушного транспорта (ИАТА) создана в 1945, штаб-квартира в Монреале, действительные и ассоциированные члены ИАТА — 188 авиапредприятий 117 стран. “Аэрофлот” — член ИАТА с 1989. Ассоциированными членами ИАТА являются авиакомпании, выполняющие внутренние перевозки, они пользуются в ИАТА совещательным голосом. С 1980 в ИАТА допускается “частичное” членство для тех авиапредприятий, которые не хотят участвовать в установлении тарифов на воздушные перевозки. Цели ИАТА: содействие развитию безопасного, регулярного и экономичного воздушного транспорта, поощрение авиационной коммерческой деятельности и изучение связанных с этим проблем, обеспечение развития сотрудничества между авиапредприятиями, принимающими участие в воздушных сообщениях. ИАТА обобщает и распространяет опыт экономической и технической эксплуатации авиалиний, разрабатывает типовые коммерческие соглашения между авиапредприятиями, организует согласование расписаний полётов между авиапредприятиями и их работу с агентами по продаже перевозок. Высший орган — Общее собрание, исполнительный орган — Исполнительный комитет (им назначается генеральный директор). Должность президента, избираемого Общим собранием, в основном почётная. К основным органам ИАТА относятся также конференции по перевозкам, на которых разрабатываются пассажирские и грузовые тарифы и правила их применения, единые общие условия перевозок, стандарты обслуживания пассажиров, образцы перевозочной документации и т. д. Для вступления в силу тарифов, разработанных ИАТА, необходимо их одобрение заинтересованными правительствами. ИАТА тесно сотрудничает с ИКАО и другими международными организациями.

Международная ассоциация гражданских аэропортов (ИКАА) создана в 1962, штаб-квартира в Париже, действительных членов — 113 (208 аэропортов из 65 стран); ассоциированных — 19; почётных — 4. Аэропорт Шереметьево — член ИКАА. Основные задачи: содействие развитию сотрудничества между гражданскими аэропортами всех стран, выработке общих позиций членов ИКАА, а также развитию гражданских аэропортов в интересах воздушного транспорта в целом, ИКАА имеет специальный консультативный статус ООН по вопросам строительства и эксплуатации аэропортов. Высший орган — Генеральная ассамблея, руководящий орган — Административный совет, исполнительные органы — Исполнительные комитеты и Генеральный секретариат. Ассоциация сотрудничает с ИКАО, с фирмами — изготовителями авиационной техники и другими международными организациями.

Международная федерация ассоциаций линейных пилотов (ИФАЛПА) создана в 1948, штаб-квартира в Лондоне, члены ИФАЛПА — 66 национальных ассоциаций, в том числе Российские пилоты международных авиалиний. Цели ИФАЛПА: защита интересов пилотов и повышение их роли в развитии безопасной и регулярной системы воздушных сообщений, сотрудничества и единства действий пилотов гражданской авиации. ИФАЛПА способствует развитию авиационной техники, добивается, чтобы введение в эксплуатацию новых типов самолётов одновременно обеспечивало безопасные и удобные для пилотов условия труда. Федерация защищает профессией, интересы пилотов, оказывает помощь своим ассоциациям в установлении справедливых и обоснованных норм оплаты труда, продолжительности рабочего времени. Высший руководящий орган — Конференция, высший исполнительный орган — Бюро. ИФАЛПА активно сотрудничает с другими международными авиационными организациями.

Международное общество авиационной электросвязи (СИТА) создано в 1949, штаб-квартира в Брюсселе, члены — 206 авиакомпаний из 98 стран. “Аэрофлот” — член СИТА с 1958. Цели СИТА: изучение, создание, приобретение, применение и эксплуатация во всех странах средств, необходимых для передачи и обработки информации, связанной с работой авиакомпаний — членов СИТА. Высший руководящий орган — Генеральная ассамблея, высший исполнительный орган — Совет директоров, в состав которого входят генеральные директора авиакомпаний — членов СИТА. Из состава Совета директоров Генеральная ассамблея назначает Исполнительный комитет, который руководит текущей деятельностью общества. В своей деятельности СИТА сотрудничает с ИАТА.

Международная федерация независимого авиатранспорта (ФИТАП) создана в 1947, штаб-квартира в Париже, действительные и ассоциированные члены — 60 авиакомпаний 12 стран. Цели ФИТАП: координация деятельности авиакомпаний — члены ФИТАП и защита их интересов, в том числе частных предпринимателей по эксплуатации самолётов на международных линиях, устранение ограничении для частных немонополизированных авиакомпаний и изучение технических, экономических и правовых вопросов, коммерческой деятельности гражданской авиации. Высший руководящий орган — Генеральная ассамблея, высший исполнительный орган — Исполнительный комитет.

Международная федерация ассоциаций диспетчеров воздушного движения (ИФАТКА) создана в 1961, штаб-квартира в Амстердаме, члены — национальные ассоциации 32 стран. Цели ИФАТКА: повышение безопасности, эффективности и регулярности международного воздушного навигации, содействие безопасности и планомерности системы контроля воздушного движения, поддержание высокого уровня знаний и профессиональной подготовки диспетчеров воздушного движения. Высший руководящий орган — Конференция, высший исполнительный орган — Совет.

Международная ассоциация воздушных перевозчиков (ИАКА) создана в 1971, штаб-квартира в Страсбурге, члены — 17 авиакомпаний 9 стран. Цели ИАКА; разработка способов и методов повышения эффективности участия в международных чартерных операциях, развитие воздушного движения путём повышения качества чартерных услуг, укрепление связи и сотрудничества между международными чартерными компаниями. Высший руководящий орган — Ассамблея, высший исполнительный орган — Исполнительный комитет. В своей деятельности ИАКА сотрудничает с ИКАО, ЕКАК, АФКАК, Евроконтролем.

Международный совет ассоциаций владельцев воздушных судов и пилотов (ИОАПА) создан в 1962, штаб-квартира в Вашингтоне, члены — национальные организации гражданской авиации 20 стран. Основные задачи: обеспечение координации взглядов и мнений ассоциированных членов Совета, развитие стандартизации с целью улучшения регулирования и руководства полётами; разработка рекомендаций по применению систем планирования с целью повышения безопасности полётов и эффективности воздушных перевозок. Высший руководящий орган — Управление Совета.

Институт воздушного транспорта (ИТА) создан в 1944, штаб-квартнра в Париже, стал международной организацией в 1954, 390 членов из 63 государств: правительственные учреждения, эксплуатанты воздушного транспорта, изготовители воздушных судов или авиаоборудовання, страховые общества, банки, высшие учебные заведения и т. п. Кроме того, членами ИТА могут быть частные лица. Цели ИТА: исследование экономических, технических и других проблем в области международного воздушного транспорта и туризма. Высший руководящий орган — Общее собрание, исполнительные органы — Административный совет и Дирекция. В своей деятельности ИТА поддерживает отношения с ИКАО, ИАТА и другими международными организациями.

Европейское бюро воздушных исследований (ЕАРБ) создано в 1952, штаб-квартира в Брюсселе, члены — 20 крупнейших западноевропейских авиакомпаний, осуществляющих около 95% всех воздушных перевозок в Европе. Цели ЕАРБ — изучение проблем улучшения развития коммерческого воздушного транспорта в Европе путём анализа статистических данных, координация работы авиакомпаний — членов ЕАРБ, способствующая противодействию конкуренции со стороны других авиакомпаний при эксплуатации воздушных линий на европейском континенте. ЕАРБ ежеквартально издаёт бюллетени, публикует отчёты и классификации европейских воздушных перевозок, сведения об их сезонных колебаниях, а также данные о развитии внутриевропейских пассажирских перевозок, обзоры всемирного состояния воздушного транспорта и сравнительный анализ его развития в Европе и США. Высший руководящий орган — Ассамблея, высшие исполнительные органы — Генеральный секретариат и Подготовительный комитет.

Сведения о членстве в М. а. о. относятся к началу 1990 г.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 1—2. М., 1980—1981.

Г. М. Тавлинцев.

международный совет по авиационным наукам, ИКАС (International Council on Aeronautical Sciences, ICAS), — международная внегосударственная организация, образованная в 1967 по инициативе Т. Кармана для развития сотрудничества в области авиационных наук. В 1990 в ИКАС входили ведущие авиационные организации свыше 30 стран — по одной от каждой страны (СССР — с 1980). Членом ИКАС является Центральный аэрогидродинамический институт. По чётным годам ИКАС проводит конгрессы, в которых обычно участвует до 700 специалистов; в докладах (около 200) обсуждаются актуальные проблемы авиационной науки и техники.

международный фонд авиационной безопасности (МФАБ) — независимая некоммерческая организация, ставящая целью охрану жизни и собственности пассажиров и авиакомпаний при воздушных перевозках. Основана в 1945. Главные направления деятельности МФАБ: обмен информацией и пропаганда достижений в обеспечении безопасности полётов; организация международных конференций и семинаров по наиболее важным аспектам авиационной безопасности и др. МФАБ изучает проблемы подготовки авиаторов, использования стареющих воздушных судов, применения микроволновой системы посадки, надёжности авиационных систем, математического моделирования авиационных происшествий, вызванных ошибками пилота и пр. Общее руководство МФАБ осуществляет правление, текущую работу выполняют президент и его аппарат. Среди коллективных членов ведущие авиационные компании и изготовители авиационной техники, страховые, учебные, правительственные и иные организации — всего более 500. Средства МФАБ образуются за счёт добровольных пожертвований и взносов коллективных членов. Штаб-квартира в Арлингтоне (штат Нью-Йорк) в США. Фонд авиационной безопасности СССР стал коллективным членом МФАБ с 1990.

Меженинов Сергей Александрович (1890—1937) — советский военачальник, комкор (1935). Окончил Казанское военное училище (1910), Академию Генштаба (1914), Киевскую школу летнабов (1916). Участник Первой мировой и Гражданской войн. В Красной Армии с 1918 (начальник штаба армии, командующий армией на Восточном, Южном и Западном фронтах). После войны начальник штаба и 1-й заместитель начальника Главного управления воздушного флота (1921—1924), помощник и заместитель начальника ВВС (1925—1931). В 1932—1933 начальник штаба Управления ВВС, в 1933—1937 заместитель начальника штаба Красной Армии и член Военного совета НКО СССР (с 1934). Автор многих трудов по вопросам военного применения авиации. Награждён орденом Красного Знамени. Необоснованно репрессирован; реабилитирован посмертно. Портрет см. на стр. 333.

Соч.: Вопросы применения и организации авиации, М., 1924; Воздушные силы в войне и операции, М.—Л., 1927.

С. А. Меженинов.

Межерауп Пётр Христофорович (1895—1931) — советский военачальник. Участник 1-й мировой и Гражданской войн. В Красной Армии с 1918. Окончил Егорьевскую авиационную школу (1919), курсы усовершенствования авиационного комсостава (1927). С 1918 военком Управления авиации к воздухоплавания 8-й армии, с 1919 командир Казанского авиаотряда, с 1921 — командир 5-го авиаотряда (в Карелии), с 1923 начальник ВВС Туркестанского фронта. В дальнейшем на командных должностях в ВВС. Руководил групповым перелётом 6 самолётов Р-1 (1924) по маршруту Ташкент — Термез — Кабул через Гиндукуш (самолёты были закуплены Афганистаном в СССР; первый перелёт на высоте свыше 5 тысяч м). В 1926 на самолёте Р-1 “Красная Звезда” совершил перелёт по маршруту Москва — Анкара (первый перелёт на самолёте сухопутного базирования над Чёрным морем). Награждён 3 орденами Красного Знамени, а также орденами Красного Знамени Хорезмской республики, Красной Звезды 2-й степени Бухарской народной республики. Погиб в авиационной катастрофе.

П. Х. Межерауп.

“Мексикана” (Mexicana, Compania Mexicana de Aviation de CV) — авиакомпания Мексики. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Южной и Центральной Америки и в США. Основана в 1921, одна из старейших в мире. В 1989 перевезла 8,2 миллионов пассажиров, пассажирооборот 10,54 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 42 самолёта.

Мелькумов Тигран Меликсетович (1902—1974) — советский учёный-теплотехник, профессор (1940), доктор технических наук (1940), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1957). После окончания Бакинского политехнического института (1929) преподавал в нём. В 1932—1939 начальник моторного отдела НИИ ГВФ. Преподавал (1932—1969) на кафедре теории авиационных двигателей Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского, а с 1941 руководил ею. В 1947—1952 — начальник Центрального института авиационного моторостроения, инициатор и организатор создания его экспериментальной базы. Государственная премия СССР (1950, 1968). Награждён орденами Красного Знамени, Отечественной войны 2-й степени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Т. М. Мелькумов.

Менделеев Дмитрий Иванович (1834—1907) — русский химик, открывший периодический закон химических элементов (1869), разносторонний учёный, педагог и общественный деятель, член-корреспондент Петербургской АН (1876). В своей обширной и многогранной деятельности уделял значит, внимание вопросам воздухоплавания и авиации. В 1875 (задолго до практической реализации) выдвинул идею аэростата с герметичной гондолой для исследования верхних слоев атмосферы. В 1880 опубликовал классический труд “О сопротивлении жидкостей и о воздухоплавании”, в котором дал критический обзор существовавших теорий сопротивления и изложил свои взгляды на проблему. 19(7) августа 1887 совершил самостоятельный одиночный полёт на свободном аэростате для наблюдения солнечного затмения и изучения верхних слоев атмосферы. М. — инициатор создания VII (воздухоплавательного) отдела Русского технического общества. Привлекался и качестве эксперта-консультанта по оценке проектов летательных аппаратов. Как член комиссии по рассмотрению предложения А. Ф. Можайского о постройке самолёта выступал в поддержку его работ. Считал, что летательные аппараты тяжелее воздуха (“аэродинамы”), имеют “наибольшую будущность”.

Д. И. Менделеев.

мёртвая петля — то же, что Нестерова петля.

Мессершмитт (Messerschmitt) Вилли (1898—1978) — немeцкий авиаконструктор и промышленник. В 1923 окончил высшую техническую школу в Мюнхене и в том же году основал фирму для производства лёгких транспортных и спортивных самолётов (см. “Meссершмитт”). Позднее М. полностью переключился на разработку военных самолётов, главным образом истребителей. В их числе истребители Bf 109 (Me 109, первый полёт в 1935), впервые приMeнённый в военных действиях против Республиканской Испании, Me 163 (1941) с жидкостным реактивным двигателем, созданный совмeстно с А. Линпишем (Lippisch) Me 262 (1942) с двумя турбореактивными двигателями и др. С 1937 профессор высшей технической школы в Мюнхене. В 1945 эмигрировал в Испанию, где разработал ряд проектов самолётов. В 1956 воссоздал в ФРГ фирму, вошедшую в 1989 в концерн “Meссершмитт-Бёльков-Блом”, где стал почётным председателем.

В. Мессершмитт.

“Мессершмитт” (Messerschmitt AG) — самолётостроительня фирма Германии (1938—1945) и ФРГ (1956—1968). Ведет начало от фирм “М.-флюгцойгбау” (Messerschmitt-Flugzeugbau Gesellschaft), основана в 1923 В. Meссершмиттом, и “Байерише флюгцойгверке” (Bayerische Flugzeugwerke AG), сменившей в 1938 название на “М.”. В 1956 возобновила авиационное производство, в 1968 объединилась с фирмой “Бельков” (Bolkow GmbH), получив название “М.-Бёльков”, в 1969 вошла в состав объединённой фирмы “Meссершмитт-Бёльков-Блом”. Наиболее известным самолётом фирмы является Me 109 (Bi 109) — основной истребитель ВВС Германии в период Второй мировой войны (первый полёт в 1935, построено 30573, с учётом производства в других странах — свыше 33000, см. рис. в таблице XXI). Во время войны строились также истребители Me 110 (выпущено 5762) и Me 210, истребитель-бомбардировщик Me 410 (свыше 1160), десантный планёр Me 321 и военно-транспортный самолёт Me 323 с шестью поршневыми двигателями. В 1942 создан опытный стратегия, бомбардировщик Me 264 с четырьмя поршневыми двигателями, рассчитанный на достижение территории США. С 1943 фирма “М.” серийно выпускала перехватчик Me 163 с жидкостным реактивным двигателем (свыше 360, рис. в таблице XXII), с 1944 — двухдвигательный реактивный истребитель и бомбардировщик Me 262 (1433, см. рис. в таблице XXII). С 1956 восстановленная фирма “М.” выпускала по лицензии тренировочные самолёты Фуга “Мажистер”, истребители-бомбардировщики Локхйд F-104G и Фиат G-91 для НАТО, участвовала в програмMe опытного сверхзвук, истребителя вертикального взлёта и посадки VJ 101. Основные данные некоторых военных самолётов фирмы приведены в таблице.

Ю. Я. Шилов.

Табл.— Военные самолёты фирмы “Мессершмитт”

Основные данные

Истребители

Военно-транспортный самолет

Me 323 D-1

Истребитель-бомбардировщик

Me 410 A-1

Перехватчик Me 163 B

Me 110

C-1

Me 109

E-1

Me 109

K-4

Me 262

A-1a

Первый полёт, год

1938

1939

1943

1944

1942

1943

1943

Число и тип двигателей

2 ПД

1 ПД

1 ПД

2 ТРД

6 ПД

2 ПД

1 ЖРД

Мощность двигателя, кВт

760

823

1080

-

850

1300

-

Тяга двигателя, кH

-

-

-

8,83

-

-

16,7

Длина самолёта, м

12,3

8,7

8,92

10,6

28,6

12,4

5,7

Высота самолёта, м

4,12

3,4

3,4

3,85

9,6

3,7

2,74

Размах крыла, м

16,2

9,9

9,9

12,5

55

16,4

9,32

Площадь крыла, м2

38,5

16,4

16,2

21,7

300

36,2

19,6

Взлётная масса максимальная, т

6,75

2,45

3,36

6,925

45

10,76

4,31

Масса пустого самолёта, т

5,2

2,01

-

3,795

28

6,15

1,98

Боевая (перевозимая) нагрузка, т

-

-

-

-

9,8

0,5—1

-

Максимальная дальность полёта, км

1300

660

584

1050

1300

1690

80—100

Максимальная скорость полёта, км/ч

510

570

728

868

232

624

900

Потолок, м

10000

10450

12500

11450

4000

7000

12000

Экипаж, чел.

2

1

1

1

7

2

1

Вооружение:

             

Пушки

1X20 мм

-

1X30 мм

4X30 мм

2X20 мм

2X20 мм

2X30 мм

Пулеметы

1Х15 мм,

2Х7,9 мм

4Х7,9 мм

2Х13 мм

-

5Х13 мм

2Х7,9 мм;

2Х13 мм

-

“Мессершмитт-Бёльков-Блом”, МВБ (Messerschmitt-B{{o}}lkow-Blohm GmbH, МВВ), —авиационно-космическая фирма ФРГ. Образована в 1969 в результате слияния фирм “Мессершмитт-Бёльков” (Messerschmitt-Bolkow GmbH) и “Гамбургер флюгцойгбау” (Hamburger Flugzeugbau GmbH; см. “Блом унд Фосс”). В 1980 поглотила фирму “Ферайтингс флюгтехнише верке”, в 1989 вошла в объединение “Дойче аэроспейс”. Beла разработку и производство военных самолётов и вертолётов, транспортных самолётов, космических систем, управляемых ракет и другого оружия, электронного и промышленного оборудования. Имеет дочерние фирмы. Основные программы 80-х гг.: производство истребителя-бомбардировщика “Торнадо” (в консорциуме “Панавиа”), широкофюзеляжных пассажирских самолётов A330, A310 и A320 (в консорциуме “Эрбас индастри”), военно-транспортных самолётов C-160 (в консорциуме “Трансаль”), тренировочных самолётов, дистанционно-пилотируемых летательных аппаратов, вертолетов Bo 105 (рис. в таблице XXXIV), BK 117 (совместно с Японией; см. рис.), управляемых ракет и других видов оружия, спутников, участие в западноевропейских программах создания ракеты-носителя “Ариан”, космической лаборатории “Спейс-лэб”, истребителя 90-х гг. EFA, пассажирского самолётов A330 и A340 в постройке экспериментального истребителя X-31 (с США), в разработке вертолётов нового поколения (с рядом стран).

Многоцелевой вертолёт ВК 117.

местная воздушная линия (МВЛ) — коридор в воздушном пространстве, предназначенный для полётов летательных аппаратов при осуществлении местных авиационных сообщений. МВЛ устанавливаются, как правило, в нижнем воздушном пространстве. В нашей стране различают МВЛ 1-й категории — для полётов на выделенных эшелонах (шириной не более 10 км) и 2-й категории — для визуальных полётов на высоте ниже нижнего эшелона (см. Эшелонирование). МВЛ называют также линиями местного значения. Перевозки на МВЛ играют важную роль в социально-экономическом развитии районов со слабой сетью наземных сообщений.

металлизация летательного аппарата — соединение токопроводящими деталями элементов конструкции и агрегатов летательных аппаратов для обеспечения между ними надёжного электрического контакта. М. предназначена для устранения создающих радиопомехи искренни между частями летательных аппаратов с разными электрическим потенциалами, а также для обеспечения неразрушающего протекания тока по конструкции летательного аппарата в момент поражения молнией. М. подлежат все металлические конструкции и оборудование площадью более 0,2 м2 или длиной более 0,5 м, а на внешней поверхности летательного аппарата — конструкции с размерами более 0,1 м. К элементам М. относятся также устройства электрического соединения корпуса летательного аппарата с грунтом во время руления, на стоянке, а также с заправщиком топлива. Для выполнения М. используются крепёжные детали (заклёпки, болты, винты, хомуты), гибкие проводники (перемычки, шины) к замки крепления. Металлические конструкции, соединённые с помощью сварки и пайки, в М. не нуждаются. Для обеспечения М. в клёпаных швах конструкции 10% заклёпок должны быть не анодированы. В местах соприкосновения металлических поверхностей, где по каким-либо причинам нельзя осуществить М., для избежания появления переменного контакта металлической поверхности разделяют изоляционными материалами.

Контроль М. осуществляется в процессе сборки элементов конструкции. Переходные сопротивления между корпусом и открывающимися элементами конструкции замеряются в их закрытом положении, в шарнирах перемещающихся конструкций — в двух крайних положениях.

метан, CH4, — насыщенный углеводород парафинового ряда. В стандартных условиях М. — газ без цвета к запаха, относится к пожаро- и взрывоопасным веществам. Молекулярная масса 16,04 кг/кмоль, температура плавления 90,66 К, температура кипения 111,67 К, критическая температура 190,7 К, критическое давление 4,64 МПа, плотность при температуре кипения 424,5 кг/м3, низшая теплота сгорания 50045 кДж/кг, теплота испарения 511,25 кДж/кг, стехиометрический коэффициент 17,19 кг воздуха/кг метана, температура самовоспламенения 545{{°}}С, температура начала термического разложения 400—700{{°}}С, концентрационные пределы распространения пламени в метановоздушных смесях при нормальных условиях 5,3—15% М. (по объёму). М. — главная составная часть природного газа (до 99%) и рудничных газов; его получают из природного газа и газов нефтепереработки, газификацией твердых топлив. Широко используется в качестве бытового и промышленного топлива, а также сырья для нефтехимии. Возможное авиационное топливо (см. Криогенное топливо).

метацентрическая высота — расстояние по вертикали от центра масс погружённого в жидкость или газ тела до точки приложения равнодействующей сил давления на поверхность тела (метацентр). М. в. является мерой статической устойчивости плавающего тела; одна из важных характеристик гидросамолётов, аэростатов, дирижаблей. Для обеспечения статической устойчивости необходимо, чтобы М. в. имела положительное значение (метацентр выше центра масс).

метеоризм высотный (от греческого meteorismos — поднятие вверх, вздутие) — увеличение объёма газов в желудочно-кишечном тракте человека при подъёме его на высоту, обусловленное разницей давлении в кишечном тракте и в окружающей среде (см. Декомпрессия). М. в. сопровождается резкими болями в животе, отрыжкой, учащением сердцебиения и т. д. Для предотвращения М. в. рекомендуется накануне полётов исключить из рациона питания продукты, способствующие брожению и образованию газов, — квас, квашеную капусту, блюда из бобовых злаков (гороха, фасоли), чёрный хлеб и т. п.

метеорологическая дальность видимости — расстояние, при котором под воздействием атмосферной дымки теряется видимость абсолютно чёрной поверхности, имеющей на этом расстоянии угловые размеры не менее 0,3 градуса и проектирующейся на фоне неба (дымки) у горизонта. М. д. в. является условной характеристикой оптического состояния атмосферы. М. д. в. измеряется инструментально или визуально по заранее выбранным ориентирам.

На практике потребителя чаще интересует видимость не абсолютно чёрной поверхности, а конкретных объектов, например видимость различных объектов взлетно-посадочной полосы (см. Видимость на ВПП).

метеорологические приборы и оборудование — технические средства, используемые в практике наблюдений за погодой и получения количественных характеристик состояния атмосферы. Основные виды наблюдений за метеорологическими условиями взлёта и посадки летательного аппарата и полёта их по маршруту производятся с помощью следующих М. п. и о.

Анемометр — используется для определения скорости движения воздуха. Для измерения горизонтальной составляющей скорости ветра независимо от его направления используется анемометр с вертушкой — приёмной частью в виде четырёх полых полушарий, закрепленных на вертикальной оси. Погрешность измерения анемометров — 0,1 м/с и менее. При исследованиях атмосферы используются нанометрический анемометр (скорость воздушного потока определяется по разности динамических и статических давлений — Пито трубка, приёмники воздушных давлений) и термоанемометры (скорость потока определяется по степени охлаждения и, следовательно, изменения омического сопротивления помещённой в него нагретой электрическим током металлической нити). Для одновременного измерения скорости и направления ветра используют анеморумбометры, представляющие собой комбинацию анемометра и флюгарки того ила иного типа, ориентирующей прибор по направлению ветра. Измерение давления осуществляют барометрами и анероидами. В авиационной метеорологии наибольшее распространение получили ртутные барометры чашечного и сифонно-чашечного типов, принцип действия которых основан на уравновешивании атмосферного давления весом столба ртути, расположенного в вертикальной трубке. Используемые в авиационной метеорологии барометры такого типа имеют погрешность измерения абсолютного давления до 0,2 гПа. Достаточно широкое применение нашли анероиды, принцип действия которых основан на измерении меняющейся при изменении атмосферного давления деформации (прогиба) металлической мембраны, закрывающей металлическую коробку, из которой откачен практически весь воздух. Анероиды менее чувствительны, чем жидкостные барометры, и имеют погрешность измерения давления не лучше 1 гПа.

Для определения влажности воздуха в авиационной метеорологии в основном используются аспирационные психрометры, принцип действия которых основан на учёте эффекта охлаждения тела при испарении жидкости с его поверхности. Состоит из двух термометров, помещённых в защитную металлическую оправу, и вентилятора, обеспечивающего обдувание термометров исследуемым воздухом с постоянной скоростью (около 2 м/с). Один из термометров измеряет температуру исследуемого воздуха. Второй термометр измеряет некую условную температуру — его приёмный резервуар обёрнут смоченным в воде батистом. При испарении воды с поверхности батиста происходит охлаждение приёмного резервуара второго термометра. Степень охлаждения зависит от влажности воздуха. По показаниям “сухого” и “смоченного” термометров влажность воздуха определяется с помощью специальных психрометрических таблиц.

Регистратор дальности видимости (РДВ) — обеспечивает измерение и регистрацию на ленте самописца метеорологической дальности видимости в светлое и тёмное время суток. Принцип действия основан на сравнении двух световых потоков от одного источника света: один из потоков проходит через заданный слой атмосферы и с помощью призменного отражателя возвращается в прибор на фотоэлемент, второй попадает на фотоэлемент через специальную оптическую систему внутри прибора. Погрешность измерения достигает 2%.

Наземный импульсный световой измеритель высоты нижней границы облаков (ИБО) — прибор для определения расстояния до нижней кромки облаков посредством определения времени прохождения световым импульсом расстояния от передатчика (излучателя) до нижней границы облаков и обратно до приёмника световых импульсов. Инструментальная погрешность измерения высоты H нижней кромки облаков находится в пределах (10 + 0,1 H[м]) м для высот от 50 до 1000 м.

Метеорологический радиолокатор (МРЛ) — специализированный радиолокатор для получения информации об атмосфере и протекающих в ней процессах. Принцип действия основан на оценке степени ослабления принятого эхо-сигнала по сравнению с сигналом, излучаемым самим МРЛ. К МРЛ предъявляются специфические требования, обусловленные особенностями метеорологических целей: исключительно большим диапазоном изменения отражающей способности; значительными вертикальными и горизонтальными размерами, как правило превышающими геометрические размеры зондирующего импульса; относительно малой скоростью движения и большой пространств, изменчивостью. Всё это требует передатчиков большой мощности, приёмников большой чувствительности, а также антенн с большим коэффициентом направленного действия. Антенны МРЛ вращаются в горизонтальной (от 0 до 360{{°}}) и вертикальной (от 0 до 90{{°}}) плоскостях. МРЛ позволяет собирать информацию с площади радиусом до 300 км.

Система радиозондирования атмосферы (СРА) — комплекс оборудования для сбора информации о температуре и влажности воздуха, скорости и направлении ветра на различных высотах; состоит из следующих компонентов: !!радиозонд — прибор, включающий в себя датчики температуры, влажности и давления, а также устройство для преобразования параметров окружающего воздуха, измеряемых с помощью этих датчиков, в радиотелеметрический сигнал и передачи его на приёмное наземное устройство; поднимается в атмосферу с помощью латексной оболочки, наполненной водородом или гелием, до высот 30—40 км; приёмное наземное устройство — включающее в себя радиолокатор для приёма радиосигналов радиозонда (обеспечивает также сопровождение радиозондов на расстояние до 200—250 км от точки выпуска), определения его текущих координат, и вычислительный комплекс для обработки телеметрической информации, обработки данных и выдачи результатов.

Метеорологический спутник — искусственный спутник Земли для сбора информации о состоянии атмосферы и снабжённый аппаратурой для измерения интенсивности излучения Земли и её атмосферы в различных диапазонах длин волн. Существует два типа метеорологических ИСЗ — полярноорбитальные и геостационарные. Полярноорбитальные ИСЗ движутся по орбитам, проходящим через полярные районы, и ведут “просмотр” Земли по виткам. Полоса просмотра имеет ширину 1000 км и более. Для получения регулярной информации необходимо присутствие на орбите нескольких ИСЗ одновременно. Информация серий последовательных витков компонуется в “монтажи”, позволяющие анализировать состояние атмосферы над большими территориями. Геостационарные метеорологические ИСЗ летают по орбитам, проходящим над экваториальными районами, угловая скорость их перемещения совпадает с угловой скоростью движения Земли и спутник находится всё время над одной и той же точкой её поверхности. Для получения информации по всему земному шару необходимо присутствие на орбите нескольких спутников. Частота съёма информации составляет 0,5 ч, что позволяет детально анализировать развитие во времени процессов в атмосфере. Известны отечественные метеорологические спутник “Метеор”, зарубежные — “ГОЕС”, “НОАА” (США), ГМС (Япония), “Метео-сат” (Европейское космическое агентство) и др.

А. А. Ляхов.

метеорологическое обеспечение гражданской авиации — в нашей стране осуществляется Комитетом по гидрометеорологии и его органами на местах. Основная задача — обеспечение безопасности, регулярности и эффективности полётов посредством предоставления экипажам воздушных судов, органам управления воздушным движением, планирования и обеспечения полётов метеорологической информацией, необходимой для выполнения их функции. Непосредственное обеспечение осуществляется аэродромными метеорологическими органами. К ним относятся авиаметеорологические центры (АМЦ), авиа метеорологические станции (АМС) и оперативные группы (ОГ). Они осуществляют наблюдения за метеорологическими условиями на аэродроме, составляют прогнозы погоды по аэродромам, маршрутам и районам полётов, консультируют и предоставляют полётную метеорологическую документацию экипажам летательных аппаратов и другим потребителям, связанным с производством полётов, обмениваются информацией с другими метеорологическими органами, обучают и инструктируют авиационный персонал, ведут техническое обслуживание метеорологических приборов, изучают климатические условия обслуживаемых районов полётов, контролируют работу подразделений, привлечённых к подаче метеорологической информации. При выполнении своих функций аэродромные метеорологические органы используют информацию, получаемую от различных метеорологических органов, в том числе выпускаемые авиационные прогностические карты погоды зональных авиаметеорологических центров (ЗАМЦ), Главного авиаметеорологического центра (ГАМЦ), Регионального центра зональных прогнозов (РЦЗП, Москва), а также данные зарубежных метеорологических органов и банков оперативных метеорологических данных (см. Всемирная система зональных прогнозов).

метеорология авиационная (от греческого met{{éö}}ra — небесные явления и logos — слово, учение) — прикладная дисциплина, изучающая метеорологические условия, в которых действуют летательные аппараты, и влияние этих условий на безопасность и эффективность полётов, разрабатывающая методы сбора и обработки метеорологической информации, подготовки прогнозов и метеорологического обеспечения полётов. По мере развития авиации (создание новых типов летательных аппаратов, расширение диапазона высот и скоростей полётов, масштаба территорий для выполнения полётов, расширения круга задач, решаемых с помощью летательных аппаратов и т. д.) перед М. а. ставятся новые задачи. Создание новых аэропортов и открытие новых авиационных трасс требует проведения климатических исследований в районах предполагаемого строительства и в свободной атмосфере вдоль планируемых маршрутов полётов с целью выбора оптимальных решений поставленной задач. Изменение условий вокруг уже существующих аэропортов (в результате хозяйственной деятельности человека либо под воздействием естественных физических процессов) требует постоянного изучения климата существующих аэропортов. Тесная зависимость погоды у земной поверхности (зона взлёта и посадки летательного аппарата) от местных условий требует проведения специальных исследований по каждому аэропорту и разработки методов прогноза условий взлёта и посадки практически для каждого аэропорта. Основные задачи М. а. как прикладной дисциплины — повышение уровня и оптимизация информационного обеспечения полётов, повышение качества предоставляемого метеорологического обслуживания (точности фактических данных и оправдываемости прогнозов), повышение оперативности. Решение этих задач достигается путем совершенствования материально-технической базы, технологий и методов наблюдении, углубленным изучением физики процессов формирования важных для авиации явлений погоды и совершенствования методов прогноза этих явлений.

А. А. Ляхов.

механизация крыла — комплекс устройств в передней и (или) задней частая крыла для изменения его аэродинамических характеристик. Работа всех элементов М. к. основана на управлении пограничным слоем на поверхности крыла и (или) изменении кривизны профиля. М. к. позволяет улучшить взлётно-посадочные и маневренные характеристики летательного аппарата, увеличить его полезную нагрузку и повысить безопасность полёта. М. к. обеспечивает повышение общей подъёмной силы как за счёт повышения подъёмной силы основной части крыла, так и за счёт подъёмной силы элемента механизации; подъёмная сила механизированного крыла на взлётно-посадочных углах атаки может быть в 2—3 раза выше подъёмной силы крыла без механизации. Элементами механизации передней части крыла (рис. 1) являются поворотные носки, предкрылки, носовые щитки, Крюгера щитки и их комбинации. Элементами механизации задней части крыла (рис. 2) являются поворотные закрылки, щелевые закрылки (без выдвижения, выдвижные одно-, двух-, трёхщелевые), Фаулера закрылки, поворотные и скользящие (выдвижные) щитки. Эффективность элементов М. к. зависит от относительных размеров, формы и положения относительно основной части крыла.

Элементы механизации передней части крыла обеспечивают ликвидацию срыва потока на крыле при больших углах атаки, то есть повышают критические углы атаки летательного аппарата. Наиболее эффективными элементами механизации передней кромки являются предкрылки, автоматически отклоняющиеся при выходе самолета на большие углы атаки. В 1939—1945 на самолётах с прямыми крыльями использовались неуправляемые предкрылки автоматически отклоняющиеся при выходе самолёта на большие углы атаки. Применялись также предкрылки, жёстко связанные с носком крыла и образующие с ним нерегулируемую в полёте щель. В последние годы на самолётах стали применяться предкрылки и щитки Крюгера, управление которыми синхронно связано с управлением закрылками.

Наиболее эффективными и распространенными элементами механизации задней части крыла являются щелевые выдвижные закрылки (они увеличивают кривизну и площадь несущей поверхности. В 1939—1945 в виду простоты конструктивного исполнения наибольшее распространение имели простые (поворотные) щитки, позже — одно-, двух- и трёхщелевые выдвижные закрылки. См. также статью Энергетическая механизация крыла.

Лит.: Голубев В. В., Труды по аэродинамике, М.—Л., 1957; Красильщиков П. П., Практическая аэродинамика крыла, М., 1973 (Труды ЦАГИ, в. 1459)

Рис. 1. Схема механизации передней части крыла. 1 — поворотные носки; 2 — носовой щиток; 3 — щиток Крюгера; 4 — предкрылок.

Рис. 2. Схемы механизации задней части крыла: 1 — тормозной щиток; 2 — поворотный щиток; 3 — скользящий щиток; 4 — поворотный закрылок; 5 — щелевой поворотный закрылок; 6 —выдвижной щелевой закрылок; 7 — закрылок Фаулера; 8 —двухщелевой закрылок; 9 — двухщелевой закрылок в комбинации с интерцептором; 10 — трёхщелевой закрылок.

механика жидкости и газа — см. в статье Гидродинамика.

механика разрушения — раздел механики, в котором изучаются, используемые в летательных аппаратах конструкционные материалы и их способность сопротивляться разрушению под действием внешних сил при наличии усталостных трещин и различных технологических и эксплуатационных дефектов. Основые исследования в области М. р. посвящены разработке методов предотвращения разрушения материалов при эксплуатации. При решении задач в М. р. используется комплексный подход к проблеме разрушения, основанный на сочетании методов механики сплошных сред с методами экспериментальной и теоретической физики и химического металловедения, математической теории упругости и строительной механики. Поведение авиационной конструкции, повреждённой трещиной или имеющей производственный, (эксплуатационный) дефект типа трещины, обычно может быть разделено на две стадии: устойчивое развитие трещины под действием переменных нагрузок; окончательное разрушение (так называемым долом) конструкции при однократном нагружении. При этом задачами М. р. являются оценка скорости роста усталостной трещины и определение остаточной прочности, то есть определение разрушающей нагрузки для конструкции, повреждённой трещиной. В зависимости от свойств материалов и условий нагружения элементов авиационных конструкций различают хрупкое разрушение, характеризуемое относительно малой зоной пластической деформации в окрестности вершины развивающейся трещины, и квазихрупкое разрушение, характеризуемое более значительным размером зоны пластической деформации у вершины трещины. М. р., базирующаяся на результатах строгого математического анализа упругих напряжений и деформаций вблизи вершины трещины в случаях хрупкого и квазихрупкого разрушений, называют линейной М. р. Основной параметр, используемый в линейной М. р., — коэффициент интенсивности напряжений Kc который является параметром аналитических выражений, описывающих напряжённо-деформированное состояние вблизи вершины трещины. Для случаев хрупкого и квазихрупкого разрушений состояние нестабильного роста трещины определяется критическими значениями коэффициента интенсивности напряжений {{D }}K, которые для элементов конструкций в зависимости от их размеров, свойств материалов и условий нагружения находятся опытным путём.

При устойчивом росте трещин в случае действия переменных нагрузок скорость роста усталостных трещин оказывается достаточно хорошо коррелированной с амплитудой {{D }}K. Параметры зависимости скорости роста трещин от {{D }}K являются характеристикой материала.

Для исследования трещиностойкости материала при значительных зонах пластической деформации состояние нестабильного роста трещин определяется на основании оценки размера раскрытия трещины в её вершине с использованием значений интегралов J, пропорциональных плотности высвобождаемой энергии пластической деформации при разрушении конструкции.

Результаты исследований, основанные на методах, предлагаемых М. р., используются на этапах проектирования и эксплуатации летательных аппаратов при решении задач, связанных с обеспечением остаточной прочности авиационных конструкций с учётом длительности роста усталостных трещин (см. также Эксплуатационная живучесть).

С. И. Галкин.

механика сплошных сред — изучает движение и равновесие газов, жидкостей и деформируемых твёрдых тел. Моделью реальных тел в М. с. с. является сплошная среда (СС); в такой среде все характеристики вещества являются непрерывными функциями пространственных координат и времени. При деформации СС её частицы (их размеры значительно больше размеров атомов и молекул, но значительно меньше характерных размеров исследуемой теоретически или экспериментально системы) механически взаимодействуют между собой и с окружающими среду границами. Наряду с механическими взаимодействиями в некоторых случаях существенны взаимодействия немеханической природы — тепловое, химическое и др., а также взаимодействие среды с заполняющим пространство полем — электромагнитным, гравитационным, которое тоже может рассматриваться как особого рода СС.

Для описания поведения деформируемой СС вводят, помимо плотности, ряд параметров, характеризующих состояние её частиц; кинематические параметры — вектор перемещения и вектор скорости частицы, тензор её деформации и тензор скоростей деформации и др.; динамические параметры — тензор напряжений, тензор скоростей изменения напряжения и др.; термодинамические параметры — внутреннюю энергию, энтропию, температуру и др.; параметры физико-химического состояния — удельные электрические заряд, намагниченность и поляризации, концентрации отдельных химических компонентов и т. д.

Проблема построения конкретных моделей СС состоит в установлении системы определяющих среду величин и системы соотношений между ними, а также различных дополнительных условий, которые позволяют сформулировать математические задачи о нахождении законов движения частиц и законов изменения всех интересующих в конкретных условиях механических, физико-химических и других характеристик среды при её движениях и деформациях.

При теоретическом изучении движений конечных объёмов среды система определяющих соотношений представляет собой конечную систему дифференциальных или интегральных, интегро-дифференциальных функциональных уравнений, в которых искомыми функциями являются введённые параметры частиц среды, а независимыми переменными — координаты точек пространства, где происходит движение среды, и время (так называемая точка зрения Эйлера на движение среды) или координаты (числа), индивидуализирующие отдельные частицы (например, координаты частиц среды в начальный момент времени), и время (так называемая точка зрения Лагранжа на движение среды).

При построении частных моделей СС используются общие физические законы и определённые дополнительные гипотезы феноменологического характера, опирающиеся на теоретические предпосылки к на данные опытов. Прежде всего используются основные законы механики — законы сохранения массы и импульсов (см. Сохранения законы, Импульсов теорема, Неразрывности уравнение). В случаях, когда система определяющих параметров содержит внутренний момент количества движения частиц, необходимо независимо от уравнения импульсов использовать дополнительно уравнение моментов импульса. В большом числе важных случаев одних только уравнений механики для описания движений СС недостаточно  необходимо добавить к ним закон сохранения энергии (см. Энергии уравнение), уравнения электродинамики, уравнения физико-химической кинетики.

Для нахождения решений уравнений М. с. с. должны быть сформулированы граничные или краевые условия. Оказывается также, что в рамках некоторых моделей М. с. с. не удаётся получить решение математических задач в классе непрерывных функций, а необходимо искать его в классе обобщённых функций с разрывами непрерывности на некоторых поветях. На поверхности разрыва с двух её сторон параметры среды должны быть связаны определенными условиями (см. Контактная поверхность, Разрывы гидродинамические, Тангенциальные разрывы). Эти условия, как и краевые условия, также получаются на основе использования законов сохранения массы, импульса, энергии и — в соответствующих случаях — законов электродинамики, физической химии и т. д.

Первые математические модели М. с. с. возникли ещё в XVIII в. Это — модель идеальной жидкости в гидродинамике и модель идеально упругого тела в механике твёрдых деформируемых тел. Позднее, в начале XIX в., в гидродинамике появилась модель несжимаемой вязкой жидкости — ньютоновская жидкость (см. Ньютона теория обтекания). Методы решения задач механики с использованием этих классических моделей М. с. с. достигли высокой степени совершенства и позволяют получать значительные результаты при изучении явлений природы и в технических приложениях. Так, теория упругости (механика идеально упругого тела) является и сейчас основой расчёта многих машин и сооружений. Механика идеальной и ньютоновской жидкостей служит основой многих расчётных методов в проблемах аэродинамики к авиастроения, судостроения, гидроэнергетики и др.

Однако поведение многих материалов в реальных условиях не описывается закономерностями, лежащими в основе классических моделей М. с. с. (см., например, статью Реального газа эффекты). В связи с этим классические модели механики идеальной и ньютоновской жидкостей потребовали развития на случаи, когда существенными являются сжимаемость среды, явления теплопроводности и диффузии, выделение теплоты вследствие химических реакций, перенос излучения и др. (см., например, Кинетика физико-химическая, Переноса явления), что привело к появлению новых моделей. Развитие этих моделей механики идеальной и вязкой жидкости стимулировалось задачами авиационной, ракетной и космической техники, энергетики, химической технологии, двигателестроения, лазерной техники и др. и привело к выделению самостоятельных областей механики жидкости и газа, таких, как газовая динамика, теория тепломассообмена в движущихся средах, теория горения газов, радиационная газодинамика и др.

Проблемы астрофизики, термоядерного синтеза, создания магнитогидродинамических генераторов, технологических процессов с использованием жидких металлов и другое стимулировали развитие моделей механики жидкости и газа, учитывающих электромагнитные и гравитационные взаимодействия среды и поля, и привели к обособлению таких областей механики жидкости и газа, как теория низкотемпературной и высокотемпературной плазмы, магнитогидродинамика, электрогидродинамика (см., например, Электромагнитные явления), механика магнитных жидкостей и др. В механике деформируемого твёрдого тела разработаны и широко используются модели пластического тела, учитывающие возникновение остаточных (не исчезающих после снятия нагрузки) деформаций в теле, подверженном достаточно большим нагрузкам, и модели, учитывающие ползучесть тел, то есть нарастание деформаций со временем при неизменных внешних нагрузках. Продолжающееся развитие этих моделей вызывается потребностями машиностроения (в том числе авиастроения) и строительства в связи с увеличением напряжённости конструкций и, следовательно, ростом требовании к их прочности как при обычных, так и при повышенных температурах (см. Тепловая прочность). Так возникли области механики твёрдого деформируемого тела: теория пластичности, теория ползучести, теория вязкоупругости и вязкопластичности, теория деформирования композиционных материалов и др. Одна из серьёзных проблем механики твёрдого деформируемого тела — создание моделей СС и схем явлений, позволяющих предсказывать разрушение конструкций. Эта задача всё ещё не имеет удовлетворительного решения. На пути её разрешения развиваются теории хрупкого разрушения (см. Механика разрушения), усталости, старения материалов и др.

В классических моделях М. с. с., а также и во многих современных моделях рассматриваются однородные среды. Однако многие среды являются макроскопически неоднородными (гетерогенными) и в некоторых из них необходимо учитывать относительное движение элементов среды. В таких случаях в М. с. с. вводятся модели взаимопроникающих сплошных сред. В этих моделях один и тот же объём пространства считается заполненным двумя или более СС, каждая из которых имеет свою плотность и свои значения определяющих параметров. Между заполняющими пространство средами существуют различные виды взаимодействия — механическое, тепловое и др. Примерами гетерогенных сред могут служить всевозможные смеси твёрдых, жидких и газообразных частиц; суспензии твёрдых частиц в жидкостях, эмульсии, водонасыщенные грунты, смеси порошкообразных материалов различной структуры (например, Порошковые материалы), композиционные материалы и т. п.

Одна из основных проблем М. с. с. состоит в адекватном приведении механических задач к задачам математическим. Так как во многих даже относительно простых случаях математические задачи М. с. с. оказываются неразрешимыми имеющимися математическими средствами, то к М. с. с. относят и исследования, связанные с разработкой математических методов решения задач М. с. с. Эти исследования, с одной стороны, состоят в возможном видоизменении и упрощении самих систем определяющих уравнений к постановок задач для них, а с другой — в разработке новых математических методов и алгоритмов решения сформулированных задач.

Задачи М. с. с. во многих случаях связаны с большим объёмом вычислений. Поэтому в М. с. с. всегда использовались наиболее совершенные вычислительные методы и вычислительная техника. Наряду с теорией атомных реакторов М. с. с. была первым крупным пользователем ЭВМ и продолжает оказывать сильное влияние на развитие современных вычислительных методов и вычислительной техники.

Одним из наиболее эффективных общих методов построения новых моделей СС, неоднократно использовавшимся и ранее, является вариационный метод. При помощи этого метода удаётся объединить на общей основе различные феноменологические и статистические подходы к построению механических и термодинамических моделей сплошных сред.

Лит.: Жермен П., Механика сплошных сред, пер. с франц., М., 1965; Трусделл К., Первоначальный курс рациональной механик” сплошных сред, пер. с англ., М., 1975; Ильюшин А. А., Механика сплошной среды, 2 изд., М., 1978; Седов Л. И., Механика сплошной среды, 4 изд., т. 1-2, М., 1983-84.

Г. Г. Чёрный.

Мецхваришвили Николай Георгиевич (1911—1965) — советский конструктор авиационных двигателей, доктор технических наук (1965). Окончил МАИ (1936). Работал в Центральном институте авиационного моторостроения и в КБ на авиамоторных заводах. С 1956 главный конструктор. В ОКБ-45 руководил внедрением в серийное производство первых советских турбореактивных двигателей РД-45 и ВК-1 В. Я. Климова, разработкой первого советского двигателя с форсажной камерой и регулируемым соплом (ВК-1Ф). В ОКБ-500 под руководством М. разработаны и внедрены в серийное производство модификации турбореактивного двигателя Р11-300 С. К. Туманского. Двигатели М. устанавливались на самолётах А. И. Микояна, С. В. Ильюшина, А. С. Яковлева, П. О. Сухого. Ленинская премия (1962), Государственная премия СССР (1952). Награждён 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Ми — марка вертолётов, созданных в ОКБ, возглавлявшемся М. Л. Милем (см. Московский вертолётный завод имени М. Л. Миля). При жизни Миля марка (рис. 1) присваивалась вертолёту при запуске его в серию. Основное направление деятельности предприятия — создание вертолётов одновинтовой схемы (от лёгких до сверхтяжёлых) и разработка на основе базовых вертолётов модификаций различного назначения, Исключение — вертолёт В-12, спроектированный по двухвинтовой поперечной схеме. Вертолёты Ми могут быть отнесены к четырём поколениям: с порневыми двигателями (Ми-1, Ми-4), с газотурбинными двигателями со свободной турбиной (Ми-6, Ми-10, Ми-10, Ми-2, Ми-8), с газотурбинными двигателями со свободной турбиной и улучшенными лётно-техническими и экономическими характеристиками (Ми-8МТ, Ми-14, Ми-17, Ми-24) и, наконец, с широким применением в конструкции несущих винтов композиционных материалов (Ми-26, Ми-28, Ми-34). Основные данные вертолётов марки Ми приведены в таблице.

Развитие ОКБ началось с создания трёхместного вертолёта Ми-1 (1948), положившего начало крупносерийному производству вертолётов в СССР и их широкому практическому использованию. В конструкции Ми-1 (рис. 2 и рис. в таблице XXIV) отражён опыт создания экспериментальных вертолётов и автожиров Центральным аэрогидродинамическим институтом в предшествующие годы. Первоначально в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством Миля была спроектирована натурная геликоптерная установка (НГУ) для аэродинамических исследований полноразмерного несущего винта (НВ). Лопасти НВ НГУ имели традиционную для автожиров смешанную конструкцию: лонжерон — стальная стыкованная труба, деревянные нервюры и обшивка из фанеры и полотна. Фюзеляж выполнен а виде ферменной конструкции с лёгкой дуралюминовой обшивкой. В дальнейшем НГУ легла в основу Ми-1; были использованы элементы ее конструкции (НВ, фюзеляж), что существенно ускорило создание вертолёта. Ми-1 имеет трёхлопастные НВ и рулевой винт, общую для лётчика и двух пассажиров кабину, трёхколёсное шасси с носовым колесом, семицилиндровый (принудительно охлаждаемый) поршневыой двигатель АИ-26В. В основе конструкции втулки НВ — схема с разнесёнными горизонтальными и вертикальными шарнирами. В ходе работы над вертолётом была решена проблема обеспечения усталостной прочности элементов конструкции, работающих в условиях больших знакопеременных нагрузок. При создании Ми-1 применён ряд оригинальных решений: спроектирована система Управления НВ с инерционными демпферами. Разработана противообледенительная система (ПОС) лопастей несущего и рулевого винтов, что расширило диапазон применения вертолета. В процессе доводки и серийного выпуска вертолёта его конструкция совершенствовалась: системы управления общим шагом НВ и двигателем объединены в единую систему “шаг — газ”; состыкованный из отдельных труб лонжерон лопастей смешанной конструкции заменён цельным лонжероном холоднокатаной стальной трубы переменного сечения. Впоследствии была создана новая цельнометаллическая лопасть с прессованным дуралюминовым лонжероном, а в системы управления НВ включены необратимые гидроусилители. Ми-1 выпускался массовой серией (1950—1966). Было построено несколько тысяч вертолётов различных модификаций: учебно-тренировочные, санитарные, четырёхместные для народного хозяйства (Ми-1НХ), в варианте с поплавковым шасси для китобойной флотилии “Слава”, сельскохозяйственные, несколько модификаций специального назначения. Вертолёт Ми-1 широко применялся в народном хозяйстве страны, а также использовался в качестве учебного вертолёта в аэроклубах. На вертолётах Ми-1 установлено 27 мировых рекордов. Большое число вертолётов было продано в 12 стран мира. В 1957—1966 вертолёты по лицензии строились в Польше.

Ми-4 (рис. 3 и рис. в таблице XXV) — транспорный вертолёт с поршневым двигателем АШ-82В. При разработке вертолёта применена компоновка с размещением поршневого двигателя наклонно в носовой части, а экипажа над ним. Это позволило расположить просторную грузовую кабину в центре тяжести вертолёта. Наличие створок и трапа в задней части грузовой кабины позднее стало общепринятым в мировой практике. Грузовая кабина вмещает 16 пассажиров или автомобиль ГАЗ-67Б. Ми-4 существенно отличался от Ми-1 не только по своим весовым параметрам, но и по конструкции: использован полумонококовый фюзеляж, а в систему управления включены гидроусилители во всех четырёх каналах управления. Для вертолёта разработан редуктор НВ, рассчитанный на выходной крутящий момент 60 кНм. Вертолёт снабжён жидкостной ПОС, оборудованием для полётов ночью и в сложных метеоусловиях. В процессе создания и доводки Ми-4 решены многие научно-технические проблемы: устранён флаттер лопастей НВ, обеспечена динамическая прочность несущего и рулевого винтов, значительно увеличен ресурс ряда агрегатов и в первую очередь лопастей НВ. Лопасти смешанной конструкции, применявшиеся на первом этапе эксплуатации, имели ресурс 150 ч. Введение индукционной закалки лонжерона, упрочнение его наружной и полировка внутренних поверхностей, приклейка каркаса вместо его пайки и ряд других конструктивно-технологических мероприятии позволили довести ресурс лопасти до 1000 ч. Позднее была создана металлическая лопасть на основе прессованного лонжерона из алюминиевого сплава и приклеиваемого каркаса с сотовым заполнителем. Ресурс такой конструкции доведён до 2500 ч. Вертолёт Ми-4 спроектирован, построен и испытан практически за один год. При этом его серийное производство началось одновременно с постройкой опытного образца и продолжалось 14 лет (1952—1966), По своим лётно-техническим данным и грузоподъёмности он существенно превосходил зарубежные вертолёты того же класса. Разработаны различные модификации вертолёта: транспортный, санитарный, морской, полярный, сельскохозяйственный и др. Ми-4 качественно изменяли работу геологов в труднодоступных районах Крайнего Севера и Дальнего Востока. Оборудованный внешней подвеской вертолёт использовался в качестве летающего крана. На Ми-4 установлено 8 мировых рекордов. На Всемирной выставке в Брюсселе (1958) вертолёт удостоен диплома и золотой медали. В 1956—1966 свыше 700 вертолётов Ми-4 было продано в 34 страны мира.

В июне 1954 ОКБ приступило к разработке тяжёлого транспортного вертолёта Ми-6 с двумя газотурбинными двигателями Д-25В (рис. 4 и рис. в таблице XXVI). Взлётная масса свыше 40 т. Наиболее тяжёлые зарубежные вертолёты того времени имели максимальную взлётную массу около 14 т. Переход от Ми-4 к Ми-6 был качественным скачком, который привёл к пересмотру применявшихся в ОКБ технических решений. С Ми-6 началось развитие в СССР вертолётов с газотурбинными двигателями. Для обеспечения высоких скоростей полёта была разработана комбинированная несущая система (НВ — крыло). Ми-6 — первый в мире вертолёт, превысивший в 1961 скорость 300 км/ч, которая в то время считалась предельной для аппаратов подобного типа. Рекорд (320 км/ч) был отмечен вручением ОКБ международного приза имени И. И. Сикорского как “признание выдающегося достижения в области вертолетостроительного искусства”. Компоновочная схема Ми-6, повторенная во многих отечественных и зарубежных образцах, была признана классической. Сложнейшими проблемами его проектирования были создание НВ и главного редуктора. Разработка НВ (диаметром 35 м), способного поднять в воздух вертолёт с максимальной взлётной массой до 44 т (в рекордных полётах до 48 т), явилась выдающимся достижением науки и техники. Для НВ была разработана принципиально новая цельнометаллическая лопасть, состоящая из стального лонжерона и секционного каркаса. Секции крепятся к лонжерону практически в одном сечении и поэтому не нагружаются при общем изгибе лопастей. Это освобождает каркас от значительных переменных нагрузок. Первоначально лонжерон собирался из трёх стальных труб. В дальнейшем, благодаря успехам отечественного трубопрокатного производства, была изготовлена цельнотянутая труба переменного сечения с переменной толщинок стенок, позволившая заменить трудоёмкий и более тяжёлый сборный лонжерон. Технология изготовления трубы-лонжерона постоянно совершенствовалась с целью увеличения динамической прочности и ресурса; улучшались также конструкция каркаса и его крепление к лонжерону. В результате ресурс лопасти доведён до 1000 ч. Лопасти снабжены электротепловой ПОС. Были решены важные проблемы и при создании главного редуктора. На основе компоновки, выполненной в ОКБ Миля, конструкторский коллектив, руководимый П. А. Соловьёвым, разработал дифференциально-планетарный редуктор, обеспечивающий передачу мощности 8100 кВт от двух двигателей с крутящим моментом на выходе 570 кНм. На втулке НВ впервые в практике ОКБ применены гидравлические демпферы вертикальных шарниров, в шасси — двухкамерные стойки с системой перетекания, что позволило кардинально устранить “земной резонанс”. Установка автопилота, дополнительного навигационного оборудования и включение в состав экипажа штурмана позволили использовать Ми-6 в любое время суток и практически в любую погоду. Наличие электротепловой ПОС на лопастях НВ и на входах в двигатели, жидкостной ПОС рулевого винта давали возможность совершать полёты на вертолёте в условиях обледенения при температурах до ~15°С. Основной вариант вертолёта — транспортный. Предназначен для перевозки крупногабаритных грузов внутри кабины или на внешней подвеске. На специальных откидных сидениях можно перевозить 65 человек. Широкое применение Ми-6 нашёл при освоении природных богатств Западной Сибири, где использовался при перевозке тяжёлых грузов и в качестве летающего крана при монтаже различных сооружений. Ми-6 строился серийно до 1980. В 1964—1978 поставлялся за рубеж. На вертолёте Ми-6 установлено 16 мировых рекордов.

В 1960 на базе Ми-6 разработан вертолёт Ми-10 (рис. 5 и рис. в таблbwt XXVII). В его конструкции использованы несущий и рулевой винты с системами их управления, силовая установка, трансмиссия и другие агрегаты вертолёта Ми-6. В основу положен принцип перевозки крупногабаритных грузов вне фюзеляжа с использованием на взлёте эффекта влияния земли, что существенно увеличило грузоподъёмность вертолёта. Для этого разработана оригинальная конструкция четырёхколёсного шасси с колеёй свыше 6 м и высотой до фюзеляжа 3,75 м (при полностью нагруженном вертолёте). Высокое шасси позволило вертолёту “наруливать” на грузы высотой до 3,5 м (эта операция контролировалась с помощью телеустановкн, экран которой расположен в кабине пилотов). Для крепления груза на стойках шасси установлены специальные гидравлические захваты, управляемые из кабины пилотов или с переносного пульта. При наличии большого числа мелких грузов предусмотрена специальная платформа, закрепляемая на тех же гидрозахватах. По бокам грузовой кабины установлено 23 откидных сидения для перевозки пассажиров. Ми-10 способен транспортировать крупногабаритные грузы длиной 20 м, высотой до 3,5 м, шириной 5 м, массой 12 т. Вертолёт строился малой серией. На Ми-10 установлено 8 мировых рекордов.

В 1965 на базе Ми-10 создана его модификация — вертолёт-кран Ми-10К (рис. в таблице XXVIII); он имеет укороченное шасси и обращённую назад вторую кабину лётчика (подвесную, расположенную под передней частью фюзеляжа) с органами управления. При проведении монтажных и погрузочно-разгрузочных работ один из пилотов переходит в подвесную кабину, садится лицом к грузу и берёт управление “на себя”. Ми-10К нашёл применение при монтаже буровых установок и другого оборудования в газонефтепромысловых районах Тюменской области. С его помощью выполнены уникальные монтажные работы при строительстве и реконструкции промышленных предприятий.

Создание вертолётов Ми-2 (рис. 6 и рис. в таблице XXVII) и Ми-8 (рис.7 и рис. в таблице XXVII) с газотурбинным двигателем со свободной турбиной — качественно новый этап в развитии вертолётов лёгкого и среднего классов. Они пришли на смену вертолётам Ми-1 и Ми-4. Ми-2 — лёгкий вертолёт с двумя ГТД-350. Ми-2 существенно превосходил Ми-1 по скорости и грузоподъёмности (при тех же размерах) и имел значительные преимущества перед зарубежными вертолётами того же класса, которые в то время строились только однодвигательными. Двухдвигательная схема для лёгких вертолётов, впервые применённая на Ми-2, получила всеобщее признание. Ми-2 разработан специально для народного хозяйства. Строился в нескольких вариантах: транспортный (оборудован внешней подвеской, а также стрелой и электролебёдкой), пассажирский (рассчитан на перевозку 8 пассажиров), сельскохозяйственный (оборудован аппаратурой для опрыскивания или опыливания химикатами полей, садов, виноградников и лесов), учебно-тренировочный (оборудован двойным управлением). Строился по лицензии в Польше. На вертолёте Ми-2 установлено 2 мировых рекорда.

Ми-8 — вертолёт среднего класса с двумя газотурбинными двигателями ТВ 2-117. Имея несущий винт того же диаметра, что и Ми-4, Мн-8 значительно превосходит его по грузоподъёмности, скорости и производительности. Для Ми-8 был спроектирован пятилопастный НВ, разработанный на базе цельнометаллическое модифицированной лопасти вертолёта Ми-4, что позволило существенно снизить трудоёмкость изготовления и увеличить её ресурс. В конструкции вертолёта применён жёсткий рулевой винт на карданном подвесе с металлопластикавыми лопастями, в фюзеляже использованы крупногабаритные дуралюминовые штамповки и клеесварные соединения, созданы оригинальная система рычажной внешней подвески, принципиально новая конструкция капотов и т. д. Комплект пилотажно-навигационного оборудования, автопилот и ПОС позволяют использовать вертолёт в любых метеоусловиях. Силовая установка вертолёта оборудована автоматической системой регулирования, обеспечивающей поддержание частоты вращения НВ в заданных пределах и синхронизацию работы двигателей. Основной вариант вертолёта — транспортный (Ми-8Т). Позволяет перевозить грузы в кабине и на внешней подвеске. Пол грузовой кабины усилен, оборудован швартованными узлами. Для удобства загрузки имеется электролебёдка. Подъём небольших грузов и людей во время спасательных операций осуществляется этой же лебёдкой и бортстрелой. В кабине Ми-8Т, оборудованной системой отопления и вентиляции, можно перевозить 24 человек на специальных сидениях или 12 больных на носилках в сопровождении медработника. Ми-8П (пассажирский) рассчитан на перевозку 28 человек. На вертолёте Ми-8 установлено 7 мировых рекордов. Ми-8 — вертолёт массового производства, экспортируется во многие страны мира (к 1992 выпущено около 8000).

На базе вертолётов Ми-8Т и Ми-8П создано несколько десятков модификаций различного назначения. В 1975 разработан вертолёт Ми-8МТ с двигателями ТВ3-117. Новая силовая установка улучшила его лётно-технические характеристики.

В дальнейшем на Мв-8МТ были установлены двигатели ТВ3-117ВМ, позволившие существенно повысить высоту полёта и сохранить необходимую грузоподъёмность при повышенных плюсовых температурах наружного воздуха.

Ми-17 (рис. 8) — многоцелевой транспортный вертолёт, экспортный вариант Ми-8МТ.

Ми-14 — противолодочный вертолёт берегового базирования с амфибийными свойствами. Создан в 1967. На нём установлены два газотурбинных двигателя ТВ3-117М. Суммарная мощность силовой установки ограничена главным редуктором до 2800 кВт. Агрегаты динамической системы аналогичны вертолёту Ми-8. Нижняя часть фюзеляжа выполнена в виде лодки. Для повышения поперечной остойчивости лодка снабжена боковыми поплавками (“жабрами”) и надувными баллонетами. Впервые в отечественной практике вертолётостроения установлено убирающееся шасси. Специальное оборудование вертолёта включает радиолокационную станцию, опускаемую гидроакустическую станцию, поисково-прицельную систему, аппаратуру передачи данных и буксируемый поисковый магнитометр. Для поражения подводных лодок вертолёт может нести бомбо-торпедное вооружение. На базе Ми-14 разработан ряд модификаций, в том числе в вариантах буксировщика минных тралов и поисково-спасательном. Поисково-спасательный вертолёт может производить посадку на воду. При волнении моря свыше 3 баллов спасательные работы проводятся на режиме висения с помощью грузоподъёмного устройства, обеспечивающего одновременный подъём двух человек.

В 1963 ОКБ приступило к разработке тяжёлого транспортного вертолёта В-12 (Ми-12) с четырьмя газотурбинными двигателями Д-25ВФ (рис. 9 и рис. в таблице XXVIII), рассчитанного на транспортировку крупногабаритных грузов массой до 25 т. Двигатели работают попарно на два главных редуктора, приводящих во вращение два пятилопастных НВ диаметром 35 м. Разработка вертолёта по поперечной схеме и его большие размеры поставили перед ОКБ ряд специфических задач: выбор направления вращения НВ, предотвращение возможности возникновения резонансных колебаний различных форм, в том числе “земного резонанса” в воздухе. Значительные трудности встретились при проектировании системы управления. К ним относятся влияние деформаций конструкции вертолёта на перемещение органов управления, наличие перекрёстных связей между каналами управления, большое трение и люфты, характерные для проводки управления большой протяжённости, и т. п. Разработка достаточно жёсткого на изгиб и кручение крепления редукторов к фюзеляжу представляла трудную техническую задачу. Решение ее осложнялось требованием сведения к минимуму потерь от обдува конструкции индуктивным потоком от НВ, особенно на режимах взлёта и висения. В результате конструкция была реализована в виде пространственных ферм, часть стержней которых представляют собой крылья обратного сужения. Таким образом, в зоне максимальных индуктивных скоростей (по концам лопастей) хорда крыла была наименьшей. На В-12 с большой степенью унификации применены агрегаты несущей системы от Ми-6, что сократило время на его разработку. Вертолёт успешно прошёл испытания, но в серии не строился. На В-12 установлено 7 мировых рекордов. Среди них рекорд грузоподъёмности для винтокрылых (груз свыше 40 т был полнят на высоту 2250 м). Это достижение отмечено присуждением ОКБ (во второй раз) международного приза имени Сикорского.

Ми-24 (рис. 10 и 14) — армейский транспортно-боевой вертолёт с двумя газотурбинными двигателями ТВ3-117. Основное назначение вертолёта — непосредственная поддержка сухопутных войск, борьба с танками и вертолётами противника, а также высадка тактического десанта в зоне прорыва и при захвате плацдармов. Может также использоваться для сопровождения десантно-транспортных вертолётов и прикрытия их при высадке десанта. Для решения этих задач вертолет скомпонован так, чтобы обеспечить наилучший обзор лётчику и штурману-оператору, в носовой части сконцентрировано современное прицельное оборудование. Вертолёт оснащен мощным ракетно-пушечным вооружением, размещённым в носовой части (подвижная установка с крупнокалиберным пулеметом или пушкой) и на 6 точках подвески под крыльями. Высокая боевая живучесть вертолёта обеспечивается бронированием кабины и жизненно важных агрегатов, а также дублированием систем и применением средств, уменьшающих вероятность взрыва и пожара при боевых повреждениях. Ми-24 имеет высокие скоростные и маневренные характеристики. На его модификации (А-10) установлено 7 мировых рекордов, в том числе скорости 368,4 км/ч (1978).

Ми-26 (рис. 11 и рис. в таблице XXIX) — тяжелый транспортный вертолёт с двумя газотурбинными двигателями Д-186, может использоваться для перевозки крупногабаритных грузов массой до 20 т, при строительстве мостов, монтаже оборудования промышленных предприятий и т. д. Создание вертолёта с большой транспортной эффективностью поставило перед коллективом ОКБ ряд новых технических проблем, в частности обеспечение весового и аэродинамического совершенства вертолёта. Очень важно было снизить массу лопастей, так как это определяло массу втулки и во многом влияло на массу всей конструкции вертолёта. Большое значение имел выбор параметров НВ. Исследования показали, что оптимальным является восьмилопастный НВ диаметром 32 м. В конструкции лопасти НВ применён ряд технических новшеств: лонжерон с проушинами крепления к втулке, выполненными за одно целое с трубой; каркас и обшивка из композиционных материалов (использованы высокопрочные стеклопластики, сотовые заполнители из полимерной бумаги, новые высокопрочные клеи, пенопласт и т. д.). Это позволило создать лопасти, обладающие высокими аэродинамическими и прочностными характеристиками при малой их массе. Для предварительных испытаний лопастей была построена летающая лаборатория на базе вертолёта Ми-6. Проведённые совместно с Центральным аэрогидродинамическим институтом исследования по оптимизации аэродинамической компоновки лопастей позволили увеличить кпд НВ. В конструкции втулки НВ широко применён титановый сплав. Это позволило создать НВ с массой на 2 т меньшей и тягой на 30% большей по сравнению с НВ вертолёта Ми-6. Применение титанового сплава привело к проблеме обеспечения усталостной прочности конструкции, в частности защиты её элементов от фреттинг-коррозии. Для этой цели широко использовались так называемые “жертвенные детали” (втулки, пластины), приклеиваемые к основным силовым элементам в местах их сочленений. Большим техническим достижением явилось создание главного редуктора ВР-26. В его основу была положена разработанная в ОКБ новая многопоточная непланетарная схема, обладающая большими возможностями для снижения массы редуктора. В результате ВР-26 по массе больше Р-7 (главный редуктор Ми-6) на 8,5%, но превосходит последний по передаваемой мощности почти в 2 раза, а по выходному крутящему моменту более чем в 1,5 раза. Для рулевого винта разработана лопасть со стеклопластиковым лонжероном, изготовленным методом спиральной машинной намотки. При этом выбрано такое направление вращения винта, при котором повышалась его эффективность и обеспечивалась защита машины от попадания в т. н. вертолётный штопор. Массы фюзеляжей вертолётов Ми-26 и Ми-6 одинаковы, но объём грузовой кабины Ми-26 и перевозимый им груз примерно в 2 раза больше. Ми-26 отличает высокая эксплуатационная технологичность. Разработана система изменения клиренса — при необходимости можно на двухкамерных амортизационных стойках приподнять заднюю часть вертолёта. Агрегаты внешней подвески расположены в конструкции пола, и при перевозке грузов внутри кабины не нужно демонтировать внешнюю подвеску. Для механизации погрузочно-разгрузочных работ грузовая кабина оборудована двумя электролебёдками и устройством, обеспечивающим загрузку и транспортировку вдоль кабины грузов массой до 5 т. Экипаж наблюдает за погрузкой с помощью телеаппаратуры. Ми-26 надежен и прост в эксплуатации. Обеспечены максимальное удобство технического обслуживания без применения специальных аэродромных средств, доступ экипажа ко всем агрегатам, в том числе к рулевому винту с проходом внутри килевой балки. Силовая установка оснащена пылезащитными устройствами для защиты газовоздушных трактов двигателей от эрозионного износа при работе с неподготовленных площадок. На Ми-26 установлен комплекс пилотажно-навигационного оборудования и система автоматического управления. Лопасти несущего и рулевого винтов обеспечены электротепловой ПОС. На Ми-26 установлено 14 мировых рекордов.

Ми-28 (рис. 12 и 15) — боевой вертолёт. Совершил первый полёт в 1982. Оснащён прицельными системами с высокими разрешающими способностями и уровнем автоматизации, современным электронным оборудованием. Вооружён управляемыми ракетами и неуправляемыми авиационными ракетами, подвижной пушкой (калибр 30 мм) с большой начальной скоростью снаряда. Отличается высокой манёвренностью. В компоновке машины предусмотрены защита более важных элементов конструкции менее важными, невозможность вывода из строя обоих двигателей одним выстрелом, защита топливной системы, предотвращающая взрыв, пожар, вытекание топлива при повреждениях системы. Жизненно важные узлы конструкции дублированы и разнесены. Одна из отличительных черт конструкции — мощная броня и бронестёкла кабины. Энергопоглощающие кресла и специальная конструкция шасси с дополнительным аварийным ходом повышают безопасность экипажа при аварийных посадках с большими скоростями. В конструкции вертолёта широко применены композиционные материалы и эластомеры.

Ми-34 (рис. 13 и 16) — лёгкий учебно-спортивный вертолёт с поршневым двигателем М-14В26В. Имеет взлётную массу в 2 раза меньшую, чем Ми-1, и в 3 раза меньшую, чем Ми-2, использовавшиеся для тех же целей. Это достигнуто благодаря применению новых материалов в конструкции главного редуктора, втулки НВ, планёра, использованию полозкового шасси и т. д. Ми-34 рассчитан на трёхкратные перегрузки, что позволяет выполнять на нём сложные фигуры пилотажа, в том числе такие, как “бочка” и петля Нестерова. Реализация указанных перегрузок стала возможной в результате современных конструктивных решений: выбрано большое заполнение несущего винта, для лопастей винтов применены композиционные материалы. В передней части кабины экипажа размещаются рядом инструктор и курсант или 2 лётчика, в задней части кабины могут разместиться 2 пассажира или груз, что позволяет применять вертолёт и в народном хозяйстве.

Лит.: Изаксон А. М., Советское вертолетостроение, 2 изд., М., 1981; Данилов В. А., Вертолет Ми-8. М., 1988.

М. И. Тищенко, А. С. Бабушкина.

Таблица — Вертолёты Московского вертолётного завода имени М. Л. Миля.

Основные данные

Ми-1

Ми-4

Ми-6

Ми-10

Ми-10К

Ми-2

Первый полёт, год

1948

1952

1957

1960

1965

1961

Начало серийного производства, год

1950

1952

1959

1963

1965

1965

Число, тип и марка двигателя

1 ПД АИ-26В

1 ПД АШ-82В

2 ГТД Д-26В

2 ГТД Д-25В

2 ГТД Д-25В

2 ГТД ГТД-350

Мощность двигателя, кВт

423

1250

4050

4050

4050

294

Параметры несущего винта:

           

диаметр, м

14,5

21

35

35

35

14,5

число лопастей

3

4

5

5

5

3

Диаметр рулевого винта, м

2,5

3,6

6,3

6,3

6,3

2,7

Масса пустого вертолёта, т

1,8

4,97

28,15

27,25

25,46

2,41

Взлётная масса, т:

           

нормальная

2,45

7,5

40,5

43,7

-

3,55

максимальная

2,55

7,8

44

43,7

-

3,7

максимальная с грузом на внешней подвеске

-

-

37,5

38

38

-

Максимальный перевозимый груз, т:

           

внутри кабины

0,5

1,67

12

3

3

0,7

на внешней подвеске

-

1,3

8

8**

11

0,8

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

850

-

-

-

1000

1000

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

1900

1250

1500

-

3000

1700

Динамический потолок, м

4000

5500

4500

3000

4750

4000

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

360

455

600

250

-

270

Скорость полета, км/ч:

           

максимальная крейсерская

190

214

300

235

220

210

 

140

166

250

220

200

190

Габаритные размеры грузовой кабины, м:

           

длина

-

4,5

11,7

15,945

-

2,8

высота

-

1,7

2,7

1,66

-

1,55

ширина

-

1,6

2,66

2,75

-

1,55

Экипаж, чел.

1

2

5

3

3—4

1

Продолженне табл

Основные данные

Ми-8

Ми-12

Ми-24

Ми-8МТ (Ми-17)

Ми-26

Ми-28

Ми-34

Первый полёт, год

1962

1967

1969

1975

1978

1982

1986

Начало серийного производства, год

1965

-

1970

1982

1981

-

1989

Число, тип и марка двигателей

2 ГТД ТВ 2-117

4 ГТД Д-25ВФ

2 ГТД ТВ 3-117

2 ГТД ТВ 3-117М

2 ГТД Д-136

2 ГТД ТВ 3-117

1 ПД М-14В26В

Мощность двигателя, кВт

1100

4780

1640

1400*

7350*

1640

239

Параметры несущего винта:

             

диаметр, м

21,288

35

-

21,294

32

-

10

число лопастей

5

5Х2

5

5

8

5

4

Диаметр рулевого винта, м

3,9

-

-

3,9

7,6

-

1,46

Масса пустого вертолёта,

7,07

68,9

-

7,05

28,15

-

0,925

Взлетная масса, т

             

нормальная

11,1

96

11,2

11,1

49,6

10,4

1,26

максимальная

12

102

11,5

13

56

11,2

1,35

максимальная с грузом на внешней подвеске

11

-

-

13

64

-

-

Максимальный перевозимый груз, т:

             

внутри кабины

4

25

-

4

20

-

0,24

на внешней подвеске

3

16

2,7

3

20

3,64***

-

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

760

-

2000

1500

1800

3600

800

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

1900

1000

-

2800

2900

-

1250

Динамический потолок, м

4500

3500

-

5000

4600

5800

4500

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

465

440****

450

495

480

475

360

Скорость полета, км/ч:

             

максимальная

250

260

320

250

295

300

220

крейсерская

220

230

-

240

255

-

160

Габаритные размеры грузовой кабины, м:

             

длина

5,34

28,15

-

5,34

12

-

-

высота

1,8

4,4

 

1,8

3,16

-

-

ширина

2,34

4,4

-

2,34

3,34

-

-

Экипаж, чел

3

6

2

3

4—5

2

1

* Ограничена по значению крутящего момента на главном редукторе. ** С использованием гидрозахватов 12 т. *** Максимальная боевая нагрузка с системами прицеливания и вооружения. **** С грузом 20 т.

Рис. 1. Эмблема вертолётов марки Ми.

Рис. 2. Ми-1.

Рис. 3. Ми-4.

Рис. 4. Мк-6.

Рис. 5. Ми-10.

Рис. 6. Ми-2.

Рис. 7. Ми-8.

Рис. 8. Ми-17.

Рис. 9. В-12.

Рис. 10. Ми-24.

Рис. 12. Ми-28.

Рис. 11. Ми-20.

Рис. 13. Ми-34.

Рис. 14. Вертолёт Ми-24.

Рис. 15. Вертолёт Ми-28.

Рис. 16. Вертолёт Ми-34.

МиГ — марка самолётов, созданных в ОКБ под руководством А. И. Микояна и М. И. Гуревича (см. Московский машиностроительный заводимени А. И. Микояна). Самолёты, созданные под руководством их преемника Р. А. Белякова, имеют также марку МиГ (рис. 1). Основные данные некоторых самолётов МиГ приведены в таблице.

Первым самолётом, спроектированным и построенным ОКБ, был скоростной истребитель И-200 — моноплан с низкорасположенным крылом, с поршневым двигателем АМ-35А. Его конструкция, за исключением центроплана, была выполнена в основном из сосны и дельта-древесины с фанерной и дуралюминовой обшивкой. Центроплан цельнометаллический, а передняя часть фюзеляжа с моторамой выполнена в виде фермы из стальных труб с капотом и обшивкой из листового дуралюмина. Самолёт имел убирающееся шасси и обладал высокими аэродинамическими характеристиками, которые в сочетании с мощным двигателем позволяли ему развивать максимальную скорость свыше 600 км/ч и обеспечивали высоту полёта до 12 тысяч м (на И-200 впервые в СССР была достигнута рекордная скорость 651 км/ч на высоте 7000 м). Самолёт имел достаточно мощное для того времени пулемётное вооружение: один УБ и два ШКАС. Построено 100 экземпляров. По ходу серийного выпуска И-200 велась его модернизация. Модернизированный самолёт с увеличенным запасом топлива обеспечивал большую дальность полёта. Для повышения пожаробезопасности и живучести на самолёте была введена система заполнения топливных баков выхлопными газами и применено протектирование баков. Модернизированных самолётов И-200 в 1940 выпущено около 20 экземпляров. Постановлением СНК СССР от 9 декабря 1940 боевым самолётам были присвоены новые обозначения: первому варианту самолёта И-200 — МиГ-1 (рис. в таблице XVII), модернизированному варианту — МиГ-3 (рис. 2 и рис. в таблице XVII). В первые дни Великой Отечественной войны по предложению С. П. Супруна из личного состава добровольцев — лётчиков-испытателей были сформированы два истребительных авиационных полка особого назначения, укомплектованные самолётами МиГ-3. Всего их было построено 3300 экземпляров. В 1942—1947 ОКБ занималось перспективными разработками по дальнейшему повышению боеспособности, высот и скоростей полёта самолётов. В этот период выпущены экспериментальные самолёты И-220 (А). И-221 (2А), И-222 (ЗА), И-224 (4А), И-225 (5А), И-270 (Ж), на которых, в частности, отрабатывались: шасси с выносными амортизаторами, мягкие топливные баки, герметичная кабина, повышение мощности двигателя путем использования турбокомпрессора, применение жидкостных реактивных двигателей и т. д. В 1945 создан экспериментальный самолёт по схеме “утка” для исследования аэродинамики неустойчивой схемы. Это легкий самолёт с поршневым двигателем М-11 (мощностью 80,9 кВт) и толкающим винтом; высокоплан со стреловидным крылом (угол стреловидности 20{{° }}), неубирающимся шасси и трехместной кабиной (лётчик — впереди, два пассажира — сзади). В том же 1945 был создан экспериментальный самолёт И-250 (И), выпущенный затем небольшой серией (МиГ-13). И-250 (Н) — низкоплан цельнометаллической конструкции с прямым крылом. Особенность этого самолёта — комбинированная силовая установка: был применён поршневой двигатель 5К-107Р с отбором части мощности через удлинённый вал для привода осевого компрессора воздушно-реактивного двигателя, установленного за кабиной лётчика, с выводом газов через регулируемое сопло в хвостовой части фюзеляжа.

24 апреля 1946 совершил первый полёт реактивный истребитель МиГ-9 (рис. 3 и рис. в таблице XXIII). Самолёт выполнен по схеме моноплана с прямым крылом и с двумя установленными рядом в фюзеляже турбореактивным двигателем РД-20. Двигатели располагались вблизи центра тяжести самолёта с выходом газов под хвостовую часть самолёта и с единым воздухозаборником на два двигателя. Так как температура отработавших газов достигала 800{{° }}С, в хвостовой части был установлен специальный экран из жаропрочной стали. Такое расположение двигателей обеспечивало удобную компоновку самолёта и высокую безопасность полёта в случае отказа одного двигателя. МиГ-9 был вооружён тремя пушками (одна Н-37 и две НС-23). Параллельно с серийным выпуском МнГ-9 велась модернизация. На модернизированном самолёте МиГ-9м установлены два турбореактивных двигателя РД-21 тягой по 9,81 кН, позволившие повысить скорость на 55 км/ч. МиГ-9м был оборудован герметичной кабиной с катапультным креслом. На базе МиГ-9 построен также учебно-тренировочный самолёт, на котором проводились испытания по катапультированию экипажа.

МиГ-15 (рис. 4 и рис. в таблице XXIV) — первый советский серийный истребитель со стреловидным крылом (угол стреловидности 35{{°}}), с турбореактивным двигателем РД-45Ф. С 1949 выпускалась модификация МиГ-15бис с турбореактивным двигателем ВК-1. На МиГ-15бис применено бустерное управление элеронами, значительно улучшены система жизнеобеспечения и комфорт в кабине лётчика. Создана более совершенная, чем на МиГ-9, герметичная кабина, оборудованная новой аппаратурой, позволяющей осуществлять полёты на высоте свыше 15 тысяч м. Для аварийного покидания самолёта разработаны новые катапультное кресло и фонарь, автоматически сбрасываемый перед катапультированием, так как скорость возросла до 1050 км/ч. Лётную отработку катапультного кресла проводили на бомбардировщике Пе-2. Вооружение МиГ-15 включало пушку И-37 и дне пушки НС-23; дополнительно можно было подвешивать бомбы. Была применена оригинальная и удобная в эксплуатации установка пушек на опускаемом лафете. Самолёт выпускался в нескольких вариантах, в том числе учебно-тренировочном — МиГ-15УТИ, на котором проходило переучивание лётного состава при переходе с поршневых самолётов на реактивные. МиГ-15 строился серийно в СССР, а также в других странах. Около 10 лет самолёты МиГ-15 были основными истребителями ВВС Советской Армии и армий социалистических стран.

МиГ-17 (рис. 5 и рис. в таблице XXIV) — одноместный истребитель с турбореактивным двигателем ВК-1. Самолёт имел крыло с углом стреловидности 45{{°}} в корневой части и 42{{°}} в концевой части, большую, чем на МиГ-15, скорость полёта и обладал такой же манёвренностью. На МиГ-17 в феврале 1950 в горизонтальном полёте достигнута скорость звука. В последующем создан ряд модификаций, в том числе МиГ-17Ф, МиГ-17ПФ и другие. МиГ-17ПФ (1953) был оборудован бортовой радиолокационной станцией и вооружён в дополнение к пушкам (одна И-37 и две НР-23) ракетами “воздух — воздух”. Новое вооружение и оборудование позволяли этим самолётам перехватывать цели в облаках и ночью.

Одновременно с созданием самолётов МиГ-15 и МиГ-17 в ОКБ проектировался двухместный истребитель-перехватчик тяжёлого типа. Были построены два самолёта: И-320 (Р-1) с двумя турбореактивными двигателями РД-45Ф и радиолокатором “Коршун” и И-320 (Р-2) с двумя турбореактивными двигателями ВК-1 и радиолокатором “Торий”. Двигатели устанавливались в фюзеляже уступом. Лётчики в кабине располагались рядом. Самолёт И-320 прошёл лётные испытания, но серийно не строился.

МиГ-19 (первый полёт в 1952, см. рис. 6 и рис. в таблице XXV) — одноместный истребитель, среднеплан со стреловидным крылом (угол стреловидности 55{{°}}) и двумя турбореактивными двигателями (РД-9Б на серийных образцах) в фюзеляже. В гидравлической системе управления применены необратимые бустеры. В системе поперечного управления наряду с элеронами использовались интерцепторы. Для повышения эффективности продольного управления на сверхзвуковых скоростях на модификации МиГ-19С впервые был применён цельноповоротный стабилизатор. Вооружение самолёта МиГ-19С состояло из трёх встроенных пушек НР-30 (в поздних сериях — две пушки), неуправляемых авиационных ракет и бомб; модификация МиГ-19П имела две встроенные пушки НР-30 и УРС; МиГ-19ПМ отличался от МиГ-19П отсутствием встроенного пушечного вооружения. МиГ-19 — первый советский серийный сверхзвуковой истребитель. На одном из вариантов МиГ-19 (СМ-30) для отработки безаэродромного базирования установлен стартовый пороховой ускоритель ПРД-22, позволивший самолёту взлетать с коротких направляющих рельсов пусковой установки. Была разработана модификация СМ-50, оборудованная кроме основных двигателей (два двигателя РД-9Б) еще и жидкостный реактивный двигатель У-19 тягой 32 кН. Этот самолет имел скорость до 1800 км/ч и потолок до 24 тысячи м.

К проектированию лёгкого манёвренного истребителя ОКБ приступило в середине 50-х гг. Были созданы два опытных экземпляра: Е-2 со стреловидным крылом и Е-4 с тонким треугольным крылом малого удлинения. Самолёты имели фюзеляжи и оперения, мало отличающиеся по конструкции. В процессе испытаний у самолёта с треугольным крылом был выявлен ряд преимуществ. В 1956 на базе самолёта Е-4 создан лёгкий одноместный истребитель МиГ-21 (Е-5) с турбореактивным двигателем Р11-300. На серийных модификациях этого самолёта устанавливались двигатели: РИФ-300-на МиГ-21Ф (Е-6) и Р11Ф2-300 — на МиГ-21ПФ Е-7). МиГ-21 (рис. 7 и рис. в таблице XXVI) был оборудован лобовым регулируемым сверхзвуковым воздухозаборником. В дополнение в двум пушкам калибра 23 мм и неуправляемым авиационным ракетам на МиГ-21 было применено новое вооружение — управляемые ракеты “воздух — воздух” с тепловыми головками самонаведения. Для увеличения подъёмной силы крыла на посадке и взлете на МиГ-21 впервые была отработай система сдува пограничного слоя (от компрессора двигателя отбирался воздух под давлением и выдувался через щель в передней кромке закрылков). Для сокращения разбега использовались пороховые ускорители. Самолёт был оснащён тормозным парашютом, обеспечивающим посадку на укороченные взлетно-посадочные полосы. МиГ-21 Выпускался в серийных модификациях, поставлялся за рубеж. На модификации МиГ-21 — Е-66 установлено 2 абсолютных мировых рекорда скорости полёта в 1959—1960 и абсолютный мировой рекорд высоты в 1961.

Самолёт МиГ-23 первоначально был создан в двух вариантах: с дополнительными подъёмными двигателями (для обеспечения укороченного взлёта и посадки) и как самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности (рис. 8 и рис. в таблице XXVIII). В варианте с крылом изменяемой стреловидности самолёт был принят для серийного производства. Впервые в СССР на МиГ-23 применены полностью поворотные консоли крыла. Лётчик может менять конфигурацию крыла в полёте в зависимости от режима полёта. На взлётно-посадочных режимах, режимах крейсерского полёта на дальность и барражирования используется минимальный угол стреловидности крыла (18°). В этой конфигурации самолёт имеет наибольшее аэродинамическое качество. На режимах маневра и воздушного боя используется средний угол стреловидности крыла (45{{°}}), когда сохраняются высокие несущие свойства и аэродинамическое качество, допускаются увеличенные эксплуатационные перегрузки, улучшаются скоростные характеристики. Полёт на сверхзвуковых скоростях, в том числе и на больших скоростях у земли, осуществляется при максимальном угле стреловидности крыла (72{{°}}). Предусмотрена механизация крыла: по передней кромке — отклоняемые четырёхсекционные носки, по задней кромке — поворотные закрылки по всему размаху. Впервые для самолётов МиГ применена комбинированная система поперечного управления самолётом — дифференциально отклоняемый стабилизатор и интерцепторы крыла. Применение интерцепторов вместо элеронов уменьшает закручивание крыла на больших скоростях полёта и освобождает всю заднюю кромку крыла для установки закрылков большой площади, обеспечивающих необходимые взлётно-посадочные и манёвренные характеристики самолёта.

В 1958—1963 в ОКБ создан ряд опытных самолётов, на которых отрабатывались новые технические решения, нашедшие применение при создании перспективных фронтовых истребителей и перехватчиков ПВО. На основе комплексов перехвата, отработанных на самолётах Е-150, Е-152, Е-152А, создан серийный самолёт МиГ-25.

МиГ-25 (рис. в таблице XXVII) — всепогодный истребитель-перехватчик нормальной аэродинамической схемы с двумя килями и двумя двигателями. Самолёт имеет высокие скороподъёмность и скорость, горизонтального полёта (почти в 3 раза превышающую скорость звука). Одни из вариантов этого самолёта — самолёт-разведчик. На экспериментальном самолёте — модификации E-166 установлено 2 абсолютных мировых рекорда скорости в 1961—1962 и абсолютный мировой рекорд высоты полёта в 1962. На МиГ-25 — модификации Е-266 установлено 3 мировых рекорда скорости в 1965 и один абсолютный мировой рекорд скорости в 1967, 2 мировых рекорда высоты полёта в 1967.

В марте 1971 генеральным конструктором назначен Р. А. Беляков. Под его руководством создан ряд новых боевых самолётов. Установлены новые рекорды на самолёте МиГ-25 (модификации Е-266): по скорости полёта — один мировой рекорд в 1973, мировые рекорды для женщин в 1975, 1977, 1978; по высоте полёта — 2 мировых рекорда в 1973, один абсолютный мировой рекорд в 1973, 3 мировых рекорда в 1977, мировой рекорд для женщин в 1977; по скороподъёмности — 3 мировых рекорда в 1973 и 3 мировых рекорда в 1975. На смену самолёту МиГ-25 создан истребитель-перехватчик ПВО МиГ-31 (рис. 9 и 11). Он предназначен для уничтожения воздушных целей на больших и малых высотах, в передней и задней полусферах, в свободном пространстве и на фоне земли, в простых и сложных метеоусловиях, при манёврах цели и активном помеховом противодействии. Основные характеристики МиГ-31: взлётная масса 41 т; длина самолёта 22,688 м, высота самолёта 6,15 м, размах крыла 13,464 м; максимальная скорость 3000 км/ч на высоте свыше 17,5 км и 1500 км/ч у земли; рубеж перехвата на сверхзвуковой крейсерской скорости (соответствующей числу M{{¥ }} = 2,35) 720 км и 1400 км с подвесными топливными баками; экипаж 2 человека. Вооружение самолёта включает пушку калибра 23 мм и ракеты класса “воздух — воздух”: четыре управляемые ракеты большой дальности с радиолокационной головкой самонаведения (ГСН), две управляемые ракеты средней дальности и четыре управляемые ракеты малой дальности с тепловой головкой самонаведения. Система управления вооружением, в которую входят бортовая радиолокационная станция с фазированной антенной решёткой, теплопеленгатор передней полусферы и индикатор тактической обстановки, позволяют одновременно сопровождать 10 целей и атаковать 4 цели в зоне с границами {{±}}70{{°}} по азимуту и от 70{{°}} до —60{{°}} по углу места.

Созданный ОКБ истребитель МиГ-29 (рис. 10 и 12) с успехом показан на международных авиационных выставках. Высокие манёвренность и тяговооружённость МиГ-29 позволяют осуществлять вертикальный набор высоты с разгоном, а современная система управления вооружением обеспечивает обнаружение целей и применение оружия как на дальностях, превышающих визуальную видимость, так и в ближнем бою.

Лит.: Шавров В. Б., История конструкций самолетов в СССР (1938-1950 гг.), М.. 1978; Яковлев А. С., Советские самолеты, 4 изд., М., 1982.

В. В. Петренко, И. А. Тяпкин.

Таблица — Истребители Московского машиностроительного завода имени А. И. Микояна.

Основные данные

МиГ-1

МиГ-3

МиГ-9

МиГ-15

Первый полёт, год

1940

1940

1946

1947

Начало серийного производства, год

1940

1940

1946

1948

Число, тип и марка двигателей

1 ПД АМ-35А

1 ПД АМ-35А

2турбореактивн двигател РД-20

1турбореактивн двигател РД-45Ф

Мощность двигателя, кВт

993

993

-

-

Тяга двигателя, кН

-

-

7,85

22,3

Длина самолета, м

8,155

8,25

9,83

10,1

Высота самолёта, м

3,3

3,325

3,4

3,7

Размах крыла, м

10,2

10,2

10

10,08

Площадь крыла, м2

17,44

17,44

13,2

20,6

Колея шасси, м

2,8

2,8

1,95

3,81

Взлётная масса, т

3,099

3,355

4,86

4,806

Максимальная дальность полёта, км

580

820

900

1305

Максимальная скорость полёта, км/ч

628

615

910

1050

Практический потолок, км

12

11,5

13

15,2

Экипаж, чел.

1

1

1

1

Продолжение табл.

Основные данные

МиГ-15бис

МиГ-17

МиГ-17Ф

МиГ-19 (СМ 9/1)

МиГ-21Ф

МиГ-29

Первый полёт, год

1949

1949

1951

1954

1957

1977

Начало серийного производства, год

1949

1951

1952

1954

1958

1982

Число, тип и марка двигателей

1турбореактивн двигател ВК-1

1турбореактивн двигател ВК-1

1 ТРДФ ВК-1Ф

2 ТРДФ РД-9Б

1 ТРДФ Р11Ф-300

2 ТРДДФ РД-33

Мощность двигателя, кВт

26,5

26,5

33,1

32,4

56,4

81,4

Тяга двигателя, кН

10,1

11,264

11,36

14,36 (с ПВД)

15,76

17,32

Длина самолета, м

3,7

3,8

3,8

3,885

4,1

4,73

Высота самолёта, м

10,08

9,6

9,6

9

7,15

11,36

Площадь крыла, м2

29,6

22,6

22,6

25

23

38

Колея шасси, м

3,81

3,349

3,849

4,156

4,41

3,1

Взлётная масса, т

4,96—5,044

6,2

5,34

7,66

6,65

15

Максимальная дальность полёта, км

1330

1295

1340

1399

1600

2100

Максимальная скорость полёта, км/ч

1076

1114

1145

1452

2175

2400

Практический потолок, км

15,5

15,6

16,6

17,5—17.9

19

17

Экипаж, чел.

1

1

1

1

1

1

Рис. 1. Эмблема самолётов марки МиГ.

Рис. 2. МиГ-3.

Рис. 3. МиГ-9.

Рис. 4. МиГ-15,

Рис. 5. МиГ-17.

Рис. 6. МиГ-19 (СМ-30).

Рис. 7. МиГ-21.

Рис. 8. МиГ-23

Рис. 9. МиГ-31.

Рис. 10. МиГ-29.

Рис. 11. Истребитель перехватчик МиГ-31.

Рис. 12. Истребитель МиГ-29.

миделевое сечение, миделево сечение, мидель (от голландского middel, буквально — средний), — наибольшее по площади поперечное сечение тела плоскостью, перпендикулярной базовой оси (для осесимметричного — оси симметрии) тела. Площадь М. с. часто используется в качестве характерной площади при приведении к безразмерному виду аэродинамических сил и моментов, действующих на ракеты, дирижабли, фюзеляжи самолётов и т. п. (см. Аэродинамические коэффициенты).

“Мидуэй Эрлайнс” (Midway Airlines) — авиакомпания США. Осуществляет перевозки на внутренних авиалиниях (с 1979). В 1988 перевезла 5,2 миллионов пассажиров, пассажирооборот 5,62 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 82 самолёта.

Микоян Артём Иванович (1908—1970) — советский авиаконструктор, академик АН СССР (1968; член-корреспондент 1953), генерал-полковник инженерно-технической службы (1967), дважды Герой Социалистического Труда (1956, 1957). После службы в Красной Армии поступил (1931) в Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). В академии М. с группой однокурсников создал свою первую конструкцию — авиетку “Октябрёнок”. По окончании академии (1937) работал на авиационном заводе №1 имени Авиахима в Москве сначала военпредом (1937—1938), затем начальник бюро по серийным истребителям в КБ И. И. Поликарпова (1938—1939). С 1939 начальник опытного конструкторского отдела этого завода. В 1940 под его руководством (совместно с М. И. Гуревичем) были созданы истребитель МиГ-1 и его модификация МиГ-3. С 1940 главный конструктор завода №1. В 1940—1941 МиГ-3 строился большой серией и участвовал в боевых действиях в начальный период Великой Отечественной войны. С 1942 М. — директор и главный конструктор вновь созданного опытного завода. В 1941—1945 под руководством М. создан ряд истребителей с высокими лётно-техническими характеристиками, в том числе И-250 с комбинированной силовой установкой. М. — один из пионеров реактивной авиации в СССР. После войны М. разрабатывал скоростные и сверхзвуковые фронтовые реактивные самолёты, многие из которых изготовлялись большими сериями и длительное время находились на вооружении ВВС. Среди них МиГ-9, МиГ-15, МиГ-17 (достигавший скорости звука), МиГ-19 (первый серийный отечественный сверхзвуковой истребитель), МиГ-21 (с треугольным крылом тонкого профиля и скоростью полёта, вдвое превышающей скорость звука). С 1956 М. — генеральный конструктор. Последние самолёты, созданные под его руководством, — истребитель МиГ-23 (первый в СССР с изменяемой в полёте стреловидностью всего крыла) и истребитель-перехватчик МиГ-25 со скоростью полёта, в 3 раза превышающей скорость звука. На самолётах, разработанных под руководством М., установлено 55 мировых рекордов. М. создал свою школу в самолётостроении, воспитал много высококвалифицированных конструкторов. Депутат ВС СССР в 1950—1970. Ленинская премия (1962), Государственная премия СССР (1941, 1947, 1948, 1949, 1952, 1953), Награждён 6 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Красного Знамени, Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст и мемориальный комплекс в с. Санаин в Армении, Именем М. назван Московский машиностроительный завод. См. статью МиГ.

Лит.: Арлазоров М., А. Микоян, М., 1976.

А. И. Микоян.

Микоян Степан Анастасович (р. 1922) — советский лётчик-испытатель, кандидат технических наук (1979), генерал-лейтенант авиации (1980), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1963), Герой Советского Союза (1975). Участник Великой Отечественной войны. Окончил Качинскую военную авиационную школу лётчиков (1941), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1951). С 1951 по 1978 на испытательной работе, затем главный конструктор научно-производственного объединения “Молния”. Проводил государственные испытания самолётов конструкции А. И. Микояна, П. О. Сухого, А. С. Яковлева, участвовал в отработке радиолокационных систем, ракетного и стрелково-пушечного вооружения, исследовательских полётах на устойчивость и управляемость. Летал на самолётах 102 типов. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, 4 орденами Красной Звезды, медалями.

А. С. Микоян.

микроклимат кабины летательного аппарата — совокупность физических факторов воздушной среды (температуры, влажности, скорости движения воздуха, барометрического давления), а также условий инсоляции, радиации и других в кабине летательного аппарата. Основные требования к М. к. — обеспечение гигиенических условий лётной работы членов экипажа, а на пассажирских самолётах ещё и определенного уровня комфорта авиапассажиров. Дли этого необходимо, чтобы параметры воздушной среды соответствовали так называемым условиям теплового комфорта, в которых за неограниченное время пребывания в кабине не требуется включения приспособительного механизма терморегуляции организма для поддержания его оптимального теплового состояния.

В летательных аппаратах с негерметичной кабиной, где члены экипажа подвергаются непосредственному действию окружающей среды, для защиты от холода применяются костюмы, меховые шлемофоны, сапоги, унты, перчатки. На формирование М. к. в герметичной кабине оказывают влияние работа двигателя и приборов, инсоляция, аэродинамическое нагревание поверхностей летательного аппарата, а также тепловыделения людей. Требования к М. к. зависят от назначения летательного аппарата (транспортные, пассажирские, военные). Например, для пассажирских самолётов температура воздуха 17—25{{°}}С, относительная влажность не менее 15%, скорость движения воздуха не более 0,4 м/с, барометрическое давление не менее 74,6 кПа. В летательных аппаратах с герметичной кабиной М. к. обеспечивается системой кондиционирования воздуха. Превышение нормальной температуры допускается в момент взлёта и в период неустановившегося режима полёта (набор высоты), из-за нагрева кабины при интенсивной инсоляции, а также при полёте со сверхзвуковой скоростью (из-за аэродинамического нагревания поверхностей летательного аппарата). Для защиты экипажа от повышенных температур применяются локальный обдув воздухом от вентиляторов и кондиционеров, панельное охлаждение кабины, водоохлаждаемые и вентилируемые воздухом костюмы.

Лит.: Малышева А. Е., Гигиенические вопросы радиационного теплообмена человека с окружающей средой, М., 1963; Авиационная медицина, под общ. ред. А. И. Бабийчука, М., 1980.

А. И. Акаев.

Микулин Александр Александрович (1895—1985) — советский конструктор авиационных двигателей, академик АН СССР (1943), генерал-майор-инженер (1944), Герой Социалистического Труда (1940). Учился в Московское высшее техническое училище, ученик Н. Е. Жуковского. С 1923 работал в Научном автомоторном институте (с 1925 главный конструктор), с 1930 в Центральном институте авиационного моторостроения. С 1936 на авиамоторном заводе имени М. В. Фрунзе. В 1935—1955 преподавал в Московском высшем техническом училище и Военно-воздушной инженерной академии имени профессора Н. Е. Жуковского. В начале 30-х гг. под руководством М. создан первый советский авиационный двигатель жидкостного охлаждения М-34, на базе которого в дальнейшем построен ряд двигателей различной мощности и назначения. Двигателями типа М-34 (АМ-34) оснащались рекордные самолёты АНТ-25, бомбардировщики ТБ-3 и многие другие самолёты. Двигатель АМ-35А устанавливался на истребителях МиГ-1, МиГ-3, бомбардировщиках ТБ-7 (Пе-8). Во время Великой Отечественной войны М. руководил созданием форсированных двигателей АМ-38Ф и АМ-42 для штурмовиков Ил-2 и Ил-10. В 1943—1955 М. — главный конструктор опытного авиамоторостроительного завода №300 в Москве. Под его руководством создан ряд турбореактивных двигателей различной тяги (в том числе двигатель АМ-3 для самолёта Ту-104). В 1955—1959 работал в лаборатории двигателей АН СССР. Государственная премия СССР (1941, 1942, 1943, 1946). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Суворова 1-й и 2-й степени, 3 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Дружбы народов, Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями. См. статью AM.

Лит.: Лазарев Л. Л., Взлет, М., 1978.

А. А. Микулин.

Миллионщиков Михаил Дмитриевич (1913—1973) — советский учёный в области аэрогидродинамики, прикладной физики и энергетики, академик АН СССР (1962; член-корреспондент 1953), вице-президент АН СССР в 1962—1973, Герой Социалистического Труда (1967). После окончания Грозненского нефтяного института (1932) работал там же, затем в Московском авиационном институте (1934—1943), Куйбышевском авиационном институте (1943—1945), Институте механики АН СССР (1944—1949), Институте атомной энергии (1949—1973), одновременно (с 1943) преподавал в Московском инженерно-физическом институте (с 1949 профессор), работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (в 1939—1950). Ряд работ М. посвящён разработке методов расчёта движения газов в трубах при теплообмене; им создан ряд экспериментальных установок для исследования диффузоров, эжекторов и пр. Председатель ВС РСФСР с 1967. Почётный член Американской АН и искусств (1968). Ленинская премия (1961), Государственная премия СССР (1951, 1954). Награждён 5 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, орденами Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, иностранным орденом, медалями.

Соч.: Прикладная газовая динамика, ч. 1, М., 1948 (совместно с др.); Турбулентные течения в пограничном слое и в трубах, М., 1969.

Миль Михаил Леонтьевич (1909—1970) — советский авиаконструктор, один из основателей советского вертолётостроения, доктор технических наук (1945), профессор (1967), Герой Социалистического Труда (1966). Окончил Новочеркасский авиационный институт (1931). Работал инженером, начальником бригады аэродинамики и экспериментальных расчётов отдела особых конструкций в Центральном аэрогидродинамическом институте (1931—1936). Под руководством М. разработаны фундаментальные основы аэродинамики винтокрылых летательных аппаратов, в том числе общая теория несущего винта, применимая для различных случаев его обтекания. Участвовал в разработке автожиров А-12 и А-15. В 1940—1943 М. — заместитель Н. И. Камова на заводе винтокрылых аппаратов, где серийно строился автожир А-7. С 1943 научный сотрудник Центрального аэрогидродинамического института. Продолжил начатые еще до войны работы по устойчивости и управляемости самолётов. С начала 1947 — начальник созданной по его инициативе новой геликоптерной лаборатории Центрального аэрогидродинамического института. На натурных объектах проводил экспериментальные исследования аэродинамики несущего винта, в частности работы по измерению полей скоростей вокруг него. Им была создана натурная геликоптерная установка, ставшая прообразом вертолёта Ми-1. С 1947 главный конструктор, с 1964 генеральный конструктор КБ по вертолётостроению. Вертолёт Ми-1 (1948) стал первым советским вертолётом, получившим широкое практическое применение. Под руководством М. создано 9 типов серийных вертолётов, а некоторые экспериментальные образцы (например, В-12) открыли путь к разработке новых направлении в развитии винтокрылой авиации. На вертолетах конструкции М. установлено свыше 60 мировых рекордов. Вместе со своими учениками М. разработал теорию современного вертолёта, позволившую на практике осуществить решение ряда сложных проблем, относящихся, например, к усталостной прочности вертолётных агрегатов, флаттеру лопастей винтов, устойчивости и управляемости вертолёта, земному резонансу и др. Ленинская премия (1958), Государственная премия СССР (1968). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Отечественной войны 2-й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. Имя М. присвоено Московскому вертолётному заводу. См. статью Ми.

Соч.: Вертолеты. Расчет и проектирование. кн. 1—2. М., 1966—1967 (совместно с др.).

Лит.: Гай Д., Вертолеты зовутся Ми. 2 изд., М., 1976.

М. Л. Миль.

минимальная скорость летательного аппарата — наименьшее значение скорости установившегося горизонтального (или почти горизонтального) полёта Vmin, допустимой в эксплуатации. М. с. называют также минимально допустимой скоростью и обозначают Vдоп. М. с. устанавливается конструктором летательного аппарата с некоторым регламентированным запасом от скорости сваливания и эволютивной скорости. Скорости, рекомендуемые для выполнения полёта, назначаются в свою очередь с запасом от М. с. Выбираемые запасы должны быть достаточными для обеспечения безопасности полётов в массовой эксплуатации.

минимум погодный, минимум метеорологический, — минимальные значения параметров, характеризующих погодные условия взлёта, полёта по маршруту, захода на посадку или посадки воздушного судна (ВС), при которых они возможны. Параметрами М. п. являются высота принятия решения (ВПР) или высота нижней границы облаков, видимость и дальность видимости на взлетно-посадочной полосе. Различают минимумы ВС, аэродрома, командира воздушного судна (КВС) для взлёта и посадки в сложных метеоусловиях, а также минимум КВС для полётов по правилам визуальных полётов (ПВП).

Минимум воздушного судна для взлета — минимально допустимое значение дальности видимости на взлетно-посадочной полосе, позволяющее безопасно производить взлёт на данном типе ВС. Минимум воздушного судна для посадки — минимально допустимые значения ВПР к дальности видимости на взлетно-посадочной полосе (видимости), позволяющие проводить посадку на данном типе ВС. Минимум аэродрома для взлёта — минимально допустимые значения дальности видимости на взлетно-посадочной полосе и при необходимости высоты нижней границы облаков, при которых разрешается выполнять взлёт на данном типе воздушного судна с данного аэродрома. Минимум аэродрома для посадки — минимально допустимые значения дальности видимости на взлетно-посадочной полосе и ВПР или высоты нижней границы облаков, при которых разрешается выполнять посадку на данном типе ВС на данном аэродроме. Минимум командира воздушного судна для взлёта — минимально допустимое значение дальности видимости на взлетно-посадочной полосе, при которой командиру разрешается выполнение взлёта на данном типе ВС. Минимум командира воздушного судна для посадки — минимально допустимые значения ВПР и дальности видимости на взлетно-посадочной полосе (видимости), при которых командиру разрешается выполнение посадки на данном типе ВС. Минимум командира воздушного судна для полёта по ПВП — минимально допустимые значения высоты нижней границы облаков и видимости, при которых разрешаются визуальные полёты на данном типе ВС.

Минимумы для взлётов назначаются с учётом необходимости обеспечения безопасности взлёта (в том числе прерванного взлёта) при отказе двигателя критического, исходя из характеристик ВС (обзор из кабины экипажа и характеристики движения ВС при разбеге) и взлетно-посадочной полосе (покрытие, маркировка), их оборудования, а также квалификации командира ВС.

Минимумы для посадки назначаются с учётом необходимости обеспечения заданной вероятности успешных заходов на посадку и посадки, а также безопасного ухода на второй круг с ВПР. Минимумы для посадки определяются: характеристиками ВС при посадке и уходе на второй круг (устойчивость, управляемость, манёвренность, минимальная высота ухода, обзор из кабины экипажа), составом и характеристиками бортовой аппаратуры управления посадкой (точность наведения, степень автоматизации посадки, надёжность, минимально допустимые высоты использования и др.); характеристиками аэродрома (длина и ширина взлетно-посадочной полосы, состав и характеристики радио- и светотехнического оборудования, высота и расположение препятствий на приаэродромной территории); квалификацией КВС. Применительно к наиболее сложным метеоусловиям предусмотрены 3 категории минимумов для посадки.

В документах Международной организации гражданской авиации предусмотрены следующие эксплуатационные категории минимумов:

категория I — точный заход на посадку и посадка по приборам с ВПР не менее 60 м и либо при видимости не менее 800 м либо при дальности видимости на взлетно-посадочной полосе не менее 550 м;

категория II — то же, но с ВПР менее 60 м, но не менее 30 м, и при дальности видимости на взлетно-посадочной полосе не менее 350 м;

категория IIIA — то же, но а) — с ВПР менее 30 м или без ограничения по ВПР и б) при дальности видимости на взлетно-посадочной полосе не менее 200 м;

категория IIIB — то же, но а) с ВПР менее 15 м или без ограничения по ВПР и б) при дальности видимости на взлетно-посадочной полосе менее 200 м, но не менее 50 м;

категория IIIC — то же, но без ограничения по ВПР и дальности видимости на взлетно-посадочной полосе.

Если ВПР и дальность видимости на взлетно-посадочной полосе подпадают под разные категории, то категория, к которой относится данный полёт, может определяться либо ВПР, либо дальностью видимости на взлетно-посадочной полосе. Полёт будет выполняться по категории с более низким минимумом.

Минимумы аэродромов указываются в сборниках аэронавигационной информации, минимумы ВС — в руководстве по лётной эксплуатации, минимумы КВС — в пилотском свидетельстве. При выполнении конкретного полёта для взлёта и посадки устанавливается минимум по наибольшему из них.

С. Л. Белогородский.

Минов Леонид Григорьевич (1898—1978) — советский лётчик/планерист и парашютист, полковник, мастер парашютного спорта СССР (1934), мастер советского планеризма (1934), заслуженный работник культуры РСФСР (1970). Один из зачинателей советского парашютизма и организаторов воздушно-десантной службы в СССР. Окончил школу лётчиков-наблюдателей в Москве (1920), военную школу лётчиков в Зарайске (1921), высшую школу военных лётчиков в Москве (1923). Участник 1-й мировой и Гражданской войн. Изучал парашютное дело в США (1929), где первым из советских лётчиков совершил 3 учебно-экспериментальных прыжка (всего около 60 прыжков). Служил в Управлении ВВС РККА (1929—1933), Управлении авиации Осоавиахима (1933—1940), участник Великой Отечественной войны. Автор многих разработок, в том числе катапульты для запуска планеров в воздух, системы автостарта для взлёта планеров. М. присуждён диплом П. Тиссандье (Международной авиационной федерации). Награжден орденами Ленина, Красной Звезды, медалями.

Л. Г. Минов.

мины авиационные — морские (озёрные, речные) и сухопутные мины специальной конструкции для постановки с летательных аппаратов минных заграждений в акватории и на суше. М., устанавливаемые в акватории, предназначены для поражения судов и подводных лодок; бывают якорными, донными или плавающими. М. состоит из герметичного корпуса, заряда взрывчатого вещества, взрывателя, электрической батареи, вспомогательных приборов и якоря (у якорных мин). По массе делятся на малые (до 500 кг) и большие (до 1000 кг). Глубина установки 9—800 м. Подрыв М. осуществляется контактным или неконтактным (акустическим, магнитным или гидростатическим) взрывателями. Для снаряжения М. применяются мощные взрывчатые вещества (например, смесь тротила, гексогена и алюминия); масса боевого заряда может быть в пределах от десятков до нескольких сотен килограмм. Для уменьшения скорости приводнения обычно служит парашют, однако некоторые донные М., имеющие форму авиабомбы, сбрасываются без парашюта (рис. 1). Основными преимуществами авиационного минирования акватории являются быстрота транспортировки мин на большие расстояния и возможность постановки в местах, не доступных для других средств доставки.

М., входящие в авиационную систему сухопутного минирования, подразделяются на противопехотные, противотанковые и противотранспортные; их масса составляет от десятых долей килограмма до нескольких килограммов. Они транспортируются на самолётах и вертолётах в специальных контейнерах (рис. 2), из которых выбрасываются принудительно с временными интервалами, обеспечивающими заданную плотность минного заграждения.

Ю. Л. Карпов.

Рис. 1. Схема авиационной беспарашютной донной неконтактной мины: 1 — заряд взрывчатого вещества; 2 — стабилизатор; 3 — взрыватель.

Рис. 2. Вертолётная система сухопутного минного оружия (США): 1 — контейнер на 40 мин; 2 — противотанковая мина массой 2,7 кг; 3 — труба для размещения и выброса мин; 4 — ушки для подвеса контейнера на бомбодержатель.

Михайличенко Иван Харлампиевнч (1920—1982) — советский лётчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Ворошиловградскую военную авиационную школу пилотов (1943), Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был летчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи штурмового авиаполка. Совершил 179 боевых вылетов. После войны в ВВС и Войсках ПВО (до 1962). Награждён орденом Ленина, 4 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, орденами Славы 2-й и 3-й степени, медалями. Бронзовый бюст в г. Кадиевке Луганской области. Портрет см. на стр. 351.

Лит.: Смолин В., Крылатый шахтер, в кн.: Боевая доблесть. Донецк, 1971; Булкин С. П., Герои Отечества, 2 изд., Донецк, 1977.

И. Х. Михайличенко.

Михеев Сергей Викторович (р. 1938) — советский авиаконструктор, доктор технических наук (1984). После окончания Московского авиационного института (1962) в авиационной промышленности. С 1974 главный конструктор, с 1987 генеральный конструктор ОКБ имени И. И. Камова. Участвовал в создании вертолётов Ка-25, Ка-25К, Ка-26 и др. Под руководством М. созданы корабельные вертолёты Ка-27, Ка-28, Ка-29, вертолёт-штурмовик Ка-50 и вертолёты для народного хозяйства — Ка-32 и Ка-126, разрабатываются новые вертолёты различных схем и назначений, отличающиеся высокой энерговооружённостью, манёвренностью, топливной эффективностью и всепогодностью применении. М. внёс вклад в дальнейшее развитие конструкции и технологии изготовления лопастей из полимерных композиционных материалов, в создание схемы бесшарнирного крепления лопастей ко втулке несущего винта и новой системы управления соосными винтами. Ленинская премия (1982). Награждён орденом Октябрьской Революции. См. статью Ка. Портрет см. на стр. 351.

С. В. Михеев.

“Мицубиси” (Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha; Mitsubishi Heavy Industries Ltd — MHI) — японский промышленный концерн, имеющий авиастроительный сектор (летательные аппараты и двигатели). Основан в 1870, авиационное производство с 1920. Первые самолёты разрабатывались иностранными специалистами или выпускались по германским лицензиям. К известным самолётам концерна относятся бомбардировщики G3M (первый полёт в 1934), Ki-21 (1936, см. рис. в таблице XXII), G4M (1939), Кi-67 (1942), штурмовик Кi-51 (1939), разведчик Ki-46 (1939), транспортный самолёт K3M (1928), истребители A5M (1935) и A6M (1939), выпущено 10499 в 8 вариантах, неофициальное название “Зеро”, см. рис. в таблице XXII). В 1945 построены опытные образцы перехватчика J8M с жидкостным реактивным двигателем (вариант германского самолёта Me 163). До конца Второй мировой войны концерн выпустил 18 тысяч самолётов около 100 типов и 52 тысячи авиадвигателей мощностью 750—1870 кВт. С возобновлением авиационного производства (1952) по лицензиям США выпускались истребители Норт Американ F-86F, Локхид F-104J, Макдоннелл-Дуглас F-4EJ, вертолёты Сикорский S-55, S-61, S-62, управляемые ракеты, турбореактивные двухконтурные двигатели JT8D, газотурбинные двигатели СТ63. В 1981—1990 велось производство истребителя Макдоннелл-Дуглас F-15J. К собственным разработкам концерна относятся лёгкий транспортный самолет короткого взлета и посадки MU-2 с двумя турбовентиляторными двигателями (1963), реактивный административный самолёт МП-300 (1978), сверхзвуковой тренировочный самолёт Т-2 (1971) и истребитель-бомбардировщик F-1 (1975, см. рис. 1). Концерн участвует в разработке многоцелевого истребителя SX-3, (FS-X, рис. 2) на основе модели F-16, созданной концерном “Дженерал дайнемикс”, в международной программе турбореактивных двухконтурных двигателей V.2500, в производстве ряда пассажирских самолётов США.

Ю. Я. Шилов.

Рис. 1. Истребитель-бомбардировщик F-1.

Рис. 2. Многоцелевой истребитель SX-3 (FS-X).

мишень воздушная — беспилотный аппарат (искусственная цель), имитирующий один, несколько или комплекс наиболее характерных признаков воздушной цели (ВЦ). М. в. предназначаются для доводки, испытаний и оценки эффективности новых систем оружии, а также для обучения и тренировки личного состава пускам неуправляемых и управляемых авиационных и зенитных ракет, стрельбе из авиационных и зенитных пушек. Многообразие ВЦ и широкий круг задач, решаемых при испытаниях систем оружия, приводят к необходимости использования различных типов М. в., которые могут быть до- и сверхзвуковыми, высотными и маловысотными, одно- и многоразового применения (наиболее распространённым способом обеспечения многоразовости М. в. является их спасение с помощью парашютных систем), М. в. подразделяются на неуправляемые (буксируемые, парашютные, пикирующие, аэростатные) и управляемые.

Неуправляемые М. в. по экономическим соображениям как наиболее простые и дешёвые средства широко используются на начальных этапах испытаний систем оружия и в процессе боевой подготовки войск для имитации отдельных признаков и свойств ВЦ. Управляемые М. в. применяются главным образом на заключит, этапах испытаний для комплексной проверки функционирования вооружения, оценки сходимости полученных результатов с априорными расчётными данными, а также при проведении крупных войсковых учений. В качестве современных управляемых М. в. используются самолёты-мишени, вертолёты-мишени и ракеты-мишени, создаваемые на базе серийных образцов, а также мишени специальной разработки. Последние представляют собой малоразмерные до- и сверхзвуковые (см. рис.) управляемые беспилотные летательные аппараты, имеющие обычно в качестве двигателя турбореактивный двигатель (иногда жидкостный реактивный двигатель). По сравнению с самолётами-мишенями они, как правило, имеют более высокие лётно-технические характеристики, дешевле и проще в техническом обслуживании и эксплуатации. Однако уменьшение размеров конструкции М. в. и её агрегатов не позволяет осуществить полную имитацию реальной ВЦ, что приводит к необходимости использования в качестве М. в. и серийных образцов авиационной техники. Полёт управляемых М. в. может осуществляться автономно по программе, задаваемой на земле, либо по радиокомандам с наземных или воздушных командных пунктов. Программное управление применяется в основном на сверхзвуковых М. в., имеющих малые времена полёта.

Для максимально возможной имитации отражательных и излучательных свойств крупноразмерных типовых ВЦ на М. в. может устанавливаться специальная бортовая аппаратура (например, радиолокационные отражатели — так называемые линзы Люнеберга, системы металлических уголков либо активные ретрансляторы, а также тепловые излучатели-трассеры, пропановые горелки). Имитация средств радиоэлектронного противодействия ВЦ осуществляется специально оборудованными М. в. — постановщиками помех.

Для оценки результатов стрельб и пусков ракет М. в. оснащаются аппаратурой попаданий и промахов. С целью контроля функционирования основных систем бортового оборудования и регистрации параметров траектории полёта на управляемых и аэростатных М. в. устанавливается аппаратура внешнетраекторных и радиотелеметрия, измерений, а также аппаратура автономной и принудительной ликвидации М. в. в аварийных ситуациях. Старт М. в. может осуществляться с самолёта, с взлетно-посадочной полосы, с наземных и корабельных пусковых установок. В последнем случае М. в. оснащаются стартовыми твердотопливными ускорителями.

Б. А. Михайлов.

Мишень (США) для имитации ракет и самолётов, летящих со скоростью, соответствующей Маха числу полёта до M{{¥ }} = 4, на высотах до 30 км.

многоплан — то же, что полиплан.

многослойные металлические материалы, слоистые металлические материалы, — конструкционные материалы, состоящие из двух или более слоев однородных или разнородных металлов и сплавов, соединённых между собой посредством пластической деформации, наплавкой, сваркой, пайкой или совместной заливкой. М. м. м. — разновидность композиционны материалов, они обладают комплексом уникальных свойств, которые не имеет ни один из металлов или сплавов, составляющих многослойную композицию. М. м. м., состоящие из двух основных слоев, часто называют биметаллами (например, дуралюмий — титан, титан — сталь, титан — медь); однако для обеспечения прочной металлической связи между этими слоями вводят один (например, ниобий в композиции титан — ниобий — медь) или несколько (например, ванадий и медь в композиции титан — ванадий — медь — сталь) промежуточных слоев.

В СССР М. м. м. впервые были разработаны в 1922 для цельнометаллического самолёта АНТ-2 на Кольчугинском заводе по обработке цветных металлов: листы кольчуг-алюминия с двух сторон плакировались алюминием с целью зашиты от коррозии. Толщина плакировки алюминием листов из алюминиевых сплавов Д16, В95, Д19 и др, составляет 2—4% на одну сторону от толщины листа. Для предохранения фюзеляжа от ударных воздействий и эрозии (при посадке на лед или грунтовые аэродромы) у некоторых самолётов обшивка нижней части фюзеляжа и окантовка дверей выполнены из листов алюминиевого сплава Д16, плакированных тонким слоем титана (толщина 0,2—0,3 мм), или из многослойной композиции алюминиевых сплавов и титана.

С конца 40-х гг. для изготовления пайкой сложных конструкций различных агрегатов самолёта (в частности, теплообменной аппаратуры) применяются листы из алюминия, плакированные с одной или двух сторон сплавом силумин, который используется в качестве припоя. Толщина плакирующего слоя 3—7%. Припой наносится в виде тонкого покрытия на листы и плиты путём холодной или горячей прокатки.

М. м. м. используются для изготовления переходников, применяемых для соединения сваркой плавлением деталей из несвариваемых между собой разнородных металлов. В переходнике прочное соединение разнородных металлов обеспечивается совместной прокаткой, прессованием, кузнечной сваркой, а сварка плавлением при использовании переходника осуществляется через однородные металлы. Сварка плавлением деталей из алюминия и стали, алюминия и титана, титана и стали осуществляется только через биметаллические переходники, которые нашли широкое применение в самолётостроении и космической технике.

М. м. м., выполненные из высокопрочных алюминиевых сплавов с прослойками из алюминия или титана, обладают более высоким ресурсом, чем монолитные материалы. Прокатно-сварные панели, выполненные из алюминиевых сплавов различных марок, с односторонним или двусторонним расположением каналов применяются в качестве теплообменной аппаратуры летательных аппаратов.

Н. И. Корягин.

многоцелевой летательный аппарат — летательный аппарат, способный выполнять разнородные задачи. Основное направление обеспечения универсальности летательного аппарата состоит в применении многофункционального бортового оборудования; например, самолёт с многорежимной радиолокационной станции, способной обнаруживать воздушные и наземные цели, при использовании соответствующего вооружения может решать задачи истребителя воздушного боя или ударного летательного аппарата. Другое направление состоит в применении быстро съёмного оборудования; например, при наружной подвеске контейнера со специальной аппаратурой истребитель может выполнять функции разведывательного самолёта. Некоторые конструкции летательного аппарата позволяют быстро производить в аэродромных условиях их радикальное переоборудование, Так, на вертолете Кa-26 в зависимости от полётного задания могут быть установлены пассажирская кабина, грузовая кабина, оборудование для проведения авиационно-химических работ в сельском хозяйстве, часто к М. л. а. относят и летательные аппараты, выпускающиеся в большом числе вариантов различного назначения (специализированных модификаций), Например самолёт Ан-2, вертолёт Ми-1 и др. При этом имеется в виду всё семейство летательных аппаратов данной марки). Применение М. л. а. снижает затраты на создание и эксплуатацию парка летательных аппаратов.

моделирование — исследование явлений, процессов, объектов или систем объектов путём построения и изучения их моделей; использование моделей для определения или уточнения характеристик и рационализации способов построения вновь конструируемых объектов. Необходимость М. при создании новых образцов авиационной техники и выяснении их эксплуатационных возможностей определяется не только относительно высокой стоимостью этих образцов, но и зачастую физической невозможностью воспроизведения реальных условий их работы при испытаниях. В связи с широким кругом задач, которые приходится решать при создании летательных аппаратов и других образцов авиационной техники, — аэродинамика летательного аппарата и его отдельных частей, динамика полёта, функционирование бортового оборудования и т. д. — в каждой области используются свои характерные методы и средства М.

Аэродинамическое М. — изучение на моделях в специальных лабораторных условиях аэродинамических явлений, сопровождающих обтекание реальных тел жидкостью или газом в натурных условиях. Аэродинамическое М. базируется на теории подобия и анализе размерностей при широком использовании принципа относительности Галилея, который позволяет вместо движения тела в неподвижной среде изучать обтекание его однородным потоком жидкости или газа. При аэродинамическом М., как правило, рассматриваются физически подобные явления; изменению подвергаются размеры моделей, скорость движения среды и иногда сама среда. Лишь в отдельных частных случаях модель среды может относиться к другой области физических явлений (электрогидродинамическая аналогия, теория мелкой воды и др., см. также статью Электромоделирование).

Необходимым и достаточным условием М. является соблюдение подобия законов. Если они выполнены, то для определения аэродинамических характеристик летательного аппарата, соответствующих натурным условиям, по данным, полученным в эксперименте, необходимо знать лишь численные значения подобия критериев. При одних и тех же значениях последних безразмерные значения независимых переменных при одинаковых безразмерных значениях времени и координат будут совпадать.

Однако строгое соблюдение необходимых и достаточных условий М. в лабораторных условиях в большинстве случаев неосуществимо. Не всегда сохраняются постоянными все критерии подобия, в аэродинамическом эксперименте модель помещается в поток ограниченных размеров, из-за малости модели не всегда удаётся воспроизвести все детали на её поверхности и т. д. Поэтому на практике обычно стремятся осуществить частичное М. по наиболее важным критериям подобия. Изучением методов введения поправок на отличие лабораторных условий от натурных занимается экспериментальная аэродинамика.

При установившемся движении геометрически подобных тел в несжимаемой вязкой жидкости условия М. будут выполнены при постоянных значениях Рейнольдса числа Re, числа Фруда Fr = V2/fgL (V — характерная скорость, L — характерный размер, g — ускорение свободного падения) и углов, которые вектор скорости образует с осями системы координат, связанной с телом. М. по числу Re, определяющему степень влияния сил вязкости в процессе обтекания тела, становится особенно важным при изучении таких явлений, как отрыв пограничного слоя и переход ламинарного течения в турбулентное. Испытания при натурных значениях числа Re, составляющих для летательных аппаратов несколько миллионов и более, проводятся в аэродинамических трубах с большими размерами рабочей части, в трубах переменной плотности, в которых циркулирует сжатый воздух или охлажденный газ (криогенные аэродинамические трубы), а также в специальных малотурбулентных трубах, в которых степень турбулентности потока близка к турбулентности свободной атмосферы. Получаемая в этих трубах экспериментальная информация позволяет определить аэродинамические характеристики летательного аппарата при малых дозвуковых скоростях полёта и на режимах взлёта и посадки. М. по числу Fr необходимо при изучении процесса падения тел в воздухе и при движении тел в воде. В первом случае для этой цели используются вертикальные аэродинамические трубы, во втором — гидроканалы.

При изучении неустановившихся или периодических движений жидкости или обтекаемых тел (нестационарное движение жидкости в следе за телом, обтекание вращающегося винта, колебание упругого крыла и т. д.) к указанным выше критериям подобия добавляется Струхала число Sh. При М. таких движений практически важной становится задача о колебаниях упругой конструкции летательного аппарата (флаттер). Цель таких исследований состоит в определении критической скорости флаттера, отделяющей устойчивые режимы колебаний от неустойчивых. Дополнительные условия М. в этом случае включают динамические и упругие свойства конструкции летательного аппарата.

При больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полёта существенным становится учёт сжимаемости воздуха. Мерой влияния этого свойства среды является Маха число М. При M > M*, где M* — критическое число Маха, в сжимаемой среде качественно изменяется физическая картина обтекания тела: вблизи тела возникают скачки уплотнения, их взаимодействие с пограничным слоем во многих случаях вызывает отрыв потока от поверхности тела, существенно изменяется распределение давления по телу. Все эти явления приводят к резкому увеличению сопротивления аэродинамического (см. также статью Звуковой барьер) и значительным изменениям других аэродинамических характеристик. М. таких критических режимов обтекания проводится в трансзвуковых аэродинамических трубах.

Задача М. существенно усложняется с ростом числа Маха. Это связано с тем, что при М > 1 кроме чисел М и Re в аэродинамических трубах необходимо воспроизводить высокие значения энтальпии торможения. Совместить эти условия в одной аэродинамической трубе невозможно. Поэтому экспериментальные исследования гиперзвуковых течений проводят в многочисленных установках, использующих различные принципы разгона потока до гиперзвуковых скоростей, М. гиперзвуковых течений по числам Маха и Рейнольдса проводится в гиперзвуковых аэродинамических трубах, ударных трубах и импульсных трубах. Получение больших значений чисел M в этих установках требует значительного подогрева газа для предотвращения его конденсации (см. Скачок конденсации). Без подогрева эта задача решается в гелиевых трубах, поскольку гелий имеет весьма низкую температуру конденсации.

М. полёта на больших высотах, соответствующее малым значениям числа Re, осуществляется в вакуумных аэродинамических трубах и в установках “молекулярный источник”, Реализация гиперзвуковых потоков разреженного газа в этих установках осуществляется с помощью сильно недорасширенных струй.

При М. гиперзвуковых течений термодинамически совершенного газа широко используется принцип гиперзвуковой стабилизации, согласно которому течение газа вблизи тела при M{{→∞}} стремится к некоторому предельному состоянию. В этом случае число M становится несущественным и выпадает из системы критериев подобия. Широкое применение на этих режимах нашла система критериев подобия, включающая критерий Re0, в котором вязкость определяется по температуре торможения потока. Многочисленные теоретические и экспериментальные исследования, проведённые при различных условиях обтекания, показали, что в режиме гиперзвуковой стабилизации использование критерия Re0 позволяет скоррелировать результаты экспериментов не только при изменении числа M, но в ряде случаев и при изменении других параметров подобия.

При учёте реального газа эффектов, обусловленных большой энергией потока, к системе критериев подобия добавляется совокупность большого числа размерных и безразмерных параметров, характеризующих физико-химические процессы в воздухе (возбуждение внутренних степеней свободы молекул, диссоциация, ионизация, химические реакции, излучение и т. д.). В общем случае М. таких течений становится возможным лишь для одинаковых смесей при полном совпадении условий обтекания. Реализация таких условий в лаборатории крайне затруднительна, поэтому ограничиваются частичным М. Например, исследование, влияния отношения удельных теплоёмкостей на аэродинамические характеристики тел проводится в гиперзвуковых аэродинамических трубах, в которых, помимо воздуха, используется углекислый газ или фреон. Другие вопросы изучаются в высокоэнтальпийных аэродинамических трубах с электродуговыми и высокочастотными подогревателями, в магнитогидродинамических трубах, в ударных электромагнитных трубах, а также в баллистических установках (стендах, трассах и установках).

При гиперзвуковых скоростях полёта летательный аппарат подвергается интенсивному аэродинамическому нагреванию. Особенно значительным оно становится на передних кромках, при взаимодействии ударных волн с пограничным слоем, при переходе ламинарного течения в турбулентное и т. д. Аэродинамическое нагревание летательного аппарата изучается на многих из перечисленных установках как традиционными, так и новыми методами исследования; среди последних наибольшее распространение получил метод термоиндикаторных покрытий (см. Тепловые измерения). При М. аэродинамического нагревания особенно важным становится соблюдение условий на поверхности летательного аппарата: температура и структура поверхности, её каталитические свойства и т. п. Поскольку в аэродинамических трубах в большинстве случаев не удаётся полностью смоделировать натурные условия, то возникает важная проблема о перенесении результатов испытаний на натурные условия.

В связи с развитием ЭВМ дополнительная информация в задачах М. может быть получена из численного эксперимента. Используя решение модельных задач, всегда можно оценить степень влияния отдельных критериев подобия на искомые безразмерные переменные, выделить из них основные и сократить тем самым общее число исходных критериев в последующих экспериментальных исследованиях. В некоторых случаях на основании этих данных можно определить вид зависимостей искомых безразмерных величин от тех критериев, которые имеют различные значения на модели и в натуре.

Использование численного эксперимента в качестве дополнительной информации в задачах М. становится особенно важным, когда те или иные физические явления проявляются не во всём поле течения, а лишь в отдельных его областях. В этом случае становится целесообразным локальное М. таких течений. Дополнительная информация здесь будет необходима для установления взаимно однозначного соответствия между критериями подобия, характеризующими течение в различных областях.

В. Н. Гусев.

М. динамики полёта. При математическом М. динамики полёта разрабатываются и используются математические модели летательного аппарата как объекта управления, сил и моментов, действующих на летательный аппарат, систем управления, силовых установок, атмосферы, лётчика и др. Эти модели в основном описываются системами обыкновенных дифференциальных уравнений. Степень сложности этих моделей меняется в зависимости от задачи исследования и степени приближения модели к изучаемым летательным аппаратам или процессам. Например, в простейшем случае эти модели могут описываться системой обыкновенных дифференциальных уравнений 1-го или 2-го порядка с постоянными коэффициентами. При изучении сложных пространственных движений летательного аппарата с учётом подробных моделей систем управления, силовой установки и др. порядок систем дифференциальных уравнений может достигать 100.

Математическое М. полёта применяется для определения динамических характеристик при известных моделях летательного аппарата, систем управления и др. (прямая задача динамики полёта); при определении параметров моделей (например, моделей сил и моментов, действующих на летательный аппарат возмущений и др.) по известным динамическим характеристикам (обратная задача динамики полёта, или задача идентификации); для синтеза систем (см. Автоматическое регулирование) и законов управления в соответствии с заданными техническими условиями и требованиями; при физическом М. для описания работы части реальных процессов, отсутствующих при физическом М.

Физическое М. (иногда его называют полунатурным М.) представляет собой метод исследования с использованием физических моделей. Физическое М. в задачах динамики полёта применяется, в основном, при анализе динамических характеристик летательного аппарата и его систем, экспериментальных исследованиях с реальной аппаратурой (или эквивалентной аппаратурой) в лабораторных условиях, решении прямой и обратной задач динамики полёта, синтезе систем и законов управления летательным аппаратом, обучении лётчиков и операторов полёту на конкретном самолёте в штатной и нештатной ситуациях. Для этих целей используются динамически-подобные модели, исследуемые в аэродинамических трубах, и свободно летающие модели, летающие лаборатории, стенды систем управления и пилотажные стенды.

Динамически-подобные и свободно летающие модели применяются, в основном для исследования характеристик летательных аппаратов на больших углах атаки, при сваливании, в штопоре и при выводе из штопора с целью повышения безопасности проведения таких исследований на пилотируемом летательном аппарате (а иногда и вместо исследований на пилотируемом летательном аппарате), а также при комплексных исследованиях летательных аппаратов новых схем.

Достоверность получаемых результатов обеспечивается, в основном аэродинамическим и динамическим подобием моделей и натурного летательного аппарата. Динамическое подобие обеспечивается совпадением законов изменения в безразмерном виде всех соответствующих параметров, приведённых к безразмерному виду, движение модели и натурного летательного аппарата при условии подобия граничных условий и аэродинамического подобия. Безразмерные уравнения движений содержат безразмерное время t = t/{{t }}, где {{t }} = m/({{r }}SV); коэффициент относительной плотности {{m }} = 2m/({{r }}SbA); безразмерные угловые скорости {{w }}x,y,z = {{w }}x,y,zL/V; безразмерную скорость V = V/V0; где V0 — характерная скорость; квадраты безразмерных радиусов инерции r2x,y,z = Ix,y,z /(mL2), число Фруда (см. выше). Здесь t — текущее время, m —масса летательного аппарата (модели), {{r }} — плотность воздуха, V — скорость полёта, S — характерная площадь, bA — САХ, {{w }}x, y, z — угловые скорости вращения летательного аппарата относительно соответствующих осей, L — характерный размер (например, bA), Ix,y,z — момент инерции относительно оси x, y или z.

Для обеспечения динамического подобия необходимо, чтобы следующие коэффициенты натурного летательного аппарата (индекс H) и модели (индекс M) совпадали: cx,y,zH = cx,y,zM; mx,y,zH = mx,y,zM (см. Аэродинамические коэффициенты); {{m }}H = {{m }}M; FrH = FrM; r2x,y,zH = r2x,y,zM.

Подобия одновременно по всем критерияv добиться обычно не удаётся. Задача исследователя — обеспечить подобие по основным критериям, выбираемым в соответствии с решаемой задачей.

Летающие лаборатории, создаваемые на базе эксплуатируемых летательных аппаратов, предназначены для комплексных исследований летательных аппаратов новых схем, новых систем управления и для отработки отдельных этапов полёта в исследуемых областях режимов (см. также статью Экспериментальные летательные аппараты). Стенды систем управления создаются из блоков реальной или эквивалентной аппаратуры, связанных через специальные преобразователи с ЭВМ, на которых реализованы математические модели, необходимые при исследовании. Пилотажные стенды предназначаются для исследований задач динамики полёта и оценки пилотажных характеристик летательных аппаратов.

При моделировании на пилотажных стендах понятие подобия включает эргономическое, динамическое и информационное подобие. Эргономическое подобие (см. Эргономика авиационная) предполагает соответствие ряда элементов стенда и летательного аппарата. Например, рычаги управления, сидения, приборная доска и др. на стенде и летательном аппарате должны быть одинаковыми. Динамическое подобие предполагает совпадение динамических процессов на пилотажном стенде, и летательном аппарате в реальном времени. Информационное подобие предполагает адекватную реальным условиям полёта информационную модель. Информационная модель — формируемое в сознании летчика (оператора) представление о режимах полёта в целом, о факторах, вызывающих их изменения, а также отображение единой информационной картины, получаемой с помощью приборов непосредственного наблюдений, воздействий на лётчика. При М. динамики полёта на пилотажном стенде полного подобия обеспечить не удаётся. Необходимо обеспечить признаки подобия для конкретных условий.

П. М. Чернявский.

М. явлений аэроупругости — разновидность физического М., при котором в аэродинамических трубах испытывают специальные упругие модели летательных аппаратов, изготовленные в соответствии с критериями подобия Коши (отношение упругих и аэродинамических сил) и Ньютона (отношение инерционных и упругих сил). При М. статической аэроупругости (реверс, дивергенция, влияние упругости на аэродинамические характеристики) используется критерий Коши, а при М. динамической аэроупругости (флаттер, бафтинг, определение нагрузок на конструкцию при полете в неспокойном воздухе) учитываются оба критерия. При М. нагрузок от неспокойного воздуха перед моделью в трубе устанавливают генераторы аэродинамического возмущения. Для имитации свободного полёта модель монтируют на плавающей подвеске. При М. автоаэроупругости модель оснащают малогабаритными приводами органов управления на неё устанавливают датчики перегрузок и угловых скоростей, сигналы с которых поступают на внешние аналоговые или цифровые моделирующие системы, управляющие приводами.

М. С. Галкин.

Лит.: Мартынов А. К., Экспериментальная аэродинамика, 2 изд., М., 1958; Бислингхофф Р. Эшли X., Халфмэн P., Аэроупругость, пер. с англ., М., 1958; Исследование гиперзвуковых течений, пер. с англ., М., 1964. Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения, М., 1979; Седов Л. И., Методы подобия и размерности в механике, 9 изд., М., 1981; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

Модель — 1) копия летательного аппарата, а также его отдельных частей и агрегатов (обычно уменьшенная). Изготавливается из металла, дерева, пластмассы и других материалов. По назначению различают: спортивные М. (см. Авиамодельный спорт); аэродинамически-подобные М. для испытаний в аэродинамических трубах (см. Аэродинамический эксперимент) с целью определения аэродинамических характеристик летательного аппарата; дренированные М. для замера значений и распределения действующих воздушных нагрузок; динамически-подобные модели (включая упруго- и конструктивно-подобные) для изучения явлений аэроупругости; летающие модели (телеуправляемые с земли или самолёта-носителя) для изучения критических режимов полёта, недопустимых в лётных испытаниях пилотируемых летательных аппаратов; М. для демонстрации применения летательного аппарата, разбора воздушных операций, учебных целей; сувенирные М.

2) Первоначальный, а также модернизированный или модифицированный вариант какого-либо летательного аппарата, отличающийся одним или несколькими признаками (пассажировместимостью, составом оборудования, тягой двигателей и т. д.).

модернизация (французский modernisation, от moderne — новейший, современный) авиационной техники — изменение конструкции, состава бортового оборудования и т. п. в соответствии с новейшими требованиями, нормами, достижениями науки и техники для улучшения каких-либо характеристик летательного аппарата. При М. не изменяется целевое назначение летательного аппарата, и в этом смысле модернизированный летательный аппарат можно рассматривать как усовершенствованную модификацию его исходного варианта.

модификация (позднелатинское modificatio — изменение, от латинского modus — мера, вид, образ и facio — делаю) летательного аппарата — видоизменение, преобразование, придание новых свойств исходному (базовому) варианту летательного аппарата. М. принято называть также и сам модифицированный летательный аппарат. В соответствии с задачей (целью) преобразования базового летательного аппарата различают усовершенствованные, специализированные и экспериментальные М. Усовершенствованные М. не отличаются от базового летательного аппарата по своему назначению и создаются с целью повышения его эффективности. Это достигается применением усовершенствованных двигателей, бортовых систем, оборудования, вооружения, внедрением в конструкцию новых материалов, улучшением аэродинамических характеристик, изменением размеров летательного аппарата (например, путём изменения длины фюзеляжа получают летательный аппарат другой пассажировместимости) и т. д. При создании таких летательных аппаратов в них, как правило, вносят различные улучшения (комплексные М.). Специализированные М. отличаются от исходного летательного аппарата способностью решать новые задачи (например, на базе истребителя может быть создан разведывательный самолёт, на базе пассажирского самолёта — противолодочный и т. д.). Достигается это установкой соответствующего специализированного оборудования и внесением необходимых изменений в конструкцию летательного аппарата. Экспериментальные М. создаются для проведения лётных исследований.

М. представляет собой (наряду с разработкой летательных аппаратов новых поколений) одно из основных управлений развития техники, носящего двойственный характер: скачкообразный — при появлении новых моделей машин и эволюционный — при разработке М.

Целесообразность разработки М. обусловлена быстрым моральным старением технических средств, продолжительными сроками между появлением летательных аппаратов новых поколений, что связано необходимостью накопления большого числа нововведений, в том числе результатов крупных научных открытий и “прорывов”) для значительного повышения эффективности новой модели. Создание М. позволяет пополнять парк летательных аппаратов усовершенствованными образцами в более сжатые сроки и с меньшими затратами (за счёт преемственности конструкции, более высокого уровня стандартизации и унификации составных частей летательного аппарата и т. п.). М. отличаются от базового летательного аппарата своими обозначениями (см. Обозначения летательных аппаратов).

Зарождение М. как направления в развитии авиации относится ко второму десятилетию XX в. Так, например, на базе бомбардировщика “Илья Муромец” был создан дальний морской разведчик (поплавковая М.). Специализированные М. военных самолётов расширяли сферу их применения. Разработка М. в те годы осуществлялась последовательно. Позднее стали практиковать и одновременную разработку семейства военных М. Так, например, были созданы Ил-28 (бомбардировщик), Ил-28Р (разведчик), Ил-28Т (торпедоносец), Ил-28У (учебный самолёт). М. гражданских самолётов появились в 20—30-е гг. (например, у пассажирского самолёта К-4 конструкции К. А. Калинина были аэросъёмочная и санитарная М.). В 1960—1970 создание М. стало планироваться на стадии проектирования базового летательного аппарата (определение обликовых характеристик М., обоснование включения в базовую конструкцию целесообразных резервов для развития М. и т. п.). В 1970—1980 приступили к одновременному созданию базового самолёта и семейства М. с общностью многих элементов конструкции, с единым двигателем (с тем же или другим их числом), с одним и тем же крылом, с различной длиной фюзеляжа и соответственно с иной пассажировместимостью и дальностью полёта. Этот метод проектирования получил название модульного.

Лит.: Шейнин В. М., Макаров В. М., Роль модификаций в развитии авиационной техники, М., 1982.

В. М. Шейнин.

модульная конструкция двигателя — конструкция, состоящая из отдельных модулей, каждый из которых представляет собой группу сборочных единиц и может быть заменён в условиях эксплуатации (при неисправности, выработке ресурса или модификации) без подгоночных, балансировочных работ и испытаний двигателя на стенде. Модулями двигателя могут быть как его отдельные функциональные части (вентилятор, компрессор, камера сгорания, турбина и т. д.), так и основные его сборочные единицы (ротор компрессора низкого давления, статор турбины высокого давления и т. д.).

Деление конструкции на модули производится с учётом прогнозируемой надёжности её элементов и обеспечения минимальных затрат времени, труда и материальных средств на производство, эксплуатацию и ремонт двигателей. Модули должны быть взаимозаменяемыми, легкосъёмными, приспособленными к контролю и эксплуатации по техническому состоянию (см. Техническое обслуживание и ремонт авиационной техники по состоянию), пригодными к автономному хранению и транспортированию. Ресурсы и сроки службы модулей могут устанавливаться дифференцированно и отличаться от ресурса и срока службы двигателя в целом. При модульном конструировании и изготовлении двигателей, как правило, обеспечивается возможность их разборки на модули и сборки модулями как в вертикальном, так и в горизонтальном (в интересах эксплуатации) положениях.

Применение модульных конструкций сокращает сроки создания и модификации двигателей, повышает их эксплуатационную и ремонтную технологичность, эффективность технического обслуживания и ремонта (обеспечивает возможность полнее использовать располагаемую долговечность узлов и деталей двигателей, сокращает их оборотный фонд и затраты на хранение и транспортирование). Современные двигатели в зависимости от их конструктивной сложности и назначения состоят из 5—18 модулей (см. рис.).

В. С. Куринов.

Модули двухконтурного турбореактивного двигателя Д-36: 1 — колесо вентилятора; 2 — вал вентилятора; 3 — корпус вентилятора со спрямляющим аппаратом; 4 — компрессор низкого давления; 5 — промежуточный корпус с компрессором высокого давления; 6 — камера сгорания; 7 — ротор турбины высокого давления; 8 — корпус опоры турбины; 9 — ротор турбины низкого давления; 10 — турбина вентиляторов; 11 — корпус задней опоры; 12 — коробка приводов.

Можайский Александр Фёдорович (1825—1890) — русский исследователь и изобретатель, создатель первого отечественного самолёта, контр-адмирал (1886). В 1836—1841 учился в Морском кадетском корпусе. В 1841—1962 и 1879—1882 служил в военно-морском флоте, в 1862—1879 — в гражданских ведомствах. С 1856 заинтересовался вопросами летания; изучал полет птиц, воздушных змеев. В 1876 построил змей-планёр, на котором дважды поднимался в воздух (планёр буксировался тройкой лошадей). В 1876—1877 с успехом демонстрировал полёты модели своего самолёта, приводимой в действие часовой пружиной. В 1877—1878 разрабатывал проект самолёта. Комиссия Военного министерства дала отрицательное заключение по этому проекту, указав среди прочих замечаний на недостаточную мощность силовой установки. М. продолжил свои работы с моделями и воздушными винтами. По заявке от 4(16) июня 1880 М. получил 3(15) ноября 1881 “привилегию” на свой “воздухоплавательный снаряд” — первый в России патент на летательный аппарат. Весной 1881 М. привез из Великобритании 2 паровые машины (7,46 и 14,9 кВт) с водотрубным котлом и холодильником для своего самолёта и начал заготавливать материалы и детали к нему. Летом 1882 он приступил непосредственно к постройке самолёта на отведённом ему участке военного поля в Красном селе под Петербургом. Летом 1883 М. завершил сборку самолёта, который стал первым отечественным натурным самолётом, доведённым до стадии лётных испытаний. Построенный самолёт имел существенные конструктивные отличия от заявленного в патенте; боковые винты с задних кромок крыла были перенесены в переднюю часть и приводились от более мощной паровой машины, все три винта были сделаны одного диаметра.

Самолёт М. (рис. в табл. II) представлял собой моноплан деревянной конструкции с крылом малого удлинения, расчаленным к двум стойкам и ступицам четырёхколёсного шасси, с лодкой-фюзеляжем и хвостовым оперением с рулями высоты и направления. Привод боковых винтов осуществлялся от паровой машины с помощью ремённой передачи, а центрального — через шестерённый редуктор. Ещё зимой 1883 проект самолёта М. рассматривала специальная комиссия Воздухоплавательного отдела Русского технического общества под руководством М. А. Рыкачёва. Отметив интерес, который представят опыты над полноразмерным летательным аппаратом, комиссия указала автору проекта на недостаточную мощность силовой установки. В течение двух лет М. в ходе наземных испытаний доводил конструкцию самолёта. Во второй половине июля 1885 была предпринята попытка поднять самолёт в воздух. Во время разбега по горизонтально уложенным деревянным рельсам самолёт накренился и поломал крыло. После этого испытания М., сняв паровые машины, принялся восстанавливать самолёт. Убедившись в недостаточности мощности силовой установки, он заказывает на Обуховском сталелитейном заводе два дубликата 15-киловаттной паровой машины, намереваясь поставить на самолёт 3 паровые машины по 15 кВт. Смерть М. оставила этот замысел неосуществлённым. В 1979—1981 в Центральном аэрогидродинамическом институте были проведены широкие исследования по установлению облика самолёта М. (см. рис.), его воздушных винтов, весовые и прочностные расчёты. Модель этого самолёта, построенная в масштабе 1:20, продувалась в аэродинамических трубах Центрального аэрогидродинамического института с целью определения её аэродинамических характеристик. Основные параметры самолёта и результаты расчётов и продувок: размах крыла 23,2 м; площадь крыла 329 м2; удлинение крыла 1,64; площадь горизонтального оперения 41,4 м2; длина самолёта 25 м; высота самолёта 7,5 м; колея шасси 3 м; база шасси 9,4 м; диаметр воздушных винтов 4,75 м; частота вращения винтов 160 об/мин; кпд винта 0,55; мощность двигателей 22,36 кВт; масса двигателей с котлом, конденсатором и сепаратором 167,1 кг; удельная масса двигателей с котлом, конденсатором и сепаратором 7,47 кг/кВт; взлётная масса самолёта 1266 кг; нагрузка на крыло 3,85 кг/м2; энерговооружённость 0,0177 кВт/кг; аэродинамическое качество вдали от земли 4,05, вблизи земли 4,6; центр масс самолёта расположен на расстоянии, равном 38,6% средней аэродинамической хорды.

Лит.: Авиация в России. К 100-летию отечественного самолетостроения, М., 1983.

В. И. Бычков.

Реконструкция самолёта А. Ф. Можайского.

А. Ф. Можайский.

Моисеев Никита Николаевич (р. 1917) — советский учёный в области общей механики и прикладной математики, академик АН СССР (1984; член-корреспондент 1966). Окончил МГУ в 1941. В 1948—1950 преподавал в Московском высшем техническом училище, в 1950—1955 работал в Ростовском университете. Профессор Московского физико-технического института (с 1956), заместитель директора Вычислительного центра АН СССР (1961—1987). Основные труды по динамике твёрдого тела, содержащего полости с жидкостью, асимптотическим и численным методам математической физики, теории оптимального управления и др. Государственная премия СССР (1980). Награждён 2 орденами Отечественной воины 2-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, орденом Красной Звезды, медалями.

Соч.: Численные методы в теории оптимальных систем, М., 1971; Асимптотические методы нелинейной механики, 2 изд., М., 1981.

Н. Н. Моисеев.

молекулярная аэродинамика — см. в статье Разреженных газов динамика.

молниезащита летательного аппарата — комплекс технических мероприятий, предотвращающих возникновение аварийной или катастрофической ситуации при воздействии на летательный аппарат разряда молнии. Вероятность поражения молнией зависит от геометрических размеров летательного аппарата, напряжённости электрического поля в точке местонахождения летательного аппарата, вида облачности, в которой проходит полёт (в среднем для самолётов гражданской авиации приходится один удар молнии на 2300—3000 ч налёта). Требования к М. летательного аппарата определяют Нормы лётной годности. Основной способ М. — соединение в общую массу элементов конструкции летательного аппарата (см. Металлизация летательного аппарата). Диэлектрические части конструкции и обтекатели антенн защищаются так называемыми молниезащитными шинами из дуралюмина, стали или меди. Стенки топливных баков рассчитываются на прохождение по ним тока молнии, не имеют острых выступов и размещаются не ближе 0,5 м от конца крыла. Радиотехнические системы защищаются с помощью электрических фильтров, экранизации и скрутки проводов, а также воздушными или вакуумными разрядниками. С целью проверки М. летательного аппарата проводятся испытания его модели на избирательность удара молнии, испытания элементов конструкции, антенных систем и бортового оборудования на действие разряда молнии и сертификационные испытания всего летательного аппарата на М. в целом.

Лит.: Базелян Э. М., Горин Б. И., Левитов В. И., Физические инженерные основы молниезащиты, Л., 1978.

Молодчий Александр Игнатьевич (р. 1920) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1962), дважды Герой Советского Союза (1941, 1942). В Советской Армии с 1937. Окончил Ворошиловградскую военную авиационную школу пилотов (1938), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1959). Участник Великой Отечественной войны. Служил в авиации дальнего действия. Совершил 311 боевых вылетов. После войны в ВВС (до 1965). Награждён 3 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Луганске.

Соч.: Самолеты уходят в ночь, 2 изд., Киев, 1983.

А. И. Молодчий.

Молоков Василий Сергеевич (1895—1982) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1940), один из первых Героев Советского Союза (1934). В Советской Армии с 1918. Участник Гражданской и Великой Отечественной войн. Окончил школу морских лётчиков в Самаре (1921), курсы усовершенствования при Военно-воздушной инженерной академии РККА имени Н. Е. Жуковского (1929; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). В 1934 участвовал в спасении экспедиции парохода “Челюскин”, в 1937 — в воздушной экспедиции на Северный полюс. В 1938—1942 начальник Главного управления ГВФ. В 1943—1945 командир авиационной дивизии. В 1946—1947 заместитель начальника Главного управления гидрометеослужбы при Совете Министров СССР. Член ЦИК СССР седьмого созыва. Депутат ВС СССР в 1937—1946. Награждён 3 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденам” Суворова 2-й степени, Кутузова 2-й степени, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями.

Соч.: Мы выполнили свой долг, вот и все! [К спасению челюскинцев], М., 1935; Три полета, Л., 1939; Родное небо, 2 изд., М., 1987.

В. С. Молоков.

Монгольфье (Montgolfier), братья Жозеф Мишель (1740—1810) и Жак Этьен (1745—1799) — французские изобретатели теплового аэростата. Первый полёт построенного ими аэростата (“монгольфьера”) состоялся июня 1783. Аэростат (диаметром 11,4 м, объемом 600 м3) поднялся на высоту до 2000 м и пролетел за 10 мин около 2,5 км. Второй демонстрационный полёт аэростата (объём 12 тысяч м3) с “экипажем” из барана, петуха и утки состоялся 19 сентября 1783. Аэростат, изготовленный из грубого льняного полотна, обклеенного бумагой, поднялся на высоту около 500 м и через 10 мин благополучно опустился на расстоянии около 4 км от места старта. Третий полёт аэростата состоялся 21 ноября 1783 с экипажем в составе физика Ж. Пилатра де Розье и маркиза д'Арланда. В отличие от второго аэростата снизу оболочки имелась галерея для экипажа и топка для сжигания соломы с целью поддержания температуры воздуха внутри оболочки. Высота аэростата 22,7 м, диаметр около 15 м, масса оболочки и галереи около 675 кг. Аэростат продержался в воздухе около 25 мин, пролетев около 9 км (это был первый полёт людей на летательном аппарате). В 1784 братья М. предложили для спуска людей с аэростата использовать парашют, что было осуществлено в 1797. Ими оставлен ряд работ с описанием аэростатов. В их честь в 1960 учреждён диплом Международной авиационной федерации (см. Награды Международной авиационной федерации).

Ж. М. и Ж. Э. Монгольфье.

“монгольфьер” — то же, что тепловой аэростат.

монобиплан — см. в статье Биплан.

монокок (английский, французкий monocoque, от греческого monos — один, единый и французский coque, буквально — скорлупа, оболочка) — конструкция фюзеляжа или его хвостовой балки, мотогондолы и т. п. круглого, овального или другого сечения, состоящая из толстой обшивки и шпангоутов (без стрингеров). М. (см. рис.) отличается малым числом деталей и высокой технологичностью, но из-за необходимости усиления различных вырезов в чистом виде применяется редко (см. Силовой набор). Наиболее эффективен в элементах летательного аппарата, воспринимающих в основные крутящие моменты, а также в случаях, когда невозможно разместить продольный стрингерный набор без увеличения данного миделевого сечения.

Монококовая конструкция отсека фюзеляжа: 1 — толстая обшивка; 2 — шпангоут.

моноплан (от греческого monos — один и латинского planum — плоскость) — самолёт с одним крылом. М. различают: по расположению крыла относительно фюзеляжа (см. рис.) — высокопланы (см. также Парасоль), среднепланы, низкопланы; по способу крепления крыла к фюзеляжу — свободнонесущие, подкосные, расчалочные. По сравнению с бипланом М. имеет меньшее сопротивление аэродинамическое, но при этом реализуются большие удельные нагрузки на крыло, то есть необходима большая его прочность и, следовательно, масса.

Из М. наименьшим аэродинамическим сопротивлением обладает среднеплан, однако у него в наибольшей степени уменьшается полезное поперечное сечение фюзеляжа. Поэтому среднеплан целесообразно использовать в тех случаях, когда нет специальных ограничений на габариты поперечного сечения фюзеляжа, но требуется обеспечить максимальную скорость или экономичность; обычно это бомбардировщики и истребители. Высокоплан обладает несколько большим сопротивлением, но у него наиболее полно можно использовать внутренним габариты фюзеляжа. Кроме того, у высокоплана предельно низкое расположение фюзеляжа над поверхностью аэродрома, что значительно облегчает погрузку и выгрузку техники и людей. Поэтому грузовые и военно-транспортный самолёты строят обычно в схеме высокоплана. Наибольшим из М. аэродинамическим сопротивлением обладает низкоплан. Однако пассажирские самолёты строятся в основной по этой схеме, так как аварийная посадка на воду — расчётный случай. Поскольку крыло обладает некоторой плавучестью, при посадке на воду фюзеляж низкоплана дольше не затапливается, что повышает вероятность спасения пассажиров.

Схема М. развивалась параллельно со схемой биплана. Меньшее аэродинамическое сопротивление М. позволяет по сравнению с бипланом увеличить максимальную и крейсерскую скорости полёта, манёвренность в вертикальной плоскости. Развитие методов аэродинамического расчёта и расчёта на прочность, авиационного материаловедения позволило значительно увеличить нагрузки на крыло. Необходимые взлётно-посадочные характеристики М. обеспечивались ростом энерговооружённости и широким внедрением взлётно-посадочной механизации (см. Механизация крыла). Всё это привело к тому, что с середины 30-х гг. М. практически полностью вытеснил биплан.

Л. А. Курочкин.

Монопланы: а — высокоплан (Ил-76); б — среднеплан; в — низкоплан (Ил-86).

монреальская конвенция 1971 о борьбе с незаконными актами, направленными против безопасности гражданской авиации. На 1 января 1990 участниками М. к. 1971 являлось 141 государство (СССР с 1971). Согласно конвенции, любое лицо считается совершившим преступление, если это лицо незаконно и преднамеренно совершает акт насилия в отношении лица, находящегося на борту воздушного судна в полёте, если такой акт может угрожать безопасности воздушного судна; либо разрушает воздушное судно, находящееся в эксплуатации, или причиняет этому воздушному судну повреждение, которое выводит его из строя, или может угрожать его безопасности в полёте; либо помещает (или совершает действия, приводящие к помещению) на воздушное судно, находящееся в эксплуатации, каким бы то ни было способом устройство или вещество, могущее разрушить воздушное судно или причинить ему повреждение, способное вывести судно из строя или угрожать его безопасности в полёте; либо разрушает или повреждает аэронавигационное оборудование или вмешивается в его эксплуатацию, если любой такой акт может угрожать безопасности воздушного судна в полёте; либо сообщает заведомо ложные сведения, создавая тем самым угрозу безопасности воздушного судна в полёте. Попытка совершить какой-либо из указанных актов или соучастие в нём также рассматривается конвенцией как преступление. Конвенция устанавливает обязанность каждого государства принимать в отношении таких преступлений суровые меры наказания.

М. к. 1971 содержит нормы, аналогичные Гаагской конвенции 1970 о борьбе с незаконным захватом воздушных судов, в отношении установления государствами своей юрисдикции над преступлением, принятия процессуальных мер по задержанию предполагаемого преступника и обращению с ним, расследования фактов, выдачи или наказания преступника и др.

Лит.: Международное воздушное право, кн. 1, М., 1980.

Ю. И. Малеев.

монреальское соглашение 1966 заключено между перевозчиками — членами Международной ассоциации воздушного транспорта (ИАТА) и Управлением гражданской авиации США. Предусматривает обязательство участвующих в соглашении авиатранспортных предприятий внести в их правила перевозок положения об установлении повышенного предела ответственности перед пассажирами при перевозках, проходящих через США. Возражения перевозчика об отсутствии вины с его стороны не допускаются, однако он может ссылаться на грубую вину потерпевшего. В М. с. 1966 предусмотрено, что содержащиеся в нём правила должны быть указаны в билете. При несоблюдении этого условия ссылки на ограничение ответственности перевозчика не допускаются. Хотя М. с. 1966 не является межправительственным соглашением, установленные им пределы ответственности применяются авиакомпаниями многих стран и при перевозках, не затрагивающих территорию США. Гражданская авиация нашей страны при перевозках, затрагивающих территорию США, руководствуется правилами о пределах ответственности, установленных этим соглашением.

“Мораван” (Moravan narodni podnik) — авиастроительная фирма Чехословакии. Образована в 1934 под названием “Злинска летецка сполечност”, название “М.” получила после Второй мировой войны. Специализировалась на производстве спортивных самолётов. В 70-х гг. большой серией строила самолёты Z42, Z43 и Z50 и их варианты, с начала 80-х гг. выпускала самолёты Z142 (первый полёт в 1978) и Z50L/LS (1984) с поршневым двигателем, сельскохозяйственный самолёт Z37T “Агро турбо” с турбовинтовым двигателем (1983).

“Моран-Сольнье” (Morane-Saulnier) — самолётостроительная фирма Франции. Основана в 1911. Её разведчики и истребители монопланной схемы широко применялись в Первую мировую войну, причём Моран-Сольнье L (см. рис. в таблице VI) стал в 1915 одним из первых истребителей, способных вести огонь из неподвижного пулемёта через круг, ометаемый воздушным винтом (для этого на лопастях винта устанавливались уголковые отражатели попадавших в них пуль). В числе известных самолётов последующего периода M.S.230 (первый полёт в 1929) — тренировочный самолёт массового производства (выпускался также на экспорт и по лицензиям в других странах) и M.S.406 (1938, см. рис. в таблице XXI) — один из истребителей нового поколения, созданных во Франции перед Второй мировой войной. Его основные характеристики: мощность двигателя 633 кВт, длина самолёта 8,15 м, высота 2,82 м, размах крыла 10,65 м, взлётная масса 2720 кг, максимальная скорость 486 км/ч, потолок 9400 м, максимальная дальность полёта 800 км, вооружение — пушка калибра 20 мм и 2 пулемёта калибра 7,5 мм. После войны фирма была воссоздана, выпускала в основном лёгкие (тренировочные, туристические и т. п.) самолёты, в том числе реактивные M.S.760 “Париж”. В 1960 “М.-С.” была поглощена фирмой “Потез”, а производство лёгких самолётов серии “Ралли” с поршневым двигателем продолжила SOCATA — дочерняя компания фирмы “Сюд авиасьон”.

морская авиация — один из наиболее манёвренных родов сил ВМФ. В иностранных государствах М. а. называется авиацией ВМС. Предназначена для уничтожения надводных кораблей в море и на базах, поиска и уничтожения подводных лодок противника, постановки минных заграждений, обеспечения высадки десантов, содействия сухопутным войскам на приморских направлениях, ведения воздушной разведки, выдачи целеуказания в интересах применения оружия силами флота и решения других задач. Подразделяется на базовую (береговую) и палубную (корабельную).

Впервые авиация в боевых действиях на море применялась в Первую мировую войну, и её влияние на ход борьбы на море оценивалось достаточно высоко. Она выполняла воздушную разведку, корректировку артиллерийского огня при стрельбе надводных кораблей по береговым объектам, наносила удары по надводным кораблям и военно-морским базам, а также вела борьбу с авиацией противника. В целях увеличения радиуса действия самолётов в море в русском и иностранных флотах использовались авиатранспорты (предшественники современных авианесущих кораблей). Они имели на борту несколько гидросамолётов, которые спускались с корабля на воду для взлёта и поднимались на корабль с воды после посадки. Первые подразделения М. а. в России были сформированы в составе Балтийского и Черноморского флотов в 1912—1914. В 1915—1916 на вооружение поступили отечественные летающие лодки М-5 и М-9 Д. П. Григоровича, отличавшиеся высокими для того времени лётными характеристиками (см. Григоровича самолёты). Всего к началу 1917 русская М. а. имела в своём составе 269 самолётов. Регулярные части советской М. а. были созданы в 1918 и принимали участие в Гражданской войне, взаимодействуя с кораблями и войсками в боях под Петроградом, на Балтике, Чёрном море, на реках Волга, Кама, Северная Двина и Онежском озере. В 20-е гг. М. а. перешла на единые с сухопутной авиацией формы организационные структуры. Её развитие осуществлялось в общем едином процессе развития ВВС. Специфичность боевого назначения и тесная связь М. а. с флотом требовали реорганизации её управления. В 1935 соединения и части М. а. были выведены из ВВС РККА и включены в ВМС РККА. С образованием 1 января 1938 Наркомата ВМФ определилось положение М. а. как одного из основных родов сил флота. М. а. стала называться на первом этапе ВВС ВМФ, а в последующем — авиацией ВМФ. В середине 30-х гг. были созданы ВВС Балтийского, Черноморского, Тихоокеанского и Северного флотов. Значение М. а. особенно возросло к 1938—1940, она стала одной из главных составных частей ВМФ СССР.

Незадолго до начала Второй мировой войны появились новые классы и подклассы самолётов: штурмовики, торпедоносцы, пикирующие бомбардировщики. В связи с этим создаются и новые роды сил М. а. — штурмовая и минно-торпедная авиация. Штурмовая авиация предназначалась для поражения живой силы и техники, а также малых кораблей и транспортов в море и на базах, минно-торпедная — для уничтожения крупных надводных кораблей (преимущественно в море), конвоев и для постановки активных минных заграждений. В Великобритании, Японии и США М. а. входила в состав флотов на правах самостоятельного рода сил. В период между мировыми войнами М. а. ведущих зарубежных стран развивалась как авианосная, в СССР — преимущественно как базовая. В этот период в составе М. а. иностранных государств произошли значительные изменения, в том числе и в соотношениях между различными родами авиации. Количественно состав авиации за этот период вырос в большинстве стран в 2 раза, качественные же изменения шли прежде всего по линии улучшения лётно-тактических свойств различных типов самолётов, в первую очередь увеличения скорости, продолжительности и высоты полёта, повышения мощности бомбового, торпедного, минного и огневого залпа, улучшения манёвренных и лётных качеств самолётов. Скорость полёта самолётов увеличилась более чем в 2,5 раза, практический потолок, бомбовый (торпедный, минный) залп и продолжительность полёта возросли в 1,5 раза. Торпедоносцы имели горизонтальную скорость полёта 225—275 км/ч, потолок 4000—5000 м, хорошую манёвренность и вооружались 350-мм или 450-мм торпедой массой 600—1000 кг. Увеличились скорость и потолок истребительной авиации до 350—400 км/ч и 8—10 тысяч м соответственно. Истребители вооружались пулемётами (24) и пушками (1—2).

Во Второй мировой войне М. а. была одной из главных ударных сил на морских театрах военных действий. Действия М. а. с авианосцев позволили не только повысить динамику и эффективность вооруженной борьбы на море, но и распространить воздушную и минную угрозу на обширные пространства океанских и морских театров. Значительным парком палубных истребителей и бомбардировщиков располагали США, Великобритания, Япония. К началу Великой Отечественной войны на вооружении авиации советские ВМФ состояли дальние торпедоносцы-бомбардировщики (ДБ-3, ДБ-ЗФ), бомбардировщики (СБ, ТБ-3, Ар-2), истребители (И-15бис, И-16, И-153, Як-1, МиГ-1), гидросамолёты (МБР-2, Че-2). Всего в составе авиации ВМФ имелось 2824 боевых самолёта. В ходе войны произошло её перевооружение. Основными типами самолётов стали торпедоносцы и бомбардировщики Ту-2 и Ил-4, пикирующие бомбардировщики Пе-2, штурмовики Ил-2, Ил-10, истребители Як-3, Як-7, Як-9, Ла-5, Ла-7.

В ходе Великой Отечественной войны М. а. советских вооруженных сил активно участвовала в решении боевых задач, возложенных на ВМФ, привлекалась к выполнению заданий командования на сухопутных фронтах. Лётчики М. а. за годы войны произвели свыше 380 тысяч боевых вылетов, сбросили на врага свыше 40 тысяч т бомб и 1371 торпеду, выставили 2428 мин, потопили 778 и повредили 800 кораблей с десятками тысяч солдат и офицеров противника и сотнями тысяч тонн различных грузов, что составляет 2/3 от общего количества потопленных и повреждённых кораблей противника всем ВМФ СССР; сбили в воздушных боях и уничтожили на аэродромах около 5500 самолётов противника. В августе 1941 морские лётчики под командованием Е. И. Преображенского нанесли первые удары по Берлину. Важнейшими принципами применения М. а. были концентрация усилий на главных направлениях и по важнейшим объектам, экономия сил, внезапность нанесения ударов, скрытность подготовки действий. В годы войны 57 соединений и частей М. а. награждены орденами, 25 частей стали гвардейскими, 259 лётчикам присвоено звание Героя Советского Союза, пятеро удостоены этого звания дважды (Б. Ф. Сафонов, В. И. Раков, И. В. Челноков, И. Г. Степанян, А. Е. Мазуренко). Из более чем 500 таранов, совершённых советский лётчиками, 38 принадлежат лётчикам М. а.

После войны на вооружение авиации ВМФ СССР стали поступать реактивные самолёты-торпедоносцы Ил-28 и Ту-14, реактивные истребители МиГ-15, МиГ-17, МиГ-19, а также гидросамолёты Бе-6. Создаются новые роды авиации ВМФ — противолодочная и морская ракетоносная. Развитие авиации ВМС ведущих зарубежных стран направлено на повышение скорости и потолка летательных аппаратов, увеличение огневой мощи и совершенствование радиотехнического оборудования. В своём составе авиация ВМС этих стран насчитывала к концу 80-х гг. свыше 10000 самолётов и вертолётов. Подразделения авиации ВМС предназначены главным образом для наступательных боевых действий на море самостоятельно или во взаимодействии с подводными лодками и надводными кораблями, а также для ударов по береговым объектам и содействия сухопутным войскам на приморских направлениях.

М. а. нашей страны организационно состоит из ВВС флотов, являющихся оперативными объединениями, авиационных соединений, отдельных авиационных частей и подразделений. В США и Великобритании авиация ВМС по оперативной организации подразделяется на авиацию флотов и оперативных соединений, по повседневной организации — на корабельную, авиацию морской пехоты и берегового базирования (патрульная). Эти роды авиации ВМС состоят из авиационных крыльев, авиационных групп, эскадрилий и отрядов (звеньев).

В 80-х гг. почти во всех странах чётко определилась тенденция к специализации — созданию самолётов и вертолётов для решения вполне определенных задач на море. Поэтому на вооружение М. а. большинства стран принимаются специально созданные поисково-ударные системы для борьбы с подводными лодками, ударные системы для поражения надводных кораблей и самолётов, противоминные — для поиска и траления мин, разведывательные системы для выяснения морской обстановки и др. В развитии М. а. наметилась тенденция повсеместного проникновения её на различные надводные корабли и суда обеспечения. Корабельная авиация в том или ином качестве находится на вооружении практически всех надводных кораблей водоизмещением от 3—4 тысяч т. Этому способствуют значительные усовершенствования вертолётов и самолётов с вертикальным (укороченным) взлётом и посадкой, которые делают М. а. ещё более мощной силой флота. Современная М. а. отличается универсальностью, манёвренностью, мобильностью. Она может решать задачи как самостоятельно, так и во взаимодействии с другими силами в сложных метеорологических условиях днём и ночью, в широком диапазоне высот и скоростей полета.

Г. А. Кузнецов.

Москалев Александр Сергеевич (1904—1982) — советский авиаконструктор, профессор (1941), кандидат технических наук (1950), полковник-инженер. После окончания Ленинградского государственного университета (1928) работал на заводе “Красный лётчик”, где была построена его летающая лодка МУ-3. С 1932 заместитель начальника, начальник ОКБ Воронежского авиационного завода. В 1930—1945 разработал свыше 35 проектов и построил 23 типа лёгких самолётов (марка САМ — самолет А. Москалёва) различного назначения, в том числе санитарный самолёт САМ-5бис (1936), экспериментальный самолёт “Стрела” (1937) бесхвостой схемы с треугольным крылом малого удлинения (рис. в таблице XIII) и др. На самолётах М. был установлен ряд рекордов дальности и высоты полёта. Во время Великой Отечественной войны под руководством М. развернулось опытное и серийное производство воздушно-десантной техники (многоместные десантные подвесные кабины для самолётов ДБ-ЗФ, планеры О. К. Антонова А-2 и А-7, мотопланёры CAM-24, CAM-22, CAM-28 и др.). С 1948 на преподавательской работе в Ленинградской военно-инженерной академии имени А. Ф. Можайского. Награждён орденами Красной Звезды, “Знак Почёта”, медалями. Портрет см. на стр. 361.

Лит.: Чутко И. Э., Мост через время, М., 1989.

А. С. Москалев.

московский авиационный завод №39 имени В. Р. Менжинского — берет начало от ремонтного завода “Авиаработник”, образованного в 1921 в Москве и входившего в трест “Промвоздух” Управления ВВС РККА. В 1927 получил название авиационного завода №39 имени В. Р. Менжинского, в начале 1930 включён в авиационную промышленность. Особая роль предприятия в истории советской авиационной промышленности обусловлена тем, что оно стало важной (наряду с отделом авиации, гидроавиации и опытного строительства Центрального аэрогидродинамического института) производственной базой опытного самолётостроения в стране. В действовавшем при заводе Центральном конструкторском бюро (см. ЦКБ) были разработаны такие известные самолёты, как И-5, И-15, И-16, МБР-2, ДБ-3. Изготовлена гондола для стратостата “СССР”. В 1934—1936 большинство конструкторских бригад ЦКБ перевели на серийные заводы, а на заводе №39 осталось только КБ С. В. Ильюшина, которое в предвоенные годы работало над модификациями бомбардировщика ДБ-3 и создало штурмовик Ил-2. Наряду с опытным строительством завод осуществлял и серийное производство самолётов: выпускался бомбардировщик ДБ-3; небольшими сериями строились истребители И-Z, И-15, И-16, ДИ-6, Пе-3, бомбардировщик Пе-2. Награждён орденами Ленина (1936), Трудового Красного Знамени (1940). В октябре 1941 завод №39 был эвакуирован и продолжил свою деятельность в Иркутске, а КБ Ильюшина находилось в эвакуации в Куйбышеве на заводе №18 (с апреля 1942 — в Москве; позже это Московский машиностроительный завод имени С. В. Ильюшина).

московский авиационный институт (МАИ) имени Серго Орджоникидзе — высшее учебное заведение в области авиастроения. Основан в 1930 на базе аэромеханического факультета Московского высшего технического училища. В 1935 институту присвоено имя Серго Орджоникидзе. С институтом связана деятельность таких учёных и конструкторов, как В. С. Авдуевский, П. Д. Грушин, М. Д. Миллионщиков, В. М. Мясищев, В. И. Петров, И. И. Поликарпов, Ю. А. Рыжов, А. И. Туполев, Б. И. Юрьев, А. С. Яковлев, М. К. Янгель и др. Среди выпускников института 164 лауреата Ленинской премии, крупные учёные, генеральные и главные конструкторы Р. Д. Беляков, Г. В. Новожилов, М. Н. Тищенко, А. А. Туполев и др., а также летчики-космонавты СССР В. И. Волков, А. С. Иванченков, В. И. Кубасов, В. В. Лебедев, М. X. Манаров, С. Е. Савицкая, В. И. Севастьянов.

В составе института (1990): факультеты — летательных аппаратов, бортовых автоматизированных систем и установок летательных аппаратов, самолето- и вертолётостроения, двигателей летательных аппаратов, систем управления, приборостроения, энергетики летательных аппаратов, радиоэлектроники летательных аппаратов, экономики и организации производства летательных аппаратов, прикладной математики, прикладной механики, завод-втуз, 2 филиала, 12 вечерних отделения, дневное и вечернее подготовительное отделения, факультеты повышения квалификации преподавателей втузов и инженерно-технических работников; 83 кафедры, научно-исследовательский сектор, в котором 8 проблемных и 16 отраслевых лабораторий, а также 80 научных отделов и лабораторий при кафедрах. В 1990/1991 гг. в институте обучалось около 26 тысяч студентов, работало свыше 2 тысяч преподавателей, в том числе академики и члены-корреспонденты АН СССР, свыше 200 профессоров и докторов наук, около 1000 доцентов и кандидатов наук.

Издаются “Труды” института (с 1935), многотиражная газета “Пропеллер” (с 1931). За годы существования институт подготовил свыше 80 тысяч специалистов. В студенческом КБ института разработаны самолёт “Квант” (5 мировых рекордов в 1979—1983), радиолюбительские искусственные спутники Земли серий “Радио” (запущены в 1978) и “Искра” (запущены в 1982—1983). С 1966 существует на общественных началах физико-математическая школа института для учащихся старших классов. Институт награждён орденами Ленина (1945), Октябрьской Революции (1980).

Ю. А. Рыжов.

московский авиационный технологический институт (МАТИ) имени К. Э. Циолковского — высшее учебное заведение в области технологии авиастроения. Основан в 1940 на базе Московского института инженеров ГВФ имени К. Э. Циолковского. История института начинается с 1933, когда был образован Дирижаблестроительный учебный комбинат, преобразованный затем в Московский институт инженеров ГВФ имени Циолковского. С институтом связана деятельность таких учёных и конструкторов, как С. В. Серенсен, А. А. Туполев, И. И. Фридляндер и др. В составе института (1990): дневные факультеты — авиационно-технологический, технологии авиаконструкций из композиционных материалов, авиационно-механический, радиоэлектронной аппаратуры; филиал в г. Ступино Московской области; 6 вечерних факультетов; вечернее и дневное подготовительные отделения; межотраслевой институт повышения квалификации и переподготовки специалистов промышленности; факультет повышения квалификации преподавателей втузов; 40 кафедр, 17 филиалов кафедр, 14 учебно-научно-производственных комплексов на базе предприятий; научно-исследовательская часть, в которой 2 проблемные и 28 отраслевых лабораторий. В 1989/1990 учебном году в институте обучалось 9 тысяч студентов, работало 700 преподавателей, в том числе 2 член-корреспондента АН СССР, 50 профессоров и докторов наук, около 350 доцентов и кандидатов наук. В 1940—1971 выходили “Труды МАТИ”. Издаются “Труды молодых учёных и специалистов МАТИ имени К. Э. Циолковского” (с 1978), сборник трудов Всесоюзной студенческой научно-технической конференции “Гагаринские и Королёвские чтения” (с 1983). Институт был соучредителем ассоциации инженерных вузов и государственно-кооперативного объединения “Дирижаблестрой СССР”.

Б. С. Митин.

московский вертолётный завод имени М. Л. Миля — берёт начало от ОКБ по геликоптеростроению, основан в конце 1947 и возглавлявшегося М. Л. Милем. Первоначально ОКБ базировалось на территории Центрального аэрогидродинамического института, в г. Жуковском Московской области, с 1948 располагалось в подмосковном Тушине, с 1951 — в Москве. Современное название предприятие носит с 1967, имя Миля присвоено в 1970. Награждено орденом Трудового Красного Знамени (1977). О вертолётах, созданных на предприятии под руководством Миля и его преемников, см. в статье Ми.

московский государственный технический университет (МГТУ) имени И. Э. Баумана — см. Московское высшее техническое училище.

московский институт инженеров гражданской авиации (МИИГА) — высшее учебное заведение, осуществляющее подготовку авиационных инженеров для технической эксплуатации воздушных судов. Основан в 1971. В составе института (1990): факультеты — механический, авиационного оборудования, радиоэлектронного оборудования и вычислительной техники; вечерний, заочный, повышения квалификации руководящих работников гражданской авиации и преподавателей вузов отрасли; дневные и вечерние подготовительные отделения; 29 кафедр, научно-исследовательский сектор, 11 отраслевых лабораторий; учебная авиационно-техническая база; база эксплуатации радиотехнического оборудования и связи; вычислительный центр, студенческое КБ. В 1989/1990 учебном году в институте обучалось около 4 тысяч студентов, работало свыше 300 преподавателей, в том числе 30 профессоров и докторов наук, 160 доцентов и кандидатов наук. Набор студентов производится приёмными комиссиями в Москве и Тюмени. Издаются межвузовские тематические сборники научных трудов института по пяти направлениям (с 1977).

московский машиностроительный завод имени С. В. Ильюшина. История предприятия восходит к 1933, когда при Московском авиационном заводе №39 имени В. Р. Менжинского было образовано Центральное конструкторское бюро (см. ЦКБ), а в нём бригада по разработке дальнего бомбардировщика, возглавлявшаяся, как и ЦКБ в целом, С. В. Ильюшиным. В 1935 это конструкторское подразделение получило статус ОКБ. В составе ЦКБ Ильюшиным были созданы экспериментальный самолёт ЦКБ-26, дальний бомбардировщик ДБ-3 (ЦКБ-30) и его модификации, штурмовик Ил-2 (ЦКБ-55). В октябре 1941 ОКБ было эвакуировано в Куйбышев на завод №18, а в апреле 1942 возвращено в Москву на территорию завода №240. Здесь разработки и опытное строительство самолётов семейства Ил были продолжены. В 1946 к предприятию был присоединён завод №482, где ранее базировалось ОКБ В. М. Мясищева. Указанное название и имя Ильюшина предприятие носит с 1977. Оно награждено орденами Ленина (1942), Октябрьской Революции (1983), Красного Знамени (1944), Трудового Красного Знамени (1969). О самолётах, созданных на предприятии под руководством Ильюшина и его преемника Г. В. Новожилова, см. в статье Ил.

московский машиностроительный завод имени А. И. Микояна. История предприятия восходит к 1939, когда на московском авиационном заводе №1 (бывший “Дукс”) был образован Опытный конструкторский отдел (ОКО). Здесь А. И. Микоян (руководитель отдела) и М. И. Гуревич разработали истребители МиГ-1 и МиГ-3, которые строились заводом №1 серийно. В октябре 1941 ОКО был эвакуирован вместе с заводом в Куйбышев. В марте 1942 отдел перевели в Москву, на территорию бывшего завода №480, и преобразовали в опытный завод №155, где были продолжены разработки и опытное строительство истребителей семейства МиГ. Указанное название — с 1978, имя Микояна присвоено в 1971. Предприятие награждено орденами Ленина (1957), Октябрьской Революции (1975), Трудового Красного Знамени (1982). О самолётах, созданных на предприятии под руководством Микояна и его преемника Р. А. Белякова, см. в статье МиГ.

московский машиностроительный завод “Скорость” имени А. С. Яковлева — берёт начало от Государственного союзного завода №115, образованного в 1934. Основу этого предприятия составила выделившаяся из Московского авиационного завода №39 имени В. Р. Менжинского конструкторско-производственная группа (“группа лёгкой авиации”) А. С. Яковлева (до этого, в 1927—1932, группа Яковлева была, по существу, самодеятельной и при финансовой и технической помощи Осоавиахима создала ряд лёгких самолётов серии АИР). В качестве производственной базы использовалась кроватная мастерская. В октябре 1941 большая часть предприятия эвакуирована в Новосибирск на территорию авиационного завода №153, где был образован филиал завода №115, а часть предприятия оставалась в Москве. В марте 1942 была начата реэвакуация завода. О самолётах и вертолётах, созданных под руководством Яковлева, см. в статье Як. Указанное название предприятие носит с 1966, имя Яковлева присвоено в 1990. Награждено орденами Ленина (1942), Красного Знамени (1944), Октябрьской Революции (1981).

московский физико-технический институт (МФТИ) — высшее учебное заведение по подготовке научно-инженерных кадров для академических институтов, НИИ и КБ ряда отраслей промышленности, в том числе авиационной. Основан в 1951 на базе физико-технологического факультета МГУ. Известен системой обучения, получившей название “система физтеха”. Учебный процесс органически сочетает фундаментальное общетеоретическое и инженерное образование и научно-исследовательскую работу студентов, организуемую на базе академических институтов, НИИ и конструкторских бюро. С институтом связана деятельность О. М. Белоцерковского (ректор института в 1963—1987), А. В. Белякова, Г. С. Бюшгенса, К. К. Васильченко, Г. И. Загайнова, В. Я. Нейланда, Д. А. Огородникова, И. Ф. Петрова (первый ректор МФТИ, 1952—1963), Г. П. Свищёва, Л. И. Седова, А. Ф. Селихова, В. В. Сычёва, О. И. Фаворского, С. А. Христиановича и других учёных и специалистов. Среди выпускников МФТИ (1990) 40 академиков и членов-корреспондентов АН СССР; в составе института было 9 факультетов, обучалось около 5500 студентов и аспирантов. При МФТИ работают факультет переподготовки кадров для различных отраслей промышленности, в том числе авиационной, заочная физико-техническая школа, в которой обучается 10—12 тысяч школьников 9—11-х классов. В подготовке студентов участвовало 102 академика и членов-корреспондентов АН СССР, 550 профессоров и докторов наук. Подготовка специалистов в области авиационной науки и техники осуществляется на факультете аэромеханики и летательной техники (ФАЛТ, до 1965 аэромеханический факультет). Студентами ФАЛТ выполняются актуальные научно-исследовательской работы, входящие в планы базовых организаций (Центрального аэрогидродинамического института, центрального института авиационного моторостроения, Летно-исследовательского института и др.). Институт награждён орденом Трудового Красного Знамени (1967).

московское авиационное производственное объединение имени П. В. Дементьева — берёт начало от завода “Дукс” и ведёт отсчёт своей истории от 1909, когда на этом заводе был изготовлен первый самолёт. После национализации (1918) “Дукс” был переименован в Государственный авиационный завод №1. В разные годы в КБ завода работали И. И. Поликарпов, Д. П. Григорович, А. И. Микоян, М. И. Гуревич и другие конструкторы. В 20—30-х гг. выпускались самолёты различных типов, главным образом разведчики и истребители (Р-1, Р-2, И-1, И-2, И-2бис, Р-5, И-5, И-15, И-15бис, P-Z, И-153 и др.). Перед Великой Отечественной войной (в 1940) было развёрнуто производство истребителей МиГ-1 и МиГ-3. В октябре 1941 завод №1 был эвакуирован и продолжил свою деятельность в Куйбышеве (см. статью Куйбышевский завод “Прогресс”). В Москве на территории завода оставалась бригада по ремонту самолётов, но уже в декабре 1941 здесь был образован завод №30, приступивший к производству штурмовиков Ил-2 (в годы войны завод выпустил их около 9000). После войны завод №30 (с 1963 — завод “Знамя труда”) строил пассажирские самолёты Ил-12, Ил-14, Ил-18, бомбардировщик Ил-28, истребители Як-26 (опытная серия), Су-9. С 1962 завод производил истребители семейства МиГ (МиГ-21, МиГ-23, МиГ-29). Предприятие награждено 2 орденами Ленина (1945, 1970). В 1974 на основе завода образовано производственное объединение.

московское высшее техническое училище (МВТУ; с 1989 — Московский государственный технический университет) имени И. Э. Баумана — высшее учебное заведение машино- и приборостроительного профиля, готовит инженерные кадры для предприятий, КБ, НИИ по 40 специальностям. Основано в 1830 как Московское ремесленное учебное заведение для “подготовки искусных мастеров с теоретическими сведениями”, с 1868 — Императорское техническое училище, в 1917—1989 — Московское высшее техническое училище. В 1930 училищу присвоено имя И. Э. Баумана. В 1872—1921 в училище преподавал Н. Е. Жуковский. С 1909 он начал читать курс “Теоретические основы воздухоплавания”, положивший начало широкой пропаганде авиационных знаний среди учащейся молодёжи. Это способствовало возникновению авиационной специализации в вузах, обучению лётчиков и инженеров теории авиации. В том же году был организован студенческий воздухоплавательный кружок. В 1910 создана аэродинамическая лаборатория и проведена первая московская воздухоплавательная выставка. В 1914 при Московском высшем техническом училище открылись Теоретические курсы авиации, после окончания которых слушатели обучались полётам в Московской школе авиации при Московском обществе воздухоплавания. В 1919 на базе Теоретических курсов авиации был открыт авиатехникум, преобразованный в 1920 в Институт инженеров Красного Воздушного Флота (впоследствии Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). В 1916 при аэродинамической лаборатории Московского высшего технического училища было организовано Авиационное расчётно-испытательное бюро для проведения опытных и теоретических исследований, связанных с конструированием самолётов. После организации Центрального аэрогидродинамического института (в 1918) аэродинамической лаборатория с бюро стали базой экспериментального аэродинамического отдела Центрального аэрогидродинамического института, а позже его крыловой секции. К 1920 в Московском высшем техническом училище была создана аэродинамическая специализация, в учебные планы которой входили гидродинамика, экспериментальная аэродинамика, воздушные винты, авиадвигатели, расчёт самолётов на прочность, конструкция самолётов. В 1925 в системе механического факультета Московского высшего технического училища организуется аэромеханическое отделение, которое в 1930 преобразуется в самостоятельный аэромеханический факультет. В 1930 на базе этого факультета было создано Высшее аэромеханическое училище, преобразованное в том же году в Московский авиационный институт (МАИ).

Московское высшее техническое училище — один из крупнейших вузов России, в котором обучалось свыше 20 тысяч студентов (1990); было свыше 2100 преподавателей, в том числе 5 академиков и членов-корреспондентов АН СССР, 255 профессоров и докторов наук, свыше 1200 доцентов и кандидатов наук. С 1987 в Московское высшее техническое училище действуют 7 НИИ. Из стен Московское высшее техническое училище вышли многие известные конструкторы и учёные в области авиации (А. А. Архангельский, В. П. Ветчинкин, В. А. Добрынин, В. Я. Климов, С. А. Лавочкин, А. И. Макаревский, А. А. Микулин, В. М. Мясищев, В. М. Петляков, А. И. Путилов, Б. С. Стечкин, П. О. Сухой, А. И. Туполев, А. Д. Швецов, Б. И. Юрьев и др.). С 1934 издаются научные труды. Московское высшее техническое училище награждено орденами Ленина (1955), Октябрьской Революции (1980), Трудового Красного Знамени (1933).

Лит.: Московское высшее техническое училище имени И. Э. Баумана, 1830—1980, М., 1980.

московское машиностроительное производственное объединение имени В. В. Чернышёва — берёт начало от образованных в 1932 ремонтных мастерских ГВФ. С 1933 —завод №163 НИИ ГВФ, с 1938 — завод №82, с 1942 — завод №500 Наркомавиапрома, с 1963 — завод “Красный Октябрь”. В 1932—1938 здесь выпускались авиационные поршневые двигатели серии МГ (МГ-11, МГ-21, МГ-31), а с 1938 — дизели АЧ-30Б, которые строились и в период Великой Отечественной войны (с августа 1941 по февраль 1942 завод находился в эвакуации в Казани, на заводе №16). С 1947 производились реактивные двигатели, в числе которых РД-500, BK-l, АМ-5А, Р11Ф-300 (модификации), Р27Ф2-300, Р29-300, Р-35, РД-33. КБ завода в разные годы возглавляли М. А. Коссов, А. Д. Чаромский, И. Г. Мецхваришвили, К. Р. Хачатуров. Предприятие награждено орденами Ленина (1966), Октябрьской Революции (1976). В 1983 на основе завода образовано производственное объединение, которое носит имя Владимира Васильевича Чернышёва — директора завода в 1947—1983 гг.

московское машиностроительное производственное объединение “Салют” — берёт начало от завода “Гном”, образов, в 1912 в Москве (французская концессия) и строившего авиационные двигатели (французские модели “Гном”, “Рон”). Предприятие, национализированное в 1918 и известное под названием завод №2 “Икар” (с 1920) и завод №24 имени М. В. Фрунзе (с 1927, после объединения с заводом №4 Мотор”), выпускало поршневые двигатели М-1 (“Рон-80”), М-4, М-5, М-6, М-11, М-15, М-17, М-26, АМ-34, АМ-35, АМ-37, АМ-38, М-62, М-63 и др. В КБ завода №24 работали А. Д. Швецов, А. А. Бессонов, А. А. Микулин, В. А. Добрынин. В октябре 1941 завод был эвакуирован и продолжил деятельность в Куйбышеве (впоследствии Куйбышевское моторостроительное производственное объединение имени М. В. Фрунзе). Воссозданный в феврале 1942 под №45 в Москве завод строил поршневые двигатели АМ-38, АМ-38Ф (их было выпущено свыше 10 тысяч), дизели АЧ-30Б, а после Великой Отечественной войны освоил производство турбореактивных двигателей (выпускались ТР-1, РД-45, РД-45Ф, ВК-1, ВК-1Ф, АЛ-7Ф-1, АЛ-7П, АЛ-7Ф-2, АЛ-21Ф-3, АЛ-31Ф, Р-15Б-300 и др.). В КБ при заводе №45 работали В. Я. Климов, И. Г. Мецхваришвили. С 1963 предприятие называется Машиностроительным заводом “Салют”. В 1981 на его основе образовано производственное объединение. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1945), Трудового Красного Знамени (1982).

московское научно-производственное объединение “Союз” — берёт начало от образованного в 1943 опытного авиамоторного завода №300. С 1966 — Московский машиностроительный завод “Союз”, с 1981 — научно-производственное объединение. Предприятие награждено орденами Ленина (1947) и Трудового Красного Знамени (1963). О созданных на нём под руководством А. А. Микулина и его преемника С. К. Туманского поршневых и турбореактивных двигателях см. в статье AM.

московское общество воздухоплавания. Учреждено 18(31) марта 1910. Одним из его основателей был профессор Н. Е. Жуковский. Руководящим органом являлся совет. При М. о. в. работали научно-технический, спортивный и военный комитеты. Научно-технический комитет под руководством Жуковского проводил научно-исследовательские работы в лабораториях Московского университета, Московского технического училища (ныне МГТУ) и Аэродинамического института в Кучино. В работе М. о. в. принимали участие учёные и изобретатели Б. М. Бубекин, А. П. Гавриленко, Б. К. Млодзеевский, С. С. Неждановский, А. X. Репман, С. А. Чаплыгин и другие. М. о. в. располагало аэродромом на Ходынском поле. В 1911 при М. о. в. была организована Московская школа авиации, где велась подготовка военных лётчиков и механиков, переподготовка лётчиков (освоение новых типов самолётов), а также проводились опытные работы и испытания самолётов и их вооружения. В этой школе получили лётную подготовку Б. К. Веллинг, М. М. Громов, А. В. Квасников, Б. И. Кудрин, А. М. Черёмухин и др. В мастерских М. о. в., училища и школы авиации успешно занимались постройкой летательных аппаратов студенты И. Р. Лобанов, А. Н. Туполев, Б. Н. Юрьев, лётчики А. Я. Докучаев, М. Г. Лерхе, Г. В. Янковский и другие. М. о. в. участвовало в созыве и проведении Всероссийских воздухоплавательных съездов, а также организации международных выставок воздухоплавания, издавало “Бюллетени Московского общества воздухоплавания”. В конце 1917 деятельность М. о. в. (кроме школы авиации) прекратилась. Личный состав школы в октябре 1917 принял активное участие в борьбе за установление Советской власти. Она получила наименование 1-й Московской авиационной школы. В период Гражданской войны и военной интервенции школа являлась основной базой подготовки лётных кадров для советской авиации. Школа расформирована в 1925, личный состав направлен на пополнение другие военные авиационные школы.

Мосолов Георгий Константинович (р. 1926) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1967), заслуженный мастер спорта СССР (1965), Герой Советского Союза (1960). Окончил среднюю специальную школу ВВС в Казани (1944), Чугуевское высшее авиационное училище лётчиков (1948) и работал инструктором (до 1951). Окончил также Школу лётчиков-испытателей (1953) и Московский авиационный институт (1959). В 1953—1962 в ОКБ А. И. Микояна. Проводил лётные испытания многих опытных сверхзвуковых истребителей. Установил 3 абсолютных мировых рекорда. М. присуждены 3 медали А. де Лаво. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красной Звезды, медалями.

Г. К. Мосолов.

мотогондола — см. Гондола.

мотор (от латинского motor — приводящий в движение) — механизм, преобразующий различные виды энергии в механическую энергию вращения вала. В авиации термин “М.” применяется наряду с термином “двигатель”, но охватывает более узкий класс объектов, не распространяясь на газотурбинные, паровые и т. п. установки. М. (поршневой двигатель) в сочетании с воздушным винтом образует винтомоторную группу самолёта, трансформирующую работу на валу М. в работу тяги воздушного винта. Название источников энергии, используемых во вспомогательных энергосистемах летательного аппарата, обусловлены видом носителя энергии (пневматический, гидравлический, электрический М.). См. также статью Двигатель авиационный.

“Мотор” — машиностроительное предприятие, основано в 1895 в Риге. Здесь в 1911 под руководством Т. Ф. Калепа был создан первый в России авиационный поршневой двигатель К-60 мощностью 44 кВт (60 л. с.) ротативного типа. С 1913 производился более мощный К-80. Летом 1915 завод был эвакуирован в Москву, где выпускал поршневой двигатель К-80 и “Рон”. После национализации (1918) завод №4 “М.” строил авиационный поршневой двигатель М-2 (“Рон-120”), а затем также и М-5. В 1924 объединился с заводом “Амстро” (бывший “Сальмсон”). В 1926 на заводе “М.” под руководством А. Д. Швецова был создан первый советский авиационный поршневой двигатель М-11 (80,9 кВт). В 1927 “М.” и завод “Икар”, объединившись, образовали авиамоторный завод №24 имени М. В. Фрунзе (в 1941 эвакуирован в Куйбышев).

моторама — стержневое устройство для крепления двигателя (мотора) в гондоле летательного аппарата. Используется, как правило, для установки поршневых двигателей и турбовинтовых двигателей. М. состоит из связанных друг с другом (обычно с помощью сварки) стержней и элементов ферменных и каркасных конструкций. М. различают по взаимному расположению входящих элементов — плоские и пространственные; по конструктивно-силовой схеме — выполненные по подносной схеме в виде совокупности стержней, шарнирно связанных между собой, с двигателем и летательным аппаратом (см. рис.), по балочной схеме — в виде сочетания ферменных и каркасных элементов, по смешанной схеме; по числу установленных двигателей — М. одиночного двигателя, спаренных двигателей и т. д.

Моторама: 1 — стержни; 2 — крыло; 3 — двигатель.

моторизированный аэростат — привязной аэростат, который можно трансформировать в дирижабль с целью облегчения перебазирования. В отличие от обычной конструкции привязного аэростата М. а. имеет так называемые планы, состоящие из стабилизаторов и рулей и обеспечивающие в процессе полёта управление в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Оперение может быть аналогично оперению дирижаблей. М. а. имели объём от 1000 до 1400 м3. В привязном состоянии экипаж М. а. размещается в корзине или обтекаемой гондоле. При трансформации М. а. в дирижабль используется специальная гондола с установленной в её передней части двигателем с воздушным винтом. При наличии подгондольного колеса взлёт может проводиться с затяжелением и использованием разбега (взлёт “по-самолётному”). Для вертикального взлёта и вертикальной посадки с затяжелением на М. а. применялись двигатели с воздушными винтами, обеспечивающими как горизонтальную тягу, так и вертикальную, уравновешивающую вес экипажа и топлива (французский геликостат системы Э. Эмишена). Трансформация М. а. из привязного состояния в моторизованное (и обратно) совершается за 7—10 мин.

“Моторлет” (Motorlet n{{á}}rodni podnik) — авиадвигателестроительная фирма Чехословакии. Образована в 1947 на базе фирмы “Вальтер”. В 50-х гг. производила по лицензии советские авиационные газотурбинные двигатели, в 60-х гг. наладила производство двигателей собственной конструкции: турбореактивные двигатели М701 (для самолёта Аэро L-29), позднее — турбовинтовые двигатели М601 “Вальтер” (для самолётов Лет L-410 и Мораван Z37T). Разработала турбовинтовой двигатель М602 (для самолёта Лет L-610).

Мошковский Яков Давидович (1905—1939) — один из организаторов советского парашютизма, майор, мастер парашютного спорта (1934). Окончил Борисоглебскую школу лётчиков (1927). С 1931 в Осоавиахиме. В 1933—1938 начальник Высшей парашютной школы, с 1938 начальник спортотдела ЦК Осоавиахима. Готовил кадры инструкторов-парашютистов. Один из организаторов массовых парашютных прыжков. Совершил 502 прыжка с парашютом. В качестве второго пилота в экипаже И. П. Мазурука участвовал в высадке экспедиции И. Д. Папанина на Северный полюс (1937). Погиб, выполняя показательный прыжок с парашютом, при приземлении на препятствие. Награждён орденами Ленина, Красной Звезды.

Соч.: Записки пилота, М., 1938.

Я. Д. Мошковский.

мощность двигателя — характеризует полезную работу, производимую двигателем в единицу времени. Мощность газотурбинного двигателя Ne = GB/Nуд зависит от секундного расхода воздуха GB и удельной мощности Nуд (при GB = 1 кг/с), определяемой параметрами термодинамического цикла. Авиационные газотурбинные двигатели работают с большими расходами воздуха, поэтому их мощность может достигать тысяч кВт при умеренных размерах и массе. В турбовальных двигателях практически вся полезная работа является механической работой вращения вала, используемой для привода несущего винта вертолёта, электрогенератора и т. д. Такая мощность называется эффективной мощностью. Турбореактивные двигатели и турбореактивные двухконтурные двигатели сочетают функции теплового двигателя и движителя. Полезная работа в них получается в виде работы силы тяги двигателя, используемой для перемещения летательного аппарата. К этим двигателям применяется понятие тяговой мощности Nтяг = PV, которая вычисляется как произведение тяги двигателя P на скорость полёта V. В турбовинтовом двигателе тяга создаётся в основном воздушным винтом и отчасти (до 12%) за счёт истечения из реактивного сопла струи газов. Мощность такого двигателя принято называть эквивалентной мощностью и вычислять по формуле Nэ = NВ + Pр.с.V/{{h }}В, где NВ — мощность на валу воздушного винта, Pр.с. — тяга, создаваемая реактивной струёй, и {{h }}В — кпд воздушного винта.

А. М. Тихонов.

“Мрия” (украинское мрiя — мечта) — название транспортного самолёта Ан-225.

музеи авиационные (включая постоянные выставки) открыты во многих странах мира. К числу крупнейших отечественных М. относятся следующие.

Музей Военно-Воздушных Сил (Монино, Московская область). Открыт 23 февраля 1960 как Музей-выставка авиационной техники ВВС. Состоит из девяти залов, двух открытых стоянок и двух ангаров. Отражены основные этапы развития советской авиации и воздухоплавания. Основу экспозиции составляют натурные самолёты, вертолёты, планеры, другая авиационная техника. В музее к концу 80-х гг. были собраны: 130 натурных самолётов, вертолётов, планеров; свыше 200 моделей самолётов; 120 авиационных двигателей; свыше 40 авиационных пушек и пулемётов; свыше 50 самолётных и наземных связных и радиолокационных станций; свыше 90 стрелковых и бомбардировочных прицелов; фототека насчитывает около 20 тысяч негативов, библиотека — свыше 10 тысяч томов авиационной литературы, кинотека — свыше 100 документальных фильмов по истории развития авиационной техники и боевого применения ВВС. Представлены коллекция скульптуры, живописи, многочисленные документы, фотографии. Экспонируются самолёты периода Первой мировой и Гражданской войн (триплан “Сопвич”, биплан “Вуазен”), первый советский цельнометаллический самолёт АНТ-2, штурмовики Ил-2, Ил-10, бомбардировщики СБ, Пе-2, Ту-2, Ту-4, истребители МиГ-3, Ла-7, первые отечественные реактивные самолёты, другая авиационная техника. Представлены материалы о ведущих КБ.

Центральный Дом авиации и космонавтики имени М. В. Фрунзе (Москва). Основан 6 ноября 1924, открылся 18 января 1927 как Центральный авиахиммузей, с 1948 — Центральный дом авиации и ПВО, с 1963 — указанное название. Состоит из семи залов, кинозала, библиотеки. Представлены многочисленные документы, фотографии, модели, другие материалы по истории отечественной авиации, воздухоплавания, космонавтики. Работает Учёный совет.

Музей истории планеризма и парашютизма (поселок Планёрское, Крым). Открыт 14 ноября 1970 как музей истории советского планеризма. Отражены основные этапы развития отечественного планёростроения, парашютостроения, планёрного и парашютного спорта, дельтапланеризма. Представлены многочисленные документы, фотографии, макеты, модели, натурные образцы планеров, парашютов, дельтапланов, в том числе парашют РК-2 конструкции Г. Е. Котельникова.

Научно-мемориальный музей Н. Е. Жуковского (Москва). Создан в 1947, открыт для посещений 17 января 1956. Отражены история отечественной авиационной науки и техники, достижения советской космонавтики. Состоит из пяти залов и кабинета физики полёта. Представлены печатные труды, рукописи, документы, фотографии, макеты и модели, в том числе планёр О. Лилиенталя, первая плоская аэродинамическая труба, модель самолёта “Илья Муромец”. Хранятся фонды Н. Е. Жуковского, С. А. Чаплыгина, их учеников и соратников, свыше 50 тысяч негативов по истории отечественной авиации.

Филиалом музея является музей-квартира академика Чаплыгина в Москве. Создан в 1973, открыт для посещения 5 апреля 1979. В экспозиции представлены подлинные документы и фотодокументы из фонда Чаплыгина, характеризующие его научную, педагогическую и общественную деятельность, а также модели самолётов, вертолётов, аэродинамические трубы. В библиотеке музея-квартиры около 5 тысяч книг.

Музей Военно-Воздушных Сил Краснознамённого Северного Флота (Североморск, Мурманская обл.). Открыт в 1977. Состоит из трёх залов, ангара, дома-музея Ю. А. Гагарина, причала морских разведчиков, тира, двух землянок. Отражены основные этапы развития отечественной морской авиации, истории ВВС Северного флота. Представлены морской ближний разведчик МБР-2, истребители И-16 и Як-76, штурмовик Ил-2, бомбардировщик Ил-4, истребители Мессершмитт Ме109, Хокер “Харрикейн”, другая авиационная техника, многочисленные документы, фотографии, модели. Коллекция скульптуры и живописи.

Кроме указанных отечественных музеев и постоянных выставок существуют: музей истории гражданской авиации в Ульяновске, музей спортивной авиации в Каунасе (Литва), дом-музей Н. Е. Жуковского в с. Орехово (Владимирская область), дом-музей А. Ф. Можайского в с. Котельниково (Вологодская область), квартира-музей С. В. и В. С. Гризодубовых в Харькове (Украина), музей братьев Микоян в с. Санаин (Армения), музей авиации Краснознамённого Тихоокеанского флота во Владивостоке, музей авиации дважды Краснознамённого Балтийского флота в Балтийске (Калининградская область). Экспозиции по авиации имеются в Политехническом музее, Центральном музее Вооруженных Сил (Москва), Государственном музее истории космонавтики имени К. Э. Циолковского (Калуга) и др.

Крупные зарубежные М. находятся в США и ряде европейских стран.

Национальный музей авиации и космонавтики (National Air and Space Museum) при Смитсоновском институте, США, Вашингтон. Открыт в 1946 как Национальный музей авиации. В 1966 получил современное наименование. 1 июля 1976 переведён в новое здание. Экспозиции размещены в 26 залах общей площадью около 14000 м2, 60% площади отведено авиационной технике. Отражены основные этапы развития авиации и воздухоплавания. В музее собрано около 300 летательных аппаратов, в том числе самолёт братьев Райт, около 450 авиационных двигателей. Библиотека насчитывает около 20 тысяч томов литературы по авиации и космонавтике, фототека — около 600 тысяч фотографий, около 500 тысяч микрофильмов, около 300 км документальных кинолент.

Музей авиации (Mus{{é}}e de l'Air), Франция, Париж. Старейший специализированный авиационный музей. Основан в 1919 как “хранилище воздухоплавательной техники” в парижском пригороде Мёдон. Открыт для посещений 23 ноября 1921. Переведён в парижский аэропорт Бурже (1975). Состоит из 4 залов общей площадью свыше 10000 м2, открытой стоянки, библиотеки, кинотеатра. Зал А отражает развитие авиации между Первой и Второй мировыми войнами, выставлено 25 летательных аппаратов. В зале В — 14 летательных аппаратов периода Второй мировой войны, включая советские истребители И-153 “Чайка” и Як-3. В залах С и D выставлены 35 самолётов и вертолётов ВВС Франции, экспериментальные самолёты и вертолёты. В фондах музея свыше 150 летательных аппаратов, около 500 авиационных двигателей, 30 тысяч томов литературы по авиации, 200 тысяч фотографий, 10 тысяч гравюр.

Музей королевских ВВС (Royal Air Force Museum), Великобритания, Лондон. Открыт 15 ноября 1972 на бывшем аэродроме Хендон. Отражены основные этапы развития авиации, воздухоплавания ВВС Великобритании. Представлены документы и материалы по истории авиации и воздухоплавания в 1870—1912, самолёты периода Первой и Второй мировых войн, самолёты и вертолёты современных британских ВВС. Коллекция (Хендон) насчитывает около 50 натурных летательных аппаратов, в том числе самолёты “Блерио XI”, “Авро 504 К”, Сопвич “Трайплейн”, Авро “Ланкастер”, Глостер “Метеор”, Супермарин “Спитфайр” и др. В экспозицию включена художеств, галерея. В коллекцию входят экспозиции ряда музеев и выставок британких ВВС.

Военный музей (Vojenske muzeum — exposice letectva kosmonautiku), Чехословакия, Прага. Экспозиция авиации и космонавтики расположена на аэродроме Кбелы в пригороде Праги. Открыта в 1968, размещена в ангаре и на открытых стоянках. Коллекция натурных самолётов и вертолётов — одна из крупнейших в Европе. Насчитывает свыше 150 летательных аппаратов, в том числе советские По-2, Ил-2, Ил-10, Ла-7, МиГ-15 с модификациями, Як-17, Як-23. В экспозицию включены многочисленные документы, материалы, отражающие основные этапы развития воздухоплавания, авиации и космонавтики.

Музей авиации и астронавтики (Muzeum Lotnictwa i astronautiki), Польша, Краков. Основан в 1964 как Краковский салон авиации. Открыт для посещений в 1970. Отражает основные этапы развития воздухоплавания, авиации и космонавтики. Коллекция натурных самолётов и вертолётов — одна из крупнейших в Европе; насчитывает около 130 летательных аппаратов, в том числе советские Ил-10, МиГ-15, По-2, Ту-2, Як-17УТИ, Як-23. Экспозиция включает большое число авиационных двигателей, оборудование, многочисленные документы.

Из других М. обширные коллекции авиационной техники имеют Музей ВВС на базе Пойнт-Кук (Австралия), Музей королевской армии в Брюсселе (Бельгия), Военно-исторический музей в Софии (Болгария), Аэрокосмический музей в Рио-де-Жанейро (Бразилия), Музей науки в Лондоне (Великобритания), Музей транспорта в Будапеште (Венгрия), Музей авиации в Мадриде (Испания), Музей ВВС близ Рима (Италия), Авиадом в Амстердаме (Нидерланды), Музей королевских ВВС в Бангкоке (Таиланд), Немецкий музей в Мюнхене (ФРГ), Музей транспорта в Люцерне (Швейцария), Авиационный музей в Линчёпинге (Швеция), Музей воздухоплавания в Белграде (Югославия).

А. И. Горохов.

мультиплан (от латинского multum — много и planum — плоскость) — то же, что полиплан.

Мусинянц Гурген Мкртичевич (1895—1967) — советский учёный в области механики, конструктор измерительной аппаратуры для аэродинамических труб Центрального аэрогидродинамического института, профессор (1938), доктор технических наук (1940), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1946). Окончил Московское высшее техническое училище (1925). С 1918 в Центральном аэрогидродинамическом институте, где руководил рядом научных подразделений. Создал весы для аэродинамических труб Центрального аэрогидродинамического института, приборы для аэродинамических испытаний самолётов. Премия имени Н. Е. Жуковского (1940). Государственная премия СССР (1944, 1946). Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1-й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. Портрет см. на стр. 361.

Г. М. Мусинянц.

мускулолёт — летательный аппарат, приводимый в действие мускульной энергией пилота. Известны М., выполненные в виде самолёта, вертолёта, и М. с машущим крылом (см. Махолёт). Наиболее распространены М., построенные по самолётной схеме с воздушным винтом, приводимым в движение ногами (иногда дополнительно руками) пилота. Мощность, развиваемая тренированным человеком, изменяется от 1 кВт в первую секунду до 0,2—0,4 кВт после 20—30 мин работы. Поэтому летательный аппарат для мускульного полёта должен обладать высоким аэродинамическим качеством (более 30) при взлётной массе не более 100—120 кг. Такое аэродинамическое качество пока не может обеспечить М.-вертолёт и М. с машущим крылом.

В СССР строились М. всех типов. В 1935 М. самолётной схемы с педальным приводом тянущего винта был создан С. Ченчиковским в Новочеркасском индустриальном институте (рис. 1). Несколько М. с машущим крылом в довоенное время были построены Б. И. Черановским (БИЧ-18, в 1937 — наиболее совершенный из них). В 50—70-е гг. М.-махолёты строили М. Г. Ляхов, С. А. Топтыгин и другие конструкторы.

Стимулированию работ по созданию М. за рубежом способствовало учреждение в 1959 английским промышленником Кремером премии размером в 5 тысяч фунтов стерлингов (увеличенной в 1977 до 50 тысяч фунтов стерлингов) за облёт с помощью М. на высоте 3 м двух контрольных точек, расстояние между которыми 805 м. В 1977 был учрежден приз в 100 тысяч фунтов стерлингов за перелёт на М. через пролив Ла-Манш. Благодаря этому начиная с 1960 повысился интерес к проблеме М. и резко возросло число М., построенных за рубежом. Все зарубежные М. были выполнены по самолетной схеме. Наиболее удачные из них: “Юпитер” (Великобритания, 1977, полёт на расстояние 1071 м), “Сторк-1” (Япония, 1976, полёт на 2024 м; см. рис. 2). Масса этих М. (без пилота) 40—80 кг, размах крыла 21—40 м. В 1979 Б. Аллен на М. “Госсамер альбатрос” (рис. в таблице XXXVII) конструкции Пола Мак-Криди (США) перелетел через пролив Па-де-Кале. Масса этого М. 31,8 кг, взлётная масса 97,5 кг, размах крыла 28,65 м, скорость 19,3 км/ч. В 1988 на М. “Дедал” совершён перелёт с о. Крит на о. Санторин (119 км за 3 ч 54 мин). Размах крыла этого М. 34,14 м, масса 31,75 кг, средняя потребляемая мощность около 0,2 кВт.

Лит.: Тихонравов М. К., Полет птиц и машины с машущими крыльями, 2 изд., М., 1949; Reay D. A., The history of man-powered flight, Oxf.-N. Y., 1977.

А. А. Бадягин, Ю. В. Макаров.

Рис. 1. Мускулолёт С. Ченчиковского с тянущим винтом (СССР, 1935).

Рис. 2. Мускулолёт “Сторк-1” (Япония, 1976).

Мухин Валентин Григорьевич (р. 1926) — советский лётчик-испытатель, генерал-майор авиации (1981), заслуженный лётчик-испытатель СССР (1967), Герой Советского Союза (1966). Окончил Качинское военное авиационное училище лётчиков (1949), Школу лётчиков-испытателей (1953), Московский авиационный институт (1959). В 1953—1957 на испытательной работе в Летно-исследовательском институте. С 1957 лётчик-испытатель самолётов Як. Освоил многие типы опытных и серийных самолётов Як. Проводил испытания самолётов Як-28 всех модификаций, Як-30, Як-32, Як-18, Як-18Т (в том числе на критических режимах полёта). Ведущий лётчик-испытатель первого в СССР опытного самолёта вертикального взлёта и посадки Як-36 и пассажирских самолётов Як-40 и Як-42. Проводил демонстрационные полёты на самолётах Як-40 и Як-42 более чем в 60 странах Европы, Азии, Африки и Америки. Установил 3 авиационных мировых рекорда. Государственная премия СССР (1981). Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, Красного Знамени, медалями.

В. Г. Мухин.

Мыльников Григорий Михайлович (1919—1979) — советский лётчик, подполковник, Дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1939. Окончил Борисоглебскую военную авиационную школу лётчиков (1940), Институт народного хозяйства имени Г. В. Плеханова (1954). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, заместителем командира штурмового авиаполка. Совершил 223 боевых вылета, награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в с. Егорьевка Курской области.

Лит.: Назаров О., Защитник Ленинграда, в кн.: Люди бессмертного подвига, 4 изд., кн. 2, М., 1975. Кузьменко В., Полет в пургу, в кн.: Герои и подвиги, кн. 6, М., 1978.

Г. М. Мыльников.

Мыхлик Василий Ильич (р. 1922) — советский летчик, полковник, дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1940. Закончил 1-ю Вольскую авиационно-техническую школу имени Ленинского комсомола (1941), Военно-воздушную инженерную академию имени профессора Н. Е. Жуковского (1951). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи, штурманом авиаполка в штурмовой авиадивизии. Совершил 188 боевых вылетов. После войны в ВВС. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Кривом Роге.

Лит.: Бундюков А. Т., Кравченко М. В., Кавалер двух золотых звезд, в их кн.: Сыновняя верность Отчизне, Одесса, 1982.

В. И. Мыхлик.

мягкий дирижабль — дирижабль с корпусом в виде мягкой оболочки обтекаемой формы, наполненной под давлением подъемным газом (гелием, водородом, нагретым воздухом). Носовая часть корпуса имеет реечное усиление. В кормовой части корпуса устанавливается оперение из трёх или четырёх планов с рулями, обеспечивающее устойчивость и управляемость в полёте. Сохранение формы и создание необходимой жёсткости и прочности корпуса М. д. обеспечиваются подачей воздуха в баллонеты, расположенные в нижней части корпуса и обычно имеющие объём, допускающий полёт на высоте до 3 км. Экипаж, пассажиры, грузы, топливо и оборудование размещаются в гондоле, закрепляемой под корпусом. М. д. используются для морской разведки, поисков мин, подводных лодок, рекламы, учебных и других целей; объём оболочки — от 1400 до 42000 м3.

В строившихся до начала 30-х гг. М. д. гондола крепилась на некотором расстоянии от корпуса (с просветом) на подвесной системе, состоящей из стальных тросов, закреплённых на оболочке на особых матерчатых поясах или лапчатых креплениях. Начиная с 30-х гг. использовалась внутренняя подвеска, обеспечивающая равномерное распределение веса гондолы по длине корпуса, что позволяло свести к минимуму статические изгибающие моменты и сохранить расчётную форму дирижабля. Конструкция внутренней подвески состоит из вшитых в верхнюю часть оболочки катенарных поясов (от 1 до 4) длиной, равной 0,6—0,7 длины корпуса (см. Катенария). От узлов этих поясов к гондоле или короткому килю идут вертикальные и наклонные тросовые стропы (стальные или из синтетических волокон). У таких М. д., обычно называющимися полумягкими (в США — “блимпами”), гондола крепится либо непосредственно к оболочке, либо к короткому надгондольному килю, закреплённому на внутренней и внешней подвесках. При этом носовое усиление и оперение непосредственно закреплены на оболочке. Движительные установки размещаются на гондоле или на надгондольном киле. Под гондолой устанавливается пневматический амортизатор, смягчающий удар при посадке. Полумягкие дирижабли имеют колёсное шасси, закреплённое под гондолой или движительными установками, что обеспечивает перемещение дирижабля по земле и амортизацию при посадке. Полумягкие дирижабли в 60-х гг. строились объёмом до 42 тысяч м3, в 80-х гг. разрабатывались объёмом до 70 тысяч м3. В США, Великобритании, ФРГ и ряде других стран строятся и применяются полумягкие дирижабли объёмом 5—10 тысяч м3 (основные данные некоторых полумягких дирижаблей приведены в статье Дирижабль). На английских дирижаблях SKS-500 и SKS-600, построенных в конце 70-х — начале 80-х гг., оболочки изготовлены из ткане-плёночных материалов с применением ткани сложного переплетения.

С начала 70-х гг. в США и Великобритании для демонстрационных, рекламных, спортивных и других целей разрабатываются и строятся М. д., наполняемые нагретым до 80—120{{° }}C воздухом, имеющие объём от 1 до 6,5 тысяч м3. Такие тепловые дирижабли (ТД) способны летать с экипажем от 1 до 4 человек в течение 2 ч (допускаются полёты с 8 человеками на борту и подъёмы до высоты 1500 м). Скорость ТД достигает 45 км/ч. Движительная установка состоит из двигателя мощностью 30—135 кВт, работающего на пропане или бензиномасляной смеси, и толкающего двух-, трёхлопастного воздушного винта диаметром 1,5—1,7 м, действующего в кольце. Наполнение ТД может проводиться на открытой площадке при скорости ветра до 4 м/с. После полёта нагретый воздух из оболочки быстро выпускается через разрывное устройство, и оболочка складывается в компактный пакет, который вместе с гондолой может перевозиться на автомобиле.

См. рис. при статье Дирижабль.

Р. В. Пятышев.

Мясищев Владимир Михайлович (1902—1978) — советский авиаконструктор, генерал-майор-инженер (1944), Герой Социалистического Труда (1957), доктор технических наук (1959), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1972). После окончания Московского высшего технического училища (1926) работал в КБ А. И. Туполева (в составе Центрального аэрогидродинамического института), участвовал в создании самолётов ТБ-1, ТБ-3, АНТ-20 “Максим Горький”. С 1934 начальник бригады экспериментальных самолётов конструкторского отдела сектора опытного строительства Центрального аэрогидродинамического института, которой в 1936 создан бомбардировщик-торпедоносец АНТ-41 (Т-1). В 1937—1938 руководил переработкой документации для внедрения в серийное производство на заводе №84 в г. Химки Московской области лицензионного самолёта DC-3 (Ли-2). Был необоснованно репрессирован и в 1938—1940 находился в заключении, работая при этом в ЦКБ-29 НКВД: сначала в отделе В. М. Петлякова (начальник бригады крыла), а затем — там же (и после освобождения) возглавлял КБ по созданию дальнего высотного бомбардировщика ДВБ-102. С 1943 — главный конструктор и руководитель опытно-конструкторских отделов на заводе №22 в Казани по модификациям и серийному производству пикирующего бомбардировщика Пе-2 и на заводе №482 в Москве по доводке самолёта ДВБ-102. Под его руководством в 1943—1946 разработаны самолёты Пе-2Б, Пе-2И, Пе-2М, ДИС, ДБ-108. В 1946—1951 М. — заведующий кафедрой проектирования самолётов, декан самолётостроительного факультета Московского авиационного института. С 1947 — профессор. В 1951—1960 — руководитель Опытно-конструкторского бюро №23, где разработаны стратегические бомбардировщики М-4, 3М, М-50. С 1956 — генеральный конструктор. В 1960—1967 — начальник Центрального аэрогидродинамического института, в 1967—1978 — генеральный конструктор Экспериментального машиностроительного завода, где под его руководством проводились экспериментальные работы по увеличению дальности полёта самолётов за счёт ламинаризации обтекания, по использованию композиционных материалов, а также была начата разработка самолёта-носителя ВМ-Т “Атлант” и высотного дозвукового самолёта М-1 “Стратосфера”. Депутат ВС СССР в 1958—1966. Ленинская премия (1957). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, Суворова 2-й степени, медалями. Имя М. присвоено Экспериментальному машиностроительному заводу. См. статью М.

Лит.: Гай Д. И., Небесное притяжение, М., 1984; Козлов Г. Я., Конструктор, М., 1989.

В. М. Мясищев.

Hosted by uCoz