Н-37 — авиационная пушка, созданная в 1946 А. Э. Нудельманом и В. Я. Неменовым. Калибр 37 мм, скорострельность 400 выстрелов в 1 мин, масса снаряда 735 г, начальная скорость 690 м/с, масса пушки 103 кг. Широко применялась на советских реактивных истребителях первых поколений.

набор высоты — этап полёта, на котором происходит существенное увеличение высоты. При Н. в. крейсерского полёта после взлёта самолёта время и расход топлива, могут составлять значительную часть их суммарных значений на траектории полёта. Поэтому необходима оптимизация режима Н. в. Наибольший эффект оптимизация Н. в. даёт при выходе в условия сверхзвукового крейсерского полёта. Для истребителей-перехватчиков характерны траектории Н. в. с минимальными затратами времени, а для пассажирских и транспортных самолётов — с минимальным расходом топлива.

наведение ракет — процесс изменения траектории управляемой ракеты, направленный на уменьшение расстояния между ней и целью. Минимальное расстояние между целью и ракетой (см. рис.), характеризующее точность наведения, называется конечным пролётом. В процессе Н. р. сигналы управления строятся на базе прогнозированного значения точности наведения — так называемого текущего пролёта, построенного с учётом гипотезы о движении цели. В предположении прямолинейности её движения текущий пролёт есть вектор, перпендикулярный касательной к траектории ракеты относительно цели и равный по модулю расстоянию от цели до касательной. Отличие поведения цели от её поведения по принятой гипотезе и возмущения, действующие непосредственно на ракету и мешающие точному воспроизведению заданного управления, приводят к необходимости построения замкнутой системы автоматического управления, использующей текущий пролёт в качестве ошибки регулирования. Случайные ошибки измерения текущего пролёта заставляют строить систему наведения как систему статистического оценивания. Таким образом, процесс наведения состоит в измерении относительных координат ракеты и цели, статистическом оценивании текущего пролёта, формировании по нему заданного управления и воспроизведении последнего ракетой. На практике оценивание текущего пролёта удобно заменять оцениванием некоторых величин, связанных с ним линейным оператором, например, оцениванием угловой скорости движения линии ракета — цель, линейного рассогласования и т. д. Различают системы автономного наведения, само- и теленаведения. Системы автономного наведения отличаются тем, что координаты цели определяются заранее и в процессе наведения для компенсации начальных ошибок и текущих возмущений используются только измерения абсолютных координат ракеты. В системах самонаведения относительные координаты цели измеряются устройством, установленным непосредственно на борту ракеты, — головкой самонаведения. В системах теленаведения абсолютные или относительные координаты ракеты и цели измеряются с некоторой вынесенной точки (наземной установки, борта самолёта, корабля и т. д.), по ним оценивается текущий пролёг и формируется сигнал, который передаётся через канал связи в качестве заданного управления на ракету.

Принципы автономного наведения применяются в баллистических и крылатых ракетах, предназначенных для поражения заранее выбранных целей. Здесь для измерения координат ракеты применяются инерциальные системы, корректируемые в случае больших дальности и времени полёта измерениями скорости с помощью доплеровского измерителя или линейных координат сопоставлением, например, высоты полёта с картой местности (крылатая ракета Боинг AGM-86B, США). Самонаведение используется в большинстве ракет, предназначенных для поражения подвижных целей (самолётов, кораблей), а также излучающих объектов (например, ракеты “Сайдуиндер”, США; “Экзосет”, Франция). Теленаведение, применяется главным образом для зенитных ракет, так как на самолёте трудно разместить радиолокационную станцию, обеспечивающую достаточную точность наведения авиационной ракеты. Теленаведение применяется и в случае включения в контур наведения человека-оператора (например, ракета “Булпап”, США). Указанные выше три типа систем наведения в ряде случаев комбинируют. Так, объединение автономного наведения и самонаведения используется в случае применения полуактивных головок самонаведения непрерывного излучения, способных захватывать цель только после удаления ракеты от радиолокационной станции, осуществляющей подсвет цели (например, ракеты “Спарроу”, “Феникс”, США). В зенитном комплексе конца 80-х — начала 90-х гг. “Патриот” (США) наземная система осуществляет совместную обработку измеренных наземной станцией абсолютных и полученных на борту ракеты относительных координат цели с передачей команд по радиоканалу. В ракете класса “воздух — воздух” AMRAAM (США) используется сложная комбинированная система, включающая систему инерциальной навигации, измеряющую координаты ракеты и осуществляющую автономное наведение ракеты по прогнозируемым данным о движении цели; систему измерения текущих координат цели и передачи их на борт ракеты для коррекции инерциальной системы; систему самонаведения, корректирующую инерциальную систему на конечном участке полёта.

В. Ф. Левитин.

Относительное движение ракеты и цели: R(t1), R(t2) — векторы дальности ракеты от цели в моменты времени t1, и t2; V(t1), V(t2) — векторы скорости ракеты относительно цели (цель остановлена) в моменты t1, и t2; h(t1), h(t2) — минимальные дальности ракеты от цели, если бы она продолжала своё движение со скоростями V(t1) или V(t2), так называемые пролёты ракеты; h(tк) = К(tк) — конечный пролёт, равный минимальной по модулю дальности ракеты относительно цели.

навигационные системы координат — системы координат, в которых определяются навигационные параметры (координаты, скорости, курсовые углы и др.), характеризующие ориентацию и движение летательного аппарата относительно поверхности Земли. Основными Н. с. к., в которых осуществляется решение задач навигации летательного аппарата, являются геоцентрическая сферическая ортодромическая и географическая системы координат (рис. 1). Местоположение летательного аппарата в этих Н. с. к. определяется широтой ({{j }} — географическая, F  — ортодромическая), долготой ({{l }} — географическая, L  — ортодромическая) и высотой полёта (H — в географической; в ортодромической — H или длиной радиуса-вектора R). Обе системы относятся к классу планетоцентрических (геоцентрических) систем координат (географическая — условно). В качестве вспомогательных используются геоцентрическая и гравитационная (условно) Н. с. к., отличающиеся от географической направлением вертикали и, следовательно, широтой (рис. 2), а также геоцентрические прямоугольные системы координат. Системы небесных координат (горизонтальная и экваториальная), также относящиеся к классу геоцентрических систем координат, используются в астронавигации и при построении астронавигационных систем (рис. 3). При решении задач навигации в навигационных комплексах, инерциальных системах навигации и других используются горизонтальные системы координат, основная плоскость отсчёта в которых горизонтальная, перпендикулярная к соответствующей вертикали. Сопровождающие трёхграники OX'gY'gZ'g, OX'Y'Z', OX''gY''gZ''g называют соответственно названиям Н. с. к. — геоцентрическим, географическим и гравитационным. Эти Н. с. к. относятся к классу геотопических (топоцентрических) систем координат. К этому же классу относятся прямоугольные правые системы координат (стартовая, в районе цели, аэродрома и др.), используемые для решения задач навигации и управления, а также ряд систем координат, связанных с приборами и системами пилотажно-навигационного оборудования. Примером являются позиционные системы координат (полярные, гиперболические и др.), используемые в радионавигации.

Н. с. к. применяются при построении навигационных систем и комплексов; при создании алгоритмов, реализуемых в навигационный ЭВМ и обеспечивающих решение задач навигации и самолётовождения; при выдаче информации экипажу.

Лит.: Воробьев Л. М., Астрономическая навигация летательных аппаратов. М., 1968; Механика полета, М., 1969; Аэромеханика самолета, под ред. А. Ф. Бочкарева, М., 1977; Бромберг П. В. Теория инерциальных систем навигации.

Е. Г. Харин.

Рис. 1. Системы координат, связанные с Землёй; O0X0Y0Z0 — геоцентрическая прямоугольная система координат (вспомогательная); OXgYgZg — сопровождающий географический трёхгранник (горизонтальная система координат). Географическая система координат определяется на сфероиде меридианами и параллелями. Координаты летательного аппарата в ней: {{j }} — широта, {{l }} — долгота, H — высота полета, 1 — нулевой Гринвичский меридиан; 2 — меридиан, приходящий через точку O (положение летательного аппарата на H — эллипсоиде); 3 — экватор; 4 — ортодромия (дуга большого круга); 5 — географическая параллель; PN — географический северный полюс; PS — географический южный полюс; P0 — северный полюс ортодромии; O0X00Y00Z00 — геоцентрическая прямоугольная система координат, оси O0X00 и O0Y00 в плоскости ортодромии, O0Xg0Yg0Zg0 — сопровождающий ортодромический трёхгранник: F  — широта, L  — долгота.

Рис. 2. Виды широт: {{j }} — географическая; {{j '}} — геоцентрическая; {{j ''}} — гравитационная; g' — вектор гравитационного ускорения; {{D }}g — вектор центробежного ускорения; g = g' + {{D }}g — вектор ускорения силы тяжести (направлен по нормали к геоиду); r — радиус-вектор земного эллипсоида.

Рис. 3. Системы небесных координат: а — горизонтальная; б — экваториальная; Z — зенит; Z' — надир; ZZ' — отвесная линия; P — северный полюс мира; P' — южный полюс мира; PP' — ось мира (совпадает с осью вращения Земли); PZP'Z' — небесный меридиан или меридиан наблюдателя (большой круг небесной сферы); NESW — истинный горизонт; N и S — точки севера и юга; E и W — точки востока и запада; NS — полуденная линия; QEQ'W — небесный экватор; C — светило; qq' — суточная параллель светила. Координаты светила в горизонтальной системе координат: A — азимут светила (дуга NB); h — высота светила (дуга BC) или z —зенитное расстояние светила (дуга вертикали светила ZC). Координаты светила в экваториальной системе координат: o — прямое восхождение светила (дуга {{g }}D, где {{g }} — точка весеннего равноденствия) или l — местный часовой угол светила; {{d }} — склонение светила (дуга DC) или p — полярное расстояние (дуга PC).

навигация летательных аппаратов, аэронавигация (от греческого a{{e}}r — воздух и латинского navigatio — мореплавание), — наука о методах и средствах вождения летательных аппаратов из одной точки пространства в другую по траекториям, обусловленным характером задачи и условиями её выполнения. Для решения задач Н. необходимо знать следующие группы навигационных параметров; текущие значения параметров — местоположение летательного аппарата (широта {{j }}с, долгота {{l }}с), высоту h и её производную h, курс {{Y }} и вектор путевой скорости Vп; заданные значения параметров, определяющие программу полёта; отклонения фактических значений от заданных.

В наиболее общем случае с целью определения этих параметров на борту летательного аппарата выполняются: построение системы координат, измерение первичных параметров в этой системе и привязка её к одной из систем координат, связанных с Землёй; построение модели информационного поля, реализующей связь измеряемых параметров с навигационными; построение модели геометрической формы Земли, используемой для приведения первичных параметров, измеренных относительно истинной поверхности Земли, к поверхности, относительно которой решается задача Н.; реализация в бортовом вычислителе уравнений Н. на основе моделей информационного поля и геометрической формы Земли, позволяющих по измеренным параметрам определить основные навигационные параметры; пересчёт навигационных параметров в различные системы координат для ориентации, пилотирования, взаимодействия с другими летательными аппаратами и службой управления воздушным движением, решения специальных задач (см. Навигационные системы координат).

Средства Н. по принципу действия делятся на 4 группы: геотехнические, радиотехнические, астрономические и светотехнические. Геотехнические средства Н. основаны на измерении параметров естественных геофизических полей Земли: магнитного поля (магнитные компасы), поля земной атмосферы (барометрические высотомеры, измерители воздушной скорости), топографического поля (навигационные карты), поля оптического контраста (оптические визиры), гравитационного поля (гравиметры). Особо следует выделить группу гироинерционных средств Н., основанных на использовании гироскопического эффекта и измерении сил инерции ускоренного движения в совокупности с силой тяготения (гировертикали, инерциальные системы навигации и др.). Эта группа средств позволяет определять гироскопический курс, вектор путевой скорости Vп, относительную высоту полёта h0, местоположение летательного аппарата ({{j }}с, {{l }}с). Радиотехнические средства Н. основаны на измерении параметров искусственных электромагнитных полей, создаваемых наземными или бортовыми излучателями. Это радионавигационные системы ближней и дальней Н., радиокомпасы, радиолокаторы, доплеровские измерители скорости и угла сноса, спутниковые навигационные системы (см. Радионавигация летательного аппарата), позволяющие определить Vп, угол сноса, истинную высоту полёта летательного аппарата, местоположение летательного аппарата ({{j }}с, {{l }}с). Астрономические средства Н. (астрокомпасы, секстанты, астрономические и звёздно-солнечные ориентаторы), основанные на пеленгации небесных светил, позволяют определять географический курс и местоположение летательного аппарата ({{j }}с, {{l }}с) (см. Астронавигация. Аэронавигационные системы). Светотехнические средства Н. основаны на использовании бортовых или наземных источников света, главная задача которых — облегчение ориентировки в сложных метеорологических условиях и ночью (прежде всего при посадке). Так как каждой группе технических средств Н. свойственны свои преимущества и недостатки, для обеспечения точной и надёжной Н. в любых условиях осуществляется их комплексирование.

Методы определения местоположения летательного аппарата. Текущее местоположение летательного аппарата может быть определено по информации о начальном местоположении и информации о составляющих вектора скорости на последующем участке полёта или на основе непосредственных измерений параметров, определяющих место летательного аппарата относительно наблюдаемых ориентиров. Применяются следующие методы определения местоположения летательного аппарата. Метод счисления пути основан на определении составляющих вектора скорости летательного аппарата в системе координат, привязанной к земной поверхности, и интегрировании этих составляющих по времени. Для решения задачи этим методом может быть использована информация от инерциальных, доплеровских, курсовых систем и измерителей воздушной скорости. Позиционный метод основан на измерении физических величин (навигационных параметров), для которых известна пространственная зависимость. В этом случае одно измерение позволяет определить поверхность положения (ПП), во всех точках которой навигационный параметр постоянен и равен измеренному его значению. В одной из точек ПП находится летательный аппарат в момент измерения соответствующего ей навигационного параметра. Пересечение ПП с поверхностью земного геоида даёт линию положения (ЛП) — линию на земной поверхности, являющуюся геометрическим местом точек проекции возможного местоположения летательного аппарата на поверхности Земли. Могут быть три типа ЛП: изолинии геометрического параметра (радионавигационного и астронавигационного), изолинии физического параметра (изодинамы магнитного поля, изобары поля давления, изолинии поля силы тяжести), топографической линии. Местоположение летательного аппарата определяется (рис. 1) как точка пересечения двух ЛП или более (трёх ПП или более). Обзорно-сравнительный метод основан на определении местоположения летательного аппарата путём сравнения параметров какого-либо физического поля, заложенных в память ЭВМ, с измеренными значениями параметров этого поля. Могут использоваться поле рельефа, магнитное поле, гравитационное поле, поле давления, поле оптического контраста, поле радиолокационного контраста, поле инфракрасного контраста.

Методы формирования программы полёта. В горизонтальной плоскости маршрут полёта прокладывается в виде отрезков частных ортодромий, которые задаются географическими координатами промежуточных пунктов маршрута, расположенных в начале (конце) каждой ортодромии — дуги большого круга, проходящей через две точки на земной поверхности, полёт по которым является полётом по линии кратчайшего расстояния между этими точками. В районе аэродрома траектория полёта формируется с учётом особенностей данного аэродрома и характеристик летательного аппарата. В вертикальной плоскости траектория формируется одним из следующих способов: выход на заданный эшелон полёта (см. Эшелонирование) по жёстко программируемой траектории; выход на заданный эшелон полёта по непрограммируемой траектории; полёт по экономичной по расходу топлива траектории. Основные варианты режимов полёта в последнем случае — полёт на максимальную дальность, максимальное время полёта и полёт, наиболее экономичный по эксплуатационным расходам. Для некоторых военных самолётов типовым является полёт по “потолкам”, а для гражданских — полёт со сменой эшелонов. Осуществляется также программирование полёта по времени. В этом случае основными вариантами являются программирование времени прибытия самолёта в отдельные точки маршрута (прежде всего в конечную) и программирование графика полёта по времени непрерывно по всему маршруту.

Методы вывода летательного аппарата в заданную точку. Различают маршрутный и путевой (курсовой) методы вывода летательного аппарата в заданную точку. При маршрутном методе (рис. 2, а) задача Н. решается в земной системе координат. Основным параметром управления является линейное боковое уклонение Z, а также расстояние до заданной точки по линии пути (Sост). При этом методе достигается максимальная точность выдерживания линии заданного пути и определения расчётного времени прибытия в заданную точку. При путевом (курсовом) методе (рис. 2, б) параметром управления является угол доворота (разность между заданным и текущим путевыми углами). Полёт в заданную точку выполняется по кратчайшему расстоянию из точки, соответствующей текущему местоположению летательного аппарата.

В развитии средств и методов Н. можно выделить следующие основные этапы. Первый этап (до начала 20-х гг.) характеризовался применением метода визуальной ориентировки, второй (20—50-е гг.) — применением простых средств инструментальной навигации (например, радиокомпаса). Рост интенсивности воздушного движения, концентрация движения в районах расположения наземных радиомаяков привели к необходимости осуществления зональной навигации, основной отличительной особенностью которой является возможность полётов по любым траекториям и прежде всего по трассам, не проходящим через радиомаяки. Решение этой задачи было реализовано на следующем этапе (50—80-е гг.) установкой на борту летательного аппарата навигационных вычислителей, позволяющих “хранить” программу полёта и вычислять сигналы выхода на заданную траекторию. Появление на борту летательного аппарата навигационных вычислителей привело к образованию навигационных и пилотажно-навигационных комплексов (см. Пилотажно-навигационное оборудование).

Лит.: Помыкаев И. И., Селезнев В. П., Дмитроченко Л. А., Навигационные приборы и системы, М., 1983; Олянюк П. В., Астафьев Г. П., Грачев В. В., Радионавигационные устройства и системы гражданской авиации, М., 1983; Воздушная навигация, Справочник, М., 1988.

О. В. Виноградов.

Рис. 1. Определение местоположения летательного аппарата по линиям положения: а — по измерению дальностей Д до двух радиостанций; б — по измерению азимута А и дальности Д; в — по двум гиперболическим линиям положения; Р1, Р2, Р3 — наземные радиостанции; Мс — местоположение летательного аппарата; N — направление на север.

Рис. 2. Основные навигационные параметры и методы вывода летательного аппарата в заданную точку: а — маршрутный метод; б — путевой метод; ИПМ — исходный пункт маршрута; ППМ — промежуточные пункты маршрута (i = 1,...,n); КПМ — конечный пункт маршрута; Z — линейное боковое уклонение от заданного маршрута; Sост — оставшееся расстояние до очередного ППМ; Мс — местоположение летательного аппарата; Vп — вектор путевой скорости; V — вектор воздушной скорости; W — вектор скорости ветра; {{Y }} — курс летательного аппарата; ПУ — путевой угол летательного аппарата; УС —угол сноса; ЗПУ —заданный путевой угол; УД — угол доворота; Д — дальность до пункта назначения; N — направление на север.

Навье (Navier) Луи Мари Анри (1785—1836) — французский учёный и инженер в области механики, член французской АН (1824). С 1820 профессор. Основные работы по строительной механике, сопротивлению материалов, теории упругости, гидравлике и гидромеханике. Вывел уравнения движения несжимаемой вязкой жидкости (см. Навье — Стокса уравнения), общие уравнения равновесия и движения упругого тела, уравнения изогнутой оси прямого и кривого брусков при изгибе. Исследовал изгиб прямоугольной пластины и т. д.

Соч.: Memoire sur les lois du mouveraent des fluides, P., 1827.

Навье — Стокса уравнения (по имени Л. М. А. Навье и Дж. Стокса) — фундаментальная система уравнений аэро- и гидродинамики, выражающая в дифференциальной форме закон сохранения количества движения; впервые были выведены Л. М. А. Навье (1822) и С. Д. Пуассоном (1829) на основе упрощённой молекулярной модели для газов, А. Ж. К. Сен-Венаном (1843) и Дж. Стоксом (1845) на основе континуального подхода. В последнем случае при применении теоремы о сохранении количества движения к элементарному объёму жидкости наряду с напряжениями давления учитываются вязкие напряжения и предполагается линейная зависимость тензора напряжений от тензора скоростей деформации.

При течении несжимаемой жидкости Н. — С. у. имеют вид:

{{формула}}

где V — вектор скорости, F — вектор массовых сил, {{r }} — плотность, p — давление, n  — кинематическая вязкость, t — время, D/Dt — так называемвя субстанциональная, или полная, производная, {{D }} — символ оператора Лапласа. Для невязкой жидкости (n = 0) H. — С. у. переходят в Эйлера уравнения. Решение Н. — С. у. должно удовлетворять заданным начальным и граничным условиям, последние зависят от рода исследуемой задачи. Для твёрдого тела с непроницаемой поверхностью, движущегося в покоящейся среде, они представляют собой условия прилипания на обтекаемой поверхности и условия затухания вносимых телом возмущений на больших расстояниях от неё. Н. — С. у. замыкаются неразрывности уравнением, имеют в общем случае седьмой порядок, и нахождение решения из-за нелинейности сопряжено с очень большими трудностями.

Если ввести вектор завихренности {{w }} = rotV и применить операцию ротора к Н. — С. у. в предположении, что массовые силы имеют потенциал (F = gradP ), то получим обобщённое уравнение Гельмгольца

{{формула}}

то есть Н. — С. у. описывают процесс конвективного переноса и диффузии завихренности в поле течения.

В частных случаях Н. — С. у. допускают точные решения. Среди них выделяется класс течений, в которых движение происходит лишь в одном направлении. Типичным примером является задача о бесконечной плоской пластине, которая из состояния покой мгновенно приводится в движение с постоянной скоростью u{{w }} в своей плоскости; ее решение записывается в квадратурах

где {{h }} = y/2(n t)1/2. Эта задача хорошо раскрывает природу Н. — С. у. как уравнения переноса завихренности: при t = 0 в плоскости пластины возникает тангенциальный разрыв, который равносилен появлению вихревой пелены и который при t > 0 диффундирует в окружающую среду; при этом суммарная завихренность в поперечном сечении поток остаётся постоянной во всё время движения. Толщина увлекаемого пластиной слоя жидкости {{d }} » 4(n t)1/2. Аналогичный характер поведения имеет решение уравнений изобарического ламинарного пограничного слоя в плоской пластине.

При движении сжимаемой среды Н. — С. у. имеют более сложный вид, и для их замыкания кроме уравнения неразрывности используются энергии уравнение и уравнение состояния среды.

В. А. Башкин.

награды ФАИ — вручаются Международной авиационной федерацией (ФАИ) отдельным лицам и коллективам, внёсшим большой вклад в дело развития авиации и космонавтики. В число этих наград входят следующие.

Золотая авиационная медаль. Является высшей наградой ФАИ. Учреждена в 1924. Ежегодно присуждается только одному человеку за особо крупный вклад в развитие авиации и космонавтики. Первая медаль вручена в 1925 итальянцу Франческо де Пинедо. Этой награды удостоены восемь граждан СССР: А. И. Туполев (1958), Ю. А. Гагарин (1961), В. К. Коккинаки (1965), А. С. Яковлев (1967), С. В. Ильюшин (1969), М. Л. Попович (1972), А. В. Федотов (1974), С. И. Харламов (1987).

Золотая космическая медаль. Является высшей наградой ФАИ. Учреждена по предложению Федерации авиационного спорта СССР в 1963. Ежегодно присуждается обычно одному человеку — космонавту за выдающиеся достижения в космосе или другому лицу, внёсшему значит, вклад в развитие космонавтики. Этой медалью награждены лётчики-космонавты СССР: А. Г. Николаев (1963), П. Р. Попович (1963), В. В. Терешкова (1964), В. М. Комаров (1965), К. П. Феоктистов (1965), Б. Б. Егоров (1965), А. А. Леонов (1966, 1976), Г. Т. Береговой (1978), Ю. В. Романенко (1979), В. А. Ляхов (1980), А. И. Березовой (1983), В. А. Соловьёв (1985), Г. С. Титов (1986), В. С. Титов (1989), М. X. Манаров (1989).

Золотая медаль имени Юрия Гагарина. Учреждена по предложению Федерации авиационного спорта СССР в 1968 в честь космонавта Ю. А. Гагарина, первого в мире человека, совершившего космический полёт 12 апреля 1961. Ежегодно присуждается обычно одна медаль — лётчику-космонавту, который в предыдущем году достиг выдающихся успехов в покорении космоса. Среди награждённых медалью лётчики-космонавты СССР: Береговой (1969), Николаев (1970), В. И. Севастьянов (1970), В. А. Шаталов (1971), А. С. Елисеев (1971), В. И. Кубасов (1976), В. В. Ковалёнок (1979), В. В. Рюмин (1980), Соловьёв (1987), Романенко (1987), А. А. Волков (1989).

Золотая парашютная медаль. Учреждена по предложению почётного президиума Международной парашютной комиссии ФАИ Д. Истела (США) в 1968. Присуждается ежегодно одному лицу за выдающиеся достижения в области парашютизма, они могут быть в области спорта, безопасности прыжков, изобретений, техники, медалью удостоен советский парашютист И. И. Лисов (1984).

Золотая медаль Нила. Учреждена по предложению аэроклуба Египта в 1972. Медалью ежегодно награждают лицо, группу или организацию за выдающиеся работы в области авиационно-космического образования, особенно в течение года, предшествующего награде. Медалью Нила награждены советские граждане В. Ф. Башкиров (1976), В. С. Брусов (1989).

Золотая авиамодельная медаль. Учреждена по предложению Федерации авиационного спорта СССР в 1987. Присуждается ежегодно одна медаль за выдающиеся организаторские заслуги в области авиамоделизма.

Медаль Анри де Лаво. Учреждена в 1933 в Честь основателя Международной авиационной федерации и бывшего её президента графа де Лаво, который внёс большой вклад в развитие авиации и погиб в авиационной катастрофе при исполнении служебных обязанностей. Медалью награждаются обладатели признанных ФАИ абсолютных авиационных и космических рекордов мира. Первыми из советский лётчиков медалью де Лаво были награждены М. М. Громов, А. Б. Юмашев, С. А. Данилин (1937). Медали де Лаво удостоены свыше 40 советских лётчиков и космонавтов: Г. К. Мосолов (1960, 1962, 1963), Б. М. Адрианов, К. К. Коккинаки (оба в 1961), Федотов (1962, 1973, 1977), Гагарин, Г. С. Титов (оба в 1962), П. М. Остапенко, В. С. Ильюшин (оба в 1963), С. Е. Савицкая (1985) и др. Ежегодно может присуждаться несколько медалей в зависимости от числа установленных в течение года абсолютных мировых рекордов.

Медаль Луи Блерио. Учреждена в 1936 в честь Л. Блерио, бывшего вице-президента ФАИ. Медалью могут награждаться ежегодно не свыше трёх человек — обладателей наивысших рекордов по скорости, высоте и расстоянию полёта по прямой на лёгком самолёте. Награды удостоены советский лётчики А. И. Бодрягина (1949) и О. А. Булыгин (1977).

Медаль Отто Лилиенталя. Учреждена 1938 в честь О. Лилиенталя. Присуждается за значительные достижения или большие заслуги в области планеризма в течение продолжительного времени. Ежегодно награждается один пилот-планерист, который побил международный рекорд или совершил “пионерский полёт” в течение прошедшего года, открыл новые возможности для планеризма или в течение длительного времени оказывал большие услуги в развитии планеризма и является активным пилотом-планеристом.

Медаль А. Туполева. Учреждена в 1989 по предложению Федерации авиационного спорта СССР. Ежегодно присуждается одному авиамоделисту, который в одном году стал победителем национального чемпионата и чемпионата мира по авиамодельному спорту в одном и том же классе модели.

Бронзовая медаль. Учреждена в 1962. Ежегодно присуждается одна медаль по предложению генерального директора ФАИ за выдающиеся заслуги перед ФАИ в административной работе, в организации международных спортивных соревнований, работе технических комиссий.

Диплом Поля Тиссандье. Учреждён в 1952 в честь генерального секретаря ФАИ в 1919—1945. Присуждается авиационным специалистам за добросовестную работу и инициативу в развитии спортивной авиации. Ежегодно награждается несколько человек. Диплома удостоены 92 советских гражданина.

Почётный групповой диплом. Учреждён в 1965 по предложению Федерации авиационного спорта СССР. Им ежегодно награждают группу людей, которые внесли большой вклад в развитие авиации и космонавтики. Дипломом награждены 26 советских коллективов, среди них: журнал “Крылья Родины” (1965), ОКБ Яковлева (1966), О. К. Антонова (1967), А. И. Туполева (1969), Центральный аэроклуб СССР (1973), космодром “Байконур” (1974), коллективы, создавшие космические аппараты “Луна-17”, “Венера-9”, “Венера-10” (1977), Центр подготовки космонавтов им. Ю. А. Гагарина (1987) и др.

Диплом В. М. Комарова. Учреждён ФАИ в 1970 по предложению Федерации авиационного спорта СССР в память о советском космонавте Комарове, командире экипажа космического корабля “Восход”, погибшего в 1967. Этот диплом может присуждаться космонавтам, членам экипажа многоместных космических кораблей за выдающиеся достижения в исследовании космического пространства в предыдущем году. Ежегодно присуждают не более трёх дипломов.

Диплом имени О. К. Антонова. Учреждён в 1987 по предложению Федерации авиационного спорта СССР в честь генерального конструктора авиационной техники Антонова. Ежегодно присуждается один диплом авиамоделисту за новые технические решения в авиамодельном спорте, получившие признание у мировой спортивной общественности.

Почётный диплом президентам ФАИ. Учреждён в 1973. Им награждаются бывшие президенты ФАИ в знак признания их заслуг перед ФАИ. Такого диплома удостоен В. К. Коккинаки (1984).

Диплом Монгольфье. Учреждён в 1960 в честь братьев Монгольфье. Им ежегодно награждают трёх человек за лучшие спортивные достижения за предыдущий год в воздухоплавании и вклад в развитие спортивного воздухоплавания.

Диплом Альфонса Пено. Учреждён в 1979 в честь французского изобретателя. Ежегодно присуждается один диплом авиамоделисту, который завоевал титул чемпиона мира, или не менее трёх раз стал победителем на национальных первенствах, или установил не менее трёх мировых рекордов, либо лицу, дважды выполнявшему обязанности директора на национальных, международных соревнованиях, чемпионатах Европы и мира.

Диплом Леонардо да Винчи. Учреждён в 1970 в честь Леонардо да Винчи. Ежегодно награждают одним дипломом парашютиста за выдающиеся успехи.

Диплом дельтапланеризма. Учреждён в 1979. Ежегодно может награждаться один человек за выдающийся вклад в развитие дельтапланеризма.

Диплом Феникса. Учреждён в 1978. Им награждают любителя-авиатора за лучшую реконструкцию или восстановление старого самолёта, построенного 30 лет назад и более.

Диплом Чарлза Линдберга. Учреждён в 1983 в честь Чарльза Линдберга. Им награждают лиц или организации, которые внесли значительный вклад за период не менее 10 лет в развитие спортивной или транспортной авиации. Ежегодно присуждается один диплом.

Диплом “Колибри”. Учреждён в 1983. Им может награждаться ежегодно один человек, внёсший выдающийся вклад в развитие сверхлёгкой авиации.

См. также Арести кубок, Нестерова кубок.

Ю. А. Постников.

нагрузка летательного аппарата, полезная нагрузка, — запас топлива и целевая нагрузка. Определяет основные размеры и массу летательного аппарата. Запас топлива складывается из топлива, расходуемого при взлёте, наборе высоты, крейсерском полёте и посадке, а также нормируемого аэронавигационного запаса топлива. Топливо, расходуемое на земле до старта, в Н. не входит.

Состав целевой нагрузки зависит от назначения летательного аппарата. Для гражданских летательных аппаратов — это коммерческая нагрузка (иногда её называют платной нагрузкой) — пассажиры, багаж, почта, грузы. Для военно-транспортных — десантируемая техника, грузы, личный состав. Для боевых летательных аппаратов — боевая нагрузка (ракеты, бомбы и т. п.). Для пассажирских летательных аппаратов коммерческая нагрузка ограничивается в основном прочностью или объёмом конструкции, для военно-транспортных — взлётной массой, соответствующей минимальному значению эксплуатационной перегрузки, для боевых летательных аппаратов — нормальной и перегрузочной взлётной массой.

нагрузка на ометаемую поверхность — отношение взлётной массы вертолёта к ометаемой площади его несущего винта (или нескольких винтов) или, что точнее, тяги винта к ометаемой его лопастями площади. Значение Н. на о. п. определяет скорость отбрасываемого винтом потока (индуктивную скорость), которая падает с уменьшением нагрузки, что приводит к снижению индуктивных потерь мощности. Поэтому уменьшение Н. на о. п. при неизменной мощности силовой установки вертолёта позволяет увеличить тягу несущего винта, однако необходимое для этого увеличение диаметра несущего винта приводит к возрастанию массы конструкции вертолёта. Максимум весовой отдачи достигается при оптимальной Н. на о. п., которая в зависимости от массы вертолёта, его схемы и типа силовой установки обычно составляет 12—70 кг/м2. Снижение удельной массы двигателей, появление тяжёлых вертолётов, возрастание их энерговооружённости приводят к увеличению оптимальной Н. на о. п.

Существуют эксплуатационные ограничения Н. на о. п., обусловленные значением индуктивной скорости потока. Для транспортных вертолётов максимальная Н. на о. п. исходя из условий безаэродромного базирования не должна превышать 70—80 кг/м2. Для вертолётов-кранов, используемых на монтажных работах (когда под вертолётом находятся люди в специальном снаряжении), Н. на о. п. допускается не выше 50—60 кг/м2. Для спасательных вертолётов, подбирающих людей на режиме висения, Н. на о. п. должна быть не выше 30—35 кг/м2.

Наибольшие значения Н. на о. п. имеют преобразуемые аппараты вертикального взлёта: аппараты с поворотными винтами — 50—150 кг/м2, аппараты с винтами на поворотных крыльях — 200—300 кг/м2, самолеты вертикального взлета и посадки с вентиляторами — до 2500 кг/м2. Увеличение Н. на о. п. приводит также к увеличению скорости снижения аппарата на режиме авторотации, что затрудняет выполнение аварийной посадки при отказе силовой установки или делает такую посадку невозможной.

М. П. Логинов.

нагрузки на летательный аппарат — система сил, действующих на летательный аппарат и являющихся основой для определения его прочности. В эту систему входят аэродинамические, аэростатические, инерционные силы, тяга двигателей, силы от реакции земли при движении по аэродрому, от неравномерного изменения температуры конструкции, от акустических давлений, от наддува в гермоотсеках и др. Различают внешние нагрузки — поверхностные (силы давления и трения), объёмные, или массовые (сила тяжести, инерционные силы) и внутренние нагрузки — усилия, потоки напряжений и т. п., являющиеся результатом действия внешних сил, нагревания (тепловые нагрузки) и других факторов. При решении ряда задач применяют способы с использованием интегралов от внешних нагрузок в виде распределённых по длине и сосредоточенных (суммарных) нагрузок, а также в виде перерезывающих сил Q и моментов — изгибающих Mизг и крутящих Mкрут. В расчётах летательных аппаратов широко применяется интегральная характеристика нагрузок — перегрузка, равная отношению суммы поверхностных сил к силе тяжести летательного аппарата.

По характеру изменения во времени Н. на л. а. разделяют на статические (например, в установившемся вираже), квазистатические, относящиеся к так называемым манёвренным нагрузкам, и динамические, возникающие в конструкции, когда развиваются упругие колебания (например, от посадочного удара); при этом время изменения внешних поверхностных сил сравнимо или много меньше какого-либо периода собственных колебаний конструкции. Н. на л. а. принято определять в соответствии с Нормами прочности летательных аппаратов, в которых регламентированы типичные условия нагружения и их нормированные параметры для каждого расчётного случая. Например, при манёвре самолёта типичным является показанное на рис. 1 распределение вертикальных проекций аэродинамических нагрузок, уравновешенных массовыми нагрузками. Эти нагрузки разгружают (на 10—30%) крыло самолёта, но для таких его частей, как нос фюзеляжа, пилоны двигателей, являются основными при расчёте на прочность. Н. на л. а. определяют ещё для ряда расчётных случаев: разворота летательного аппарата при рулении, действия ветра на стоянке, остановки двигателей на одном полукрыле в полёте, действия шума реактивных струй, раскрытия тормозного парашюта, вынужденной посадки на воду (действует гидродинамическая нагрузка), примерзания лыжного шасси, буксировки и пр. Для быстро вращающихся агрегатов двигателей существенной является, например, гироскопическая нагрузка.

При расчёте динамической Н. на л. а. во время полёта в неспокойном воздухе кроме воздействия однократных порывов ветра рассматривается и реакция конструкции летательного аппарата на непрерывную турбулентность воздушного потока. В этом случае воздействие Н. на л. а. может быть описано многомерным случайным процессом со спектральными плотностями в виде следующего линейного уравнения:

S({{w }}) = Sw({{w }})|T(i{{w }})|2,

где Sw({{w }}) — спектральная плотность турбулентности, T(i{{w }}) — передаточные функции или амплитудно-фазовые частотные характеристики Н. на л. а. при действии синусоидального порыва ветра, {{w }} — частота. По S({{w }}) находят повторяемость нагрузок и, задаваясь вероятностью непревышения уровня каких-нибудь нагрузок, получают максимальные эксплуатационные нагрузки. Такой же приём используют и при расчёте нагрузок, возникающих во время пробега самолёта по неровностям аэродрома. Другим примером динамического нагружения летательного аппарата может служить воздействие циклических аэродинамических сил на винтах вертолётов в полёте из-за изменения условий обтекания лопасти при её азимутальном перемещении (аналогично и для винтов самолётов при косой обдувке). Вызываемые этими силами переменные деформации лопасти приводят к появлению инерционных сил. В этом случае имеет место характерное для состояния аэроупругости совместное действие аэродинамических, инерционных и упругих сил. При равенстве их частоты собственной частоте колебаний лопасти возникает резонанс, приводящий к значительному увеличению уровня переменных нагрузок. Переменные Н. на л. а. в совокупности с основными нагрузками определяют выносливость конструкции. При этом первостепенную роль играют не только значения нагрузок, но и их число на единицу пути или времени.

Для расчётов летательных аппаратов на статическую прочность и проведения испытаний из всего многообразия внешних Н. на л. а. важны лишь те, которые дают наибольшие внутренние нагрузки, что в общем случае требует одновременно и решения задачи о напряжённо-деформированном состоянии. На практике эти задачи, как правило, разделяются. В частности, применительно к конструкциям, допускающим балочную схематизацию, о важности для прочности тех или иных нагрузок судят по максимальным или минимальным значениям Q, Mизг или Mкрут, так как, как правило, нет одного такого расчётного случая, который давал бы наибольшие нагрузки для всего рассчитываемого элемента конструкции, например, это показывают эпюры Mn изг по полуразмаху крыла самолёта (рис. 2).

Теоретическое определение Н. на л. а. зачастую является достаточно сложной задачей: требуется решение систем дифференциальных уравнений, в ряде случаев нелинейных (например, при расчёте люфтов и насыщения в средствах автоматического управления, нелинейности сил шасси и сил при больших углах атаки), а при учёте нестационарности аэродинамических сил — и систем интегро-дифференциальных уравнений. Для нахождения Н. на л. а. используются также методы аэродинамики и динамики полёта, законы теории колебаний и аэроупругости, акустики и теплофизики, а также теории вероятностей и математической статистики. Применяются экспериментальные методы определения Н. на л. а. при лётных испытаниях, испытаниях в аэродинамических трубах, в гидроканалах, на ракетных дорожках, копрах, стендах и т. п. Проводятся измерения перегрузок и других параметров, характеризующих нагружение летательных аппаратов на различных трассах и в разных режимах полёта.

Лит.: Тейлор Дж., Нагрузки, действующие на самолет, пер. с англ., М., 1971; Прочность самолета. Методы нормирования расчетных условии прочности самолета, под ред. А. И. Макаревского, М., 1975; Макаревский А. И., Чижов В. М., Основы прочности и аэроупругости летательных аппаратов, М., 1982.

О. А. Кузнецов.

Рис. 1. Типичный случай распределения вертикальных проекций аэродинамических нагрузок на самолёт, действующих при его манёвре, уравновешенных массовыми нагрузками: pаэр — аэродинамическая нагрузка; pразгр — разгрузка от массовых сил.

Рис. 2. Эпюры изгибающих моментов Mn изг по крылу самолёта: Bmax э — при манёвре с отклонением элеронов; I — в неспокойном воздухе; II — при посадке; A' и D' — при симметричных манёврах самолёта, l — размах крыла.

Нагурский Ян Иосифович (1888—1976) — военный и полярный лётчик, штабс-капитан русской армии. По национальности поляк. Участник Первой мировой войны. Окончил Одесское юнкерское пехотное училище (1909), Петербургскую офицерскую воздухоплавательную школу (1913). В августе 1914 вместе с механиком Е. В. Кузнецовым совершил полёт в Арктику (в поисках пропавшей русской экспедиции Г. Я. Седова; вдоль западного побережья Новой Земли на самолёте “Морис Фарман”, удаляясь от суши на расстояние до 100 км и покрыв 448 км за 4 ч 20 мин. Н. выполнил ещё 4 продолжительных полёта в Арктике. В 1914—1917 командовал воздушными отрядами, дивизионом Балтфлота. 17 (30) сентября 1916 Н. первым в мире совершил “мёртвую петлю” на гидросамолете (М-9). В 1919 он возвратился в Польшу и больше не летал. На Земле Франца-Иосифа его именем названа полярная станция. Награждён 5 русскими боевыми орденами и орденом Возрождения Польши. Портрет см. на стр. 366.

Надашкевич Александр Васильевич (1897—1967) — советский конструктор авиационного вооружения, доктор технических наук (1947). Окончил Киевский университет (1916), Московскую военную авиационную школу высшего пилотажа (1918), а затем работал в ней инструктором. С 1925 член научно-технического комитета Воздушного Флота РККА. Дважды подвергался необоснованным репрессиям и, находясь в заключении, работал в ЦКВ-39 ОГПУ (1930—1931) и ЦКБ-29 НКВД (1937—1941) над новой авиационной техникой. С 1932 помощник А. И. Туполева по оснащению самолётов авиационным вооружением. Под руководством Н. созданы пулемёт ПВ-1 с ленточным питанием для истребителей, турельные стрелковые установки, бомбардировочные установки самолётов Р-1, Р-5, ТБ-1, ТБ-3, СБ, Пе-8, Ту-2, Ту-4, Ту-16 и др. Ленинская премия, Государственная премия СССР (дважды). Награждён орденом Ленина, 4 орденами Трудового Красного Знамени, орденами Отечественной войны 1-й степени, Красной Звезды, медалями.

надежность авиационной техники — свойство летательного аппарата в целом и (или) его частей (конструкции, бортового оборудования, двигателей и др.) выполнять заданные функции, сохраняя значения эксплуатационных показателей в установленных пределах, соответствующих режимам и условиям использования, технического обслуживания, ремонта, хранения и транспортировки. Научные принципы, методы и технические приёмы обеспечения Н. изделий авиационной техники разрабатываются теорией надёжности, основой которой являются теория вероятностей и математическая статистика, научные методы изучения функционирования и нагружения изделий, их прочности, а также материаловедение. Практической основой Н. являются инженерные методы проектирования, испытаний, производства и эксплуатации авиационной техники.

Наука о Н. авиационной техники изучает физические причины и закономерности возникновения и развития отказов, влияние нарушений внутренних процессов функционирования и внешних воздействий на работоспособность изделий. Она создаёт научные основы расчёта и практические обеспечения Н. изделий, прогнозирования возможных отказов, разрабатывает теоретические основы их нормирования, методы реализации нормативных требований на этапах создания и подтверждения при испытаниях опытных и эксплуатации серийных образцов авиационной техники.

Н., являясь комплексным свойством, в зависимости от назначения и условий применения изделий авиационной техники, может включать свойства безотказности, долговечности, ремонтопригодности и сохраняемости в отдельности или при определённом их сочетании.

Для многих изделий определяющими будут свойства безотказности и долговечности, характеризуемые способностью изделия быть работоспособным в заданное время при обеспечении свойств ремонтопригодности и сохраняемости. Под работоспособностью понимается состояние изделия, при котором оно способно выполнять заданные функции, сохрани значения параметров в пределах, установленных нормативно-технической документацией, уровень безотказности количественно характеризуется вероятностью безотказной работы за полет, наработкой на один отказ и интенсивностью отказов. Долговечность оценивается значениями ресурса по числу полётов (или суммарной наработкой изделия) и по срокам службы. Фактический уровень Н. (безотказности или долговечности) зависит от совершенства методов проектирования, стабильности технологических процессов и характеристик материалов, определяемых общим уровнем развития науки и техники и производственными возможностями.

Сущность решения проблемы обеспечения Н. изделий заключается в изучении физических причин появления и развития отказов, создании инженерных методов проектирования высоконадёжных изделий, разработке производственно-технологических процессов изготовления материалов, деталей и узлов с заданными физико-механическими и прочностными свойствами, применении эффективных методов и средств эксплуатационного контроля и технического обслуживания изделий, разработке научных методов анализа и прогнозирования ожидаемых нагрузок и внешних воздействий в реальных условиях эксплуатации.

Изделия авиационной техники являются сложными системами, и уровень их Н. зависит от уровня Н. составных частей. Особенность этих изделий заключается в том, что при допущении возможности отказа отдельных составных частей работоспособность всего изделия должна сохраняться. С этой целью применяется рациональное резервирование частей с потенциально возможными отказами. Отказы должны быть контролируемыми (экипажу выдаётся информация об их появлении). Наиболее опасные отказы должны парироваться аварийными системами, изменением условий или режимов работы отказавших агрегатов. Состояние работоспособности и возникшие отказы в полёте регистрируются с помощью систем сбора полётной информации (см. Бортовой накопитель). Летательный аппарат в целом и его составные части должны быть приспособлены к установлению причин неисправностей, их устранению и предупреждению, то есть должны обладать необходимой эксплуатационной технологичностью.

Уровень Н. летательного аппарата и его составных частей оценивается рядом единичных количественных показателей, характеризующих свойства безотказности, долговечности и сохраняемости. Для летательного аппарата в целом применяются также комплексные показатели, характеризующие готовность к вылету, регулярность и безопасность полётов и совершенство технического обслуживания. Н. является важнейшей составной частью более общего свойства изделий — качества, характеризующего способность изделия быть использованным по назначению.

Создание и развитие науки о надёжности. Теоретические основы науки о Н. авиационной техники в СССР были заложены в 50—60-х гг. Их базу составили количественные методы расчёта и анализа и инженерные методы обеспечения Н. при создании и испытаниях изделий авиационной техники. Разработка методов количеств, оценки уровня Н., дифференцированный подход к оценке влияния различных видов отказов систем на выполняемые летательным аппаратом функции позволили перейти к активному управлению процессом обеспечения Н. на этапах проектирования, экспериментальной отработки и лётно-доводочных испытаний летательных аппаратов. Была создана основа для объективной сравнительной оценки уровней Н. летательных аппаратов различных типов и динамики их изменения во время эксплуатации. Реализация этих методов стала возможной благодаря созданию и широкому внедрению единой отраслевой системы учёта и сбора информации об отказах, выявляемых в эксплуатации, а также благодаря разработке вероятностно-статистических и расчётно-аналитических методов. В 70-х гг. наука о надёжности в авиации получила дальнейшее развитие. Основу её составили комплексные программы обеспечения Н., опирающиеся на научные методы проектирования, испытаний и эксплуатационной оценки Н. изделий авиационной техники. Цель работы по обеспечению и анализу Н. — изучение причин зарождения и развития неисправностей и создание изделий с заданным и контролируемым уровнем Н. Сложность решения проблемы Н. возрастает одновременно с увеличением сложности создаваемых изделий и их насыщением автоматическими устройствами и системами, поддерживающими рабочие режимы вблизи пределов устойчивости работы и прочности конструкции. Благодаря применению научных методов обеспечения Н., учёту предшествующего опыта уровень Н. вновь создаваемых изделий возрастает по сравнению с уровнем Н. прототипов.

Научные методы и практика обеспечения надёжности изделий. Сущность научных методов заключается в обосновании выбора рациональных конструктивных схем, обеспечивающих наиболее полное выполнение заданных функций в расчётных условиях эксплуатации при различных внешних воздействиях и возможных отказах отдельных узлов и подсистем. Расчётно-аналитические методы основаны на применении теории вероятностей и статистической информации об отказах элементов, агрегатов и узлов, полученной в ходе эксплуатации. При анализе рассматриваются работоспособное состояние изделия и состояние отказа, а само изделие представляется состоящим из последовательных и параллельных соединений элементов и узлов. Н. отдельных узлов и изделия в целом рассчитывается с применением структурных, логических или схемно-функциональных методов. Последний метод позволяет учитывать изменяющуюся схемную структуру изделия применительно к меняющимся режимам и условиям полёта летательного аппарата. Комплекс выполняемых работ даёт возможность получить данные по прогнозированию ожидаемого уровня Н.

В число применяемых способов обеспечения требуемых уровней Н. изделий входят следующие. На стадии проектирования — использование новых материалов с улучшенными физико-химическими характеристиками и новых элементов повышенной Н.; разработка принципиально новых схемных решений, включая резервирование; выбор оптимальных рабочих режимов и условий работы; разработка эффективного производственного и эксплуатационного контроля, обеспечивающего диагностику и прогнозирование технического состояния изделий. На стадии производства — использование прогрессивной технологии; применение эффективных методов контроля; проведение специальных испытаний на Н. основных систем и изделия в сборе. На стадии эксплуатации — обеспечение и контроль заданных условий и режимов работы; проведение профилактических работ; эксплуатационный контроль работоспособности; анализ и устранение причин выявляемых отказов.

Надёжность авиационных конструкций — способность конструкций сохранять заданную прочность при выполнении своих функций в процессе отработки назначенного ресурса. Под безотказностью конструкции понимается: отсутствие разрушений её элементов и (или) конструкции в целом из-за недостатка прочности (несущей способности) или устойчивости при возникновении экстремальных условий нагружения; отсутствие повреждений от действия многократно повторяющихся переменных нагрузок или температурных напряжений; отсутствие чрезмерных упругих деформаций несущих поверхностей от действия аэродинамических нагрузок и т. п. Безотказность авиационной конструкции тесно связана с безопасностью, гарантирующей практическую невероятность катастрофических ситуаций. Требования безопасности авиационной конструкции отражаются в государственных документах: Нормах лётной годности гражданских самолётов (действовавших в СССР), Федеральных правилах лётной годности (США), Требованиях к лётной годности (Великобритания) и т. д. или в межгосударственных положениях (например, в Руководстве по лётной годности Международная организация гражданской авиации).

Долговечность авиационной конструкции характеризуется её техническим ресурсом, который определяется наработкой — продолжительностью работы авиационной конструкции (число лётных часов, полётов и др.) и сроком службы, выражаемым календарным временем эксплуатации. Срок службы парка летательных аппаратов может быть увеличен путём рацион, использования индивидуального ресурса каждого экземпляра. Эксплуатационная сохраняемость конструкции — способность её сохранять работоспособность в промежутках между периодами эксплуатации (например, когда летательный аппарат находится на стоянке, в ангаре). Для обеспечения сохраняемости конструкции в это время (от действия окружающей среды и т. п.) важное значение имеет коррозионную стойкость материалов и их антикоррозийная защита.

Контроль фактического уровня Н. конструкции летательного аппарата в процессе эксплуатации проводится на основе оценки показателей Н. При разработке методов обеспечения Н. авиационных конструкций в конце 60-х гг. возникла тенденция прямого использования вероятностных критериев теории Н. из-за недостатка фактических данных в диапазоне весьма малых вероятностей. Начиная с конца 70-х гг. получили практическое использование типовые подходы теории Н., основанные на формулировке количественных вероятностных критериев.

Надёжность авиационного двигателя. Особенность Н. авиационного двигателя заключается в необходимости получения оптимальных удельных характеристик по тяге, массе и расходу топлива в широком диапазоне изменения внешних условий при безотказной работе всех его систем в течение назначенного ресурса. Работоспособность и совершенство функциональных характеристик двигателя зависят от Н. обеспечивающих систем (топливной, охлаждения, смазки), систем управления, регулирования и контроля. Уровень Н. двигателя зависит от прочности основных силовых частей, определяемой запасами прочности и значениями тепловых, газодинамических, вибрационных и других воздействий. Уровень Н. двигателя оценивается его наработкой на отказ, а также значениями назначенного и межремонтных ресурсов. Оценка уровней Н. выполняется также в ходе специальных стендовых ресурсных и лётных испытаний на летающих лабораториях. Н. двигателя во многом определяет его стоимость и эффективность эксплуатации.

Надёжность авиационного бортового оборудования. Особенность бортового оборудования — взаимосвязь и взаимодействие отд. систем и большая зависимость работоспособности отдельных приборов и устройств от внешних условий в местах их установки (вибраций, температуры, давления, влажности). Основные направления работ по обеспечению Н. оборудования: оптимальное резервирование, создание приемлемых местных условий работы отдельных приборов и устройств. Лабораторно-стендовая отработка отдельных узлов и систем является важной составной частью работ по обеспечению Н. оборудования. Уровень Н. оборудования оказывает существенное влияние на объём трудозатрат при техническом обслуживании и на степень готовности летательного аппарата к полётам. Это обусловливает повышенные требования к уровню Н., контролепригодности, эксплуатационной технологичности и унификации отдельных устройств, приборов и систем. Важным условием улучшения эксплуатационных свойств оборудования является широкое применение встроенного контроля.

В. В. Косточкин.

Назаров Аркадий Сергеевич (1899—1987) — советский конструктор авиационных двигателей. Окончил Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1925, ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). В 1930 организовал и возглавил КБ на авиамоторном заводе №29 в Запорожье. Под его руководством были внедрены в серийное производство первый советский поршневой двигатель М-11 конструкции А. Д. Швецова и лицензионные поршневые двигатели М-22, М-85, разработан ряд их модификаций, в том числе М-86, М-87. В 1937 назначен главным конструктором авиамоторного завода №16 в Воронеже. В том же году был необоснованно репрессирован; находясь в заключении, работал в спецорганизациях над созданием новой авиационной техники. После освобождения из заключения (1947, реабилитирован в 1956) работал до 1970 в различных КБ. Награждён орденом Красной Звезды. Портрет см. на стр. 369.

наземные испытания летательного аппарата — комплекс наземных работ, связанных с подготовкой опытного (модифицированного) летательного аппарата к вылету первому. В зависимости от характера решаемой задачи Н. и. выполняются в ангаре или в испытательном боксе, на специально оборудованных площадках или непосредственно на месте стоянки летательного аппарата, а также на рулёжных дорожках и лётной полосе испытательного аэродрома (полигонные испытания самолётов и вертолётов). Цели Н. и.: выявление возможных конструктивных и производственных дефектов летательного аппарата, его силовой установки, отдельных бортовых систем, автоматических устройств и оборудования, установление готовности летательного аппарата к выполнению на нём испытательного полёта, а также подготовка экипажа и наземного обслуживающего персонала к лётным испытаниям этого летательного аппарата.

До начала Н. и. на летательном аппарате, как правило, должны быть завершены лабораторные, стендовые и лётные испытания его двигателя, основных бортовых систем и оборудования, а также эксперименты на пилотажных стендах и летающих лабораториях (при необходимости). В ходе Н. и. на этапе заводских испытаний опытного (модифицированного) летательного аппарата выполняются следующие работы: контрольная проверка работоспособности силовой установки летательного аппарата, его бортовых систем и оборудования; проверка соответствия их характеристик техническим требованиям и предварит, оценка надёжности их работы, отказо- и пожаробезопасности. При подготовке летательного аппарата к первому вылету, кроме того, осуществляется оценка по результатам полигонных испытании (рулёжек, пробежек, подлётов — на самолётах, испытаний на стенде и в свободном висении — вертолётов и самолетов вертикального взлета и посадки, аэростатические испытаний дирижаблей и др.) его управляемости и устойчивости движения как при отсутствии ветра, так и при боковом ветре; условий балансировки летательного аппарата и эффективности органов управления; уровня усилий на рычагах управления. Узловыми вопросами в этом случае являются: оценка работоспособности силовой установки летательного аппарата и всех жизненно важных бортовых систем; выявление неприятных и опасных особенностей в поведении летательного аппарата в момент отрыва от взлетно-посадочной полосы или подтверждение их отсутствия; оценка эффективности работы основной и аварийной тормозных систем; оценка эффективности амортизационных устройств шасси; оценка уровня и характера вибраций в кабине на всех этапах движения летательного аппарата по аэродрому.

По совокупным результатам указанных испытаний принимается решение о возможности и условиях проведения первого вылета летательного аппарата (уточняются для этого полёта его масса, центровка и конфигурация, взлётное и посадочное положение относительно взлетно-посадочной полосы, положения механизмов балансировки и др.).

На этапе контрольно-сдаточных испытаний серийных летательных аппаратов проводятся только предусмотренные инструкцией по технической эксплуатации летательного аппарата наземные работы и эксперименты.

Лит.: Пашковский И. М., Леонов В. Д., Поплавскнй Б. К., Летные испытания самолетов и обработка результатов испытаний, М., 1985.

И. М. Пашковский.

“Накадзима” (Nakajima Hikoki Kabushlki Kaisha; Nakajima Aircraft Co) — авиастроительная фирма Японии. Основана в 1914, указанное название с 1924 (до этого — Японские авиационные заводы). Функционировала до 1945, выпуская гражданские и военные самолёты и авиационные двигатели. В 20-х и в начале 30-х гг. значительное место в продукции “Н.” занимали самолёты и поршневые двигатели, производившиеся по лицензиям Великобритании, Франции, Нидерландов и США. В начале 20-х гг. был создан первый японский цельнометаллический самолёт (бомбардировщик B-6 и его гражданский вариант P-6), а в начале 30-х гг. — первый истребитель японской конструкции (“тип 91”). К известным самолётам фирмы периода Второй мировой войны относятся истребители Ki-43 (первый полёт в 1939, выпущено свыше 5900, см. рис. в табл. XXII), Ki-44 (1940), Ki-84 (1943) и палубные торпедоносцы B5N (1937) и B6N (1941). В 1945 был построен опытный реактивный бомбардировщик Kikka с двумя турбореактивными двигателями (по образцу немецкого самолёта Мессершмитт Ме262). Всего в 1914—1945 было выпущено около 26 тысяч самолётов различных типов. В 1956 предприятия “Н.” отошли промышленному концерну “Фудзи” и фирме “Ниссан мотор”. Производство летательных аппаратов “Фудзи” возобновил лицензионным выпуском лёгких самолётов фирм “Бич” и “Цессна”. В числе собственных разработок концерна тренировочный самолёт Т-1 (1958; первый реактивный самолёт японской конструкции), четырёхместный административный самолёт F-200 (1965) с поршневым двигателем и др. Начатое в 60-х гг. лицензионное производство вертолётов фирмы “Белл” продолжалось в 70-х и 80-х гг.

наньчанский авиационный завод — авиационное предприятие Китайской Народной Республики. В конце 50-х и в 60-е гг. выпускал по лицензии советские самолёты Ан-2 (под обозначением Y-5). В конце 60-х гг. был начат выпуск штурмовика Q-5/A-5 (на основе самолёта МиГ-19), с 1961 — учебно-тренировочного самолёта CJ-6 (на основе Як-18). Завод разработал учебно-тренировочный самолет “Хейян” с поршневым двигателем (первый полёт в 1985, на основе CJ-6) и учебно-тренировочный реактивный самолёт К-8 (1990).

наплыв крыла — часть крыла, выступающая из обвода основной трапеции (С на рис.). В зависимости от расположения различают передние и задние Н. к. На крыльях большого удлинения для увеличения площадей поперечных сечений в бортовой части крыла, а также для размещения устройств механизации крыла применяются, как правило, задние наплывы. Для крыльев сложной формы в плане характерно наличие передних наплывов. Простейший передний Н. к. имеет прямые передние кромки и представляет собой, по существу, треугольное крыло очень малого удлинения, расположенное непосредственно перед исходным крылом, общем случае форма наплыва может быть произвольной. Крыло сложной формы в плане с передним наплывом обладает рядом аэродинамических особенностей. При дозвуковых скоростях полёта добавление наплыва практически не изменяет размерных несущих свойств исходного крыла при малых углах атаки {{a }} < (5—10)°, но приводит к усилению нелинейного прироста подъёмной силы при дальнейшем увеличении угла атаки и к значительному возрастанию критического угла атаки и максимального коэффициента подъёмной силы. Благоприятное увеличение несущих свойств крыла на больших углах атаки при наличии переднего Н. к. улучшает взлётно-посадочные характеристики и манёвренность самолёта. Оно обусловлено отрывным поперечным обтеканием передних кромок Н. к. и образованием интенсивных устойчивых вихревых систем (см. рис. 3 к статье Крыла теория), которые индуцируют большие дополнительные разрежения на верхней поверхности крыла. Переход от исходного трапециевидного крыла к крылу с передним наплывом даёт возможность увеличить внутренние объёмы крыла и одновременно уменьшить относительные толщины профилей в наплывной части крыла, что приводит к уменьшению сопротивления и к росту значений максимального аэродинамического качества Kmax самолёта при сверхзвуковых скоростях полета. Кроме того, имеющие большие углы стреловидности передние кромки наплыва остаются дозвуковыми до очень больших значений Маха числа полёта, что позволяет реализовать на крыльях сложной формы в плане заметные выигрыши в аэродинамическом сопротивлении и значениях Kmax путем оптимизации формы срединной поверхности и распределения объёма крыла по хорде и по размаху. При соответствующем выборе высоты и размаха переднего наплыва можно получить несущую поверхность с заданной разницей в положениях фокуса аэродинамического при малых дозвуковых скоростях и при данной сверхзвуковой крейсерской скорости. Указанные аэродинамические особенности обусловили широкое применение крыльев сложной формы в плане с передними наплывами в авиационной, ракетной и авиационной, космической технике.

Л. Е. Васильев.

Наплывы крыла.

направляющий аппарат компрессора — неподвижный лопаточный венец, устанавливаемый за рабочими колёсами осевого компрессора. Назначение Н. а. к. — преобразование части кинетической энергии потока в потенциальную, изменение направления потока за рабочим колесом данной ступени для подачи к рабочему колесу следующей ступени под заданным углом. Н. а. к., устанавливаемый за рабочим колесом последней ступени компрессора, называют его спрямляющим аппаратом (СА) и предназначен для раскрутки потока до осевого направления. В зависимости от угла поворота потока СА, могут быть одно-, двух- или трехрядными. Для обеспечения заданной кинематики потока перед компрессором используется еще входной направляющий аппарат.

В многоступенчатых высоконапорных компрессорах Н. а. к. используется ещё и для регулирования их работы на нерасчётных режимах. В этом случае лопатки Н. а. к. или их выходные части выполняются поворотными относительно своих продольных осей, что позволяет изменять их углы установки с тем, чтобы обтекание лопаток самих Н. а. к., так и примыкающих рабочих колёс регулируемых ступеней происходило без срыва потока и существенного повышения потерь. Кроме того, регулирование компрессора улучшает согласование работы различных групп ступеней компрессора. Благодаря регулированию удаётся: обеспечить необходимый запас газодинамической устойчивости двигателя и поддержать высокий уровень его кпд в заданном диапазоне режимов двигателя; получить заданную зависимость расхода воздуха от частоты вращения ротора; облегчить запуск газотурбинного двигателя; устранить повышенные вибронапряжения на лопатках компрессора.

Ф. Ш. Гельмедов.

напряженно-деформированное состояние (НДС) конструкции — совокупность внутренних напряжений и деформаций, возникающих при действии на неё внешних нагрузок, температурных полей и других факторов. НДС определяется расчётными и экспериментальными методами в виде распределения напряжений, деформаций и перемещений в конструкции и является основанием для оценки статической прочности и ресурса авиационных конструкций на всех этапах жизненного цикла летательного аппарата. При расчётах НДС определенным образом идеализируется расчётная схема (см. Строительная механика. Конструктивно-силовая схема). С внедрением современных универсальных численных методов расчёта сложная авиационная конструкция может рассматриваться как совокупность простых механических элементов (балок, пластин, стержней и пр.). В одной из возможных схем расчёта НДС крыла малого удлинения (рис. 1) стенки лонжеронов (л — л), стенки нервюр (н — н) и обшивка (о — о) моделируются плоскими четырёхугольными элементами, воспринимающими плоское напряжённое состояние, пояса лонжеронов и нервюр (п — п) моделируются стержнями. Различают общее и местное НДС. Общее НДС определяется в силовых элементах конструкции без учёта концентрации напряжений, вызванных местными конструктивно-технологическими особенностями (отверстиями, выточками и пр.). Местное НДС определяется вблизи концентратора напряжений с учётом вида концентратора и приложенной нагрузки. При расчётном методе исследования местного НДС вид нагрузки может быть определён из предшествующего расчёта общего НДС. Например, в расчётной схеме плоского кольцевого шпангоута (рис. 2,а) к общему НДС относятся прогиб упругой линии шпангоута f (рис. 2,б) и нормальное напряжение в наружном волокне верхнего пояса лонжерона {{s }}0; к местному НДС — распределение напряжений {{s }}и (рис. 2, в) по сечению С — С отверстия, расположенного в элементе шпангоута А — А, В — В.

В случае линейной упругости материала и малости перемещений (при линейном НДС) расчёт конструкции можно производить на единичные случаи нагружения. Например, НДС фюзеляжа рассчитывается отдельно при действии единичных значений силы p и изгибающего момента m, приложенных к оперению самолёта. НДС различных случаев совместного нагружения определяется сложением результатов расчётов НДС на единичные случаи нагружения с коэффициентами Kp и Km (суперпозиция результатов расчётов): P = Kpp, M = Kmm.

При нелинейном НДС суперпозиция недопустима. Например, при расчёте несущей способности поперечного сечения фюзеляжа самолёта учитываются нелинейные эффекты — пластичность материала и потери устойчивости элементов конструкции. Результаты расчёта НДС должны подтверждаться экспериментально (см. Тензометрия).

Лит.: Филин А. П., Прикладная механика твердого деформируемого тела, т. 1, М., 1975.

В. Ф. Воробьев.

Рис. 1. Модель расчёта напряжённо-деформированного состояния крыла малого удлинения.

Рис. 2. Расчётная схема плоского кольцевого шпангоута с радиусом упругой линии R и приложенными силами P (а) и результаты общего (б) и местного (в) напряжённо-деформированного состояния.

насадки аэродинамические —то же, что приёмники давлений.

научно-исследовательские институты и центры авиационные — организации, проводящие теоретические и экспериментальные исследования в различных областях авиационной науки и техники. Сфера их деятельности охватывает аэродинамику, динамику полёта и системы управления летательных аппаратов, конструкционные материалы и прочность авиационных конструкций, силовые установки и бортовое оборудование летательных аппаратов, вопросы эксплуатации авиационной техники и т. д. В задачи авиационных Н.-и. и. и ц. входит определение перспективных направлений развития авиационной техники, изыскание новых эффективных методов и средств совершенствования летательных аппаратов и внедрение их в практику авиастроения, научное (в том числе экспериментальное) обеспечение опытно-конструкторских работ по созданию новой авиационной техники и т. п. Для выполнения этих задач исследовательские организации имеют развитую (во многих случаях уникальную) экспериментальную базу.

Первые организации такого профиля появились в начале XX в. Создание их в России связано с именем Н. Е. Жуковского — организованы первые аэродинамические лаборатории в Московском университете (1902) и Императорском техническом училище (1910), а в 1904 в Кучине под Москвой основан первый специализированный Аэродинамический институт. Также по инициативе Жуковского в 1918 был учреждён Центральный аэрогидродинамический институт. В последующий период в ходе развития отечественной авиации и авиационной промышленности сеть научно-исследовательских институтов авиационного профиля в СССР непрерывно расширялась. Были созданы Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации, Центральный институт авиационного моторостроения, Всесоюзный научно-исследовательский институт авиационных материалов, Лётно-исследовательский институт, Государственный союзный сибирский научно-исследовательский институт авиации, Научно-исследовательский институт авиационной технологии и организации производства, Всесоюзный институт лёгких сплавов, Научно-исследовательский институт авиационного оборудования, Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем и ряд других научно-исследовательских организаций.

Также к началу XX в. относится зарождение авиационных Н.-и. и. и ц. за рубежом. В 1909 основали аэродинамические лаборатории Л. Прандтль в Гёттингене, А. Г. Эйфель и О. Рато в Париже. В 1915 в США был образован Национальный консультативный комитет по аэронавтике (National Advisory Committee for Aeronautics, NACA), под эгидой которого стали формироваться исследовательские центры. В 1958 он был реорганизован в Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. Одним из старейших является Королевский авиационный научно-исследовательский институт в Великобритании, образованный в 1918 на базе Королевского авиационного завода (Royal Aircraft Factory), на котором к тому времени получили широкое развитие проектные и исследовательские работы. Крупными исследовательскими организациями являются также Национальное управление авиационно-космических исследований во Франции и Научно-исследовательский институт авиации и космонавтики ФРГ. Подобные организации широкого профиля были созданы и во многих других странах: в Индии — Национальный авиационный институт (National Aeronautical Laboratory), основан в 1959; в Канаде — Национальный авиационный научно-исследовательский институт (National Aeronautical Establishment), основан в 1951; в КНР — Китайский аэродинамический научно-исследовательский центр (China aerodynamics research and development centre), образован в 1976; в Нидерландах — Национальный научно-исследовательский институт по авиации и космонавтике (National Luchten Ruimtevaar-laboratorium), основан в 1919; в Польше — Институт авиации (Instytut Lotnictwa), основан в 1926; в Румынии — Национальный институт научных и технологических исследований (Institut National de Creation Scientifique et Technique); в Чехословакии — Авиационный исследовательский и испытательный институт (Vyzkumny a Zkusebni Letecky Ustav), основан в 1922; в Швеции — Авиационный научно-исследовательский институт (Hygtekniska Forsoksantalten), основан в 1940; в Югославии — Институт воздухоплавательной техники (Vazduhoplovna tehnic'ki institut), основан в 1946; в Японии — Национальный институт по авиации и космонавтике (National Aerospace Laboratory), основан в 1955. И в указанных выше и в других зарубежных странах существуют научно-исследовательские организации более узкой специализации, работающие в области авиации и космонавтики.

научно-исследовательский институт авиации и космонавтики ФРГ (Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt fur Luft- und Raumfahrt, DFVLR) — ведущая организация ФРГ по научным исследованиям в области авиации и космонавтики. Институт образован в 1969 в результате объединения трёх ранее существовавших исследовательских центров авиационного профиля. Имеет отделения механики полёта и навигации, механики жидкости, материаловедения и конструкций, систем связи и изучения окружающей среды, энергетики, разработки проектов летательных аппаратов, экспериментальных установок. Исследовательские центры института располагают высокоразвитой экспериментальной базой.

научно-исследовательский институт авиационного оборудования (НИИАО). Создан в 1983 в г. Жуковском Московской области на базе филиала и специализированного КБ Лётно-исследовательского института. Является головным институтом авиационной промышленности России в области бортового оборудования летательных аппаратов и эргономики. В институте проводятся теоретические и экспериментальные исследования по созданию на базе новых физических принципов и технологий, структур перспективных образцов оборудования для самолётов и вертолётов различных типов, опытно-конструкторские разработки электронных бортовых комплексов и их элементов, систем отображения информации и органов управления пилотируемых космических аппаратов, комплексных тренажёров для подготовки космонавтов. Институт располагает вычислительным центром, экспериментально-стендовой базой для проведения исследований и отработки комплексов, систем и отдельных образцов бортового оборудования, опытным и макетно-экспериментальным производством. Издаёт тематические сборники.

научно-исследовательский институт авиационной технологии и организации производства (НИАТ) — организован из Центрального института труда, созданного в 1920 А. К. Гастевым в Москве. Указанное название с 1947. Имеет несколько филиалов в других городах. В состав института входят ряд специализированных технологических конструкторских отделений. Основные задачи института: технологическое обеспечение создания новых образцов авиационной техники; постоянное повышение эффективности и технического уровня серийного производства в целях повышения производительности труда и качества продукции; разработка общих теоретических основ технологии и научных основ всех видов технологических процессов; совершенствование методов и средств технологической подготовки производства; разработка новых технологических процессов изготовления заготовок, обработки деталей, их сборки и контроля; разработка методов и средств комплексной механизации и автоматизации производства; повышение качества, надёжности и ресурса изделий технологическими методами; совершенствование организации и управления производством; подготовка научных кадров. Издаются “Труды” института (с 1948). Награждён орденом Трудового Красного Знамени (1966).

научно-производственное объединение имени С. А. Лавочкина — берёт начало от авиационного завода №301, образованного в 1937 в г. Химки Московской области на базе мебельной фабрики. Завод серийно выпускал самолёты УТ-2, УТ-3, Як-1, Як-7. В ОКБ, организованном при заводе, сначала проводились (под руководством А. А. Дубровина) работы по созданию учебно-тренировочного истребителя на основе французского самолёта “Кодрон”, а в 1939 оно было передано С. А. Лавочкину, В. П. Горбунову и М. И. Гудкову, по проекту которых на заводе были изготовлены истребители ЛаГГ-1 и ЛаГГ-3. Для обеспечения серийного производства ЛаГГ-3 Лавочкин (с частью ОКБ) был переведён в ноябре 1940 на завод №21 в Горьком, а Горбунов — на завод №31 в Таганроге; Гудков продолжил работы по дальнейшему развитию ЛаГГ-3 в Химках. В октябре 1941 завод был эвакуирован в Новосибирск, а на его месте образован ремонтный завод, проводивший в годы Великой Отечественной войны капитально-восстановительный ремонт боевых самолётов (в том числе непосредственно в воинских частях), а также сборку самолётов из привозных узлов (было собрано и сдано 397 самолётов). ОКБ Лавочкина в Горьком создало в годы войны истребители Ла-5 и Ла-7. В октябре 1945 авиационное опытное производство в Химках было воссоздано (снова как завод №301), и возглавил его Лавочкин. Здесь были продолжены разработки его самолётов (см. статью Ла), а в 50-х гг. были также развёрнуты работы по ракетной технике: созданы комплексы зенитных управляемых ракет, стратегическая крылатая ракета “Буря” с маршевым прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В 1960 предприятие стало именоваться Государственным союзным машиностроительным заводом имени С. А. Лавочкина, а в 1974 получило указанное название.

С середины 60-х гг. специализируется в области беспилотных космических средств для исследований околоземного пространства, Луны, планет и малых тел Солнечной системы дистанционными и контактными методами и астрофизических наблюдений. Созданы автоматические космические аппараты и межпланетные станции серий “Луна”, “Венера”, “Марс”, самоходные автоматические зонды (типа “Луноход” и др.), автоматические аппараты по международным проектам “Вега” и “Фобос”, автоматической обсерватории “Астрон”, “Гранат” и другие объекты космической техники. В этот период с предприятием связана деятельность таких конструкторов и учёных, как Г. И. Бабакин, В. М. Ковтуненко. Предприятие награждено орденом Ленина (1944), двумя орденами Трудового Красного Знамени (1956, 1971).

И. Л. Шевалев.

научно-производственное объединение “Молния”. Образовано в 1976. В НПО были включены КБ “Молния” (Москва), Машиностроительное КБ “Буревестник” (Москва) и Экспериментальный машиностроительный завод. В НПО “Молния” под руководством Г. Е. Лозино-Лозинского разработан планёр орбитального корабля многоразового использования “Буран”.

научно-производственное объединение “Сатурн” имени А. М. Люльки — разработчик авиационных двигателей семейства АЛ. Образовано в 1982 на основе московского Машиностроительного завода “Сатурн”. В числе предприятий, входящих в НПО — Машиностроительное конструкторское бюро “Гранит”. С 1984 НПО носит имя А. М. Люльки.

научно-экспериментальный центр автоматизации управления воздушным движением (НЭЦ АУВД). Учреждён в январе 1974 в Москве. Создание НЭЦ АУВД связано с интенсивным развитием воздушного транспорта, необходимостью повышения уровня безопасности, регулярности и экономичности полётов самолётов и вертолётов гражданской авиации. Является головным НИИ по вопросам развития и совершенствования Единой системы управления воздушным движением страны; разработки, испытаний и внедрения перспективных автоматизированной систем управления воздушным движением; наземных и бортовых технических средств навигации, посадки и связи; ведёт научные исследования по эргономическому обеспечению управления воздушным движением и подготовке диспетчерского состава. Имеет лабораторную базу для проведения всех видов исследований по закреплённой тематике. С 1979 на НЭЦ АУВД возложены функции международного научно-экспериментального центра УВД для совершенствования и дальнейшего развития систем и средств управления воздушным движением. НЭЦ АУВД представляет гражданскую авиацию страны в Международная организация гражданской авиации и других международных организациях.

национальная принадлежность воздушного судна — см. в статье Воздушное судно.

национальное управление авиационно-космических исследований (Office National d'Etudes et de Recherches Aerqspatiales, ONERA) — ведущая организация Франции по научным исследованиям в области авиации и космонавтики. Основана в 1946. Находится в ведении министерства обороны, тесно сотрудничает с организациями других ведомств. Имеет отделения аэродинамики, энергетики, прочности конструкций, материалов, общей физики, комплексных исследований, больших экспериментальных установок, средств информации. Исследовательские центры управления располагают высокоразвитой экспериментальной базой.

национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства, НАСА (National Aeronautics and Space Administration, NASA), — правительственная организация США, обеспечивающая координацию и выполнение работ по программам освоения космоса и развития авиации. Создана в 1958 на базе Национального консультативного комитета по аэронавтике (National Advisory Committee for Aeronautics, NACA), существовавшего с 1915. Основные задачи НАСА: создание научно-технического задела для разработки перспективных летательных аппаратов на основе проведения теоретических и экспериментальных исследований; содействие внедрению научно-технических достижений и совершенствованию находящихся в эксплуатации гражданских и военных летательных аппаратов; разработка и испытания летательных аппаратов различного назначения, в том числе беспилотных и пилотируемых космических аппаратов; осуществление национальных программ в области освоения космоса, а также в рамках международных и двусторонних соглашений США с другими странами.

В состав НАСА входят пять программно-целевых бюро для руководства, планирования и организации выполнения работ: бюро научно-технических проблем авиации и космонавтики (Office of Aeronautics and Space Technogy, OAST) — руководит программами разработки перспективной авиационной и космической техники, созданием экспериментальных летательных аппаратов и проведением их демонстрационных испытаний, координирует все перспективные исследования и разработки, обеспечивает научно-техническую помощь другим организациям; бюро космических научных исследований и прикладных работ (Office of Space Science and Applications, OSSA); бюро по разработке космических транспортных систем (Office of Space Transportation Systems Acquisition, OSTSA); бюро по эксплуатации космических транспортных систем (Office of Space Transportation Systems Operation, OSTSO) и бюро по слежению и обработке данных космических полётов (Office of Space Tracking and Data Systems, OSTDS).

НАСА имеет 11 научно-исследовательских центров, которые располагают крупной экспериментальной базой, аэродинамическими дозвуковыми и гиперзвуковыми трубами, газодинамическими установками (гелиевые, азотные, ударные, импульсные трубы, газодинамические установки с нагревом), акустическими камерами, стендами для прочностных и усталостных испытаний и др. Центры НАСА, основная деятельность которых связана с научными исследованиями в области авиации, созданием и совершенствованием летательных аппаратов, проведением их испытаний: Научно-исследовательский центр имени Ленгли (Langley Research Center, LaRC), основан в 1917; Научно-исследовательский центр имени Эймса (Ames Research Center, ARC), основан в 1940; Лётно-испытательный центр имени Драйдена (Hugh L. Dryden Flight Research Center, DFRC), основан в 1947, с 1981 включён в состав Научно-исследовательского центра имени Эймса; Научно-исследовательский центр имени Льюиса (Lewis Research Center, LeRC), основан в 1941.

В других центрах НАСА проводятся в основной разработка, производство и испытания космической техники, запуск космических аппаратов, а также исследования в области космонавтики. Крупнейшие из них: Центр космических полётов имени Маршалла (George С. Marshall Space Flight Center, MSFC), создан в 1960; Космический центр имени Л. Джонсона (Lyndon В. Johnson Space Center, JSC), введён в эксплуатацию в 1963; Космический центр имени Дж. Кеннеди (John F. Kennedy Space Center, KSC), основан в 1956; Центр космических полётов имени Годдарда (Qoddard Space Flight Center, QSFC), основан в 1959. По размерам финансирования федеральным правительством НАСА занимает второе место после Министерства обороны США.

В. В. Беляев.

нашлемный визир — совокупность размещаемых на шлеме лётчика-оператора и в кабине самолёта оптико-электронных устройств, обеспечивающих сопровождение цели (объекта) поворотом головы и определение угловых координат линии визирования, цели по положению головы лётчика-оператора. На шлеме установлены коллиматорный оптический визир с полупрозрачным отражательным стеклом (размещается в поле зрения одного из глаз лётчика) и фотоприёмники системы съёма координат, воспринимающие излучение специальных оптических облучателей. В кабине самолёта находятся облучатели, а также электронный блок системы съёма координат, преобразующий сигнал фотоприёмников в сигналы, пропорциональные углам поворота головы лётчика в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Угловые координаты цели (объекта), полученные с помощью Н. в., используются для выдачи углового целеуказания головкам самонаведения управляемых ракет перед их пуском, а также бортовым радиолокационным станциям и оптико-электронным станциям для решения задач прицеливания при стрельбе и бомбометании, для коррекции навигационных систем по ориентирам с известными географическими координатами. Дальность действия Н. в. определяется дальностью визуального обнаружения и сопровождения цели, а зона действия по углам составляет {{±}}(60—90){{°}} (у индикатора на лобовом стекле не более 20{{°}}) — и ограничивается предельными углами поворота головы лётчика-оператора в полёте. Коллиматорный оптический визир может быть заменён малогабаритным нашлемным индикатором телевизионного типа, позволяющим выводить непосредственно перед глазом лётчика-оператора пилотажную и обзорную информацию, полученную от бортовой радиолокационной станции, оптико-телевизионного визира, тепловизора и пилотажных датчиков самолёта, что обеспечивает одновременное сопровождение цели в широком диапазоне углов и контроль режимов полёта без обращения к индикаторам на приборной доске самолёта. Первые сведения о разработках Н. в. относятся к концу 60-х — началу 70-х гг. Н. в. используются на самолётах-истребителях и боевых вертолётах.

А. Г. Зайцев.

Недбайло Анатолий Константинович (р. 1923) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1970), дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1941. Окончил Ворошиловградскую военную авиационную школу пилотов (1943), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-штурмовиком, командиром звена, командиром эскадрильи. Совершил 219 боевых вылетов. После войны на преподавательской и руководящей работе в военно-учебных заведениях ВВС. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденом Отечественной войны 2-й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом “За службу Родине в Вооружённых Силах СССР” 3-й степени, медалями. Бронзовый бюст в г. Изюме Харьковской области.

Соч.: В гвардейской семье, Киев, 1975.

Лит.: На “летающем танке”, в кн.: Подвиги во имя Отчизны, Харьков, 1974.

Неждановский Сергей Сергеевич (1850—1940) — русский изобретатель, конструктор и исследователь в области летательных аппаратов. Окончил Московский университет (1873), в течение многих лет сотрудничал с Н. Е. Жуковским. В 1880-x гг. исследовал различные проблемы создания реактивных летательных аппаратов, в середине 1890-х гг. предложил ряд оригинальных схем вертолётов (двухвинтовая с перекрытием несущих винтов, одновинтовая с аэродинамическим рулём, одновинтовая с рулевым винтом), предложил несущий винт с приводом от реактивных горелок, установленных на концах лопастей и др. В 1893 выдвинул идею самолёта бесфюзеляжной схемы с крылом толстого профиля (“летающее крыло”). Записи Н. были обнаружены лишь в конце 1950-х гг., поэтому результаты его изысканий не были использованы в практических разработках. В различные периоды своей деятельности, в том числе во время работы в Кучинском аэродинамическом институте (1904—1906) и в Центральном аэрогидродинамическом институте (1919—1929), Н. занимался разработкой и испытаниями воздушных змеев, змеев-планёров, летающих моделей (в том числе изучением устойчивости и управляемости этих устройств), воздушных винтов, аэросаней, глиссеров и т. п.

Лит.: История воздухоплавания и авиации в СССР, под ред. В. А. Попова, М., 1944; Чаплыгин С. А., Работы С. С. Неждановского по планерам, аэропланам..., Собр. соч., т. 3, М.—Л., 1950.

Нейланд Владимир Яковлевич (р. 1932) — советский учёный в области механики, член-корреспондент АН СССР (1987). После окончания Московского физико-технического института (1956) работает в Центральным аэрогидродинамическом институте (с 1987 заместитель начальника), преподаёт в Московском физико-техническом институте (с 1966, проф. с 1979). Исследовал взаимодействие пограничного слоя с внешними сверхзвуковыми и гиперзвуковыми потоками и скачков уплотнения с пограничным слоем. Разработал асимптотическую теорию отрыва ламинарного пограничного слоя в этих условиях. Создал методики определения аэродинамических характеристик и аэродинамического нагревания гиперзвуковых летательных аппаратов. Премия имени Н. Е. Жуковского (1969, 1974). Награждён орденом “Знак Почёта”.

Соч.: К теории отрыва ламинарного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке газа, “Известия АН СССР, сер. Механика жидкости и газа”, 1969, №4; Асимптотическая теория отрыва и взаимодействия пограничного слоя со сверхзвуковым потокам газа, “Успехи механики”, 1981, т. 4, в. 2.

В. Я. Нейланд.

Некрасов Александр Иванович (1883—1957) — советский учёный в области теоретической механики и аэро- и гидромеханики, академик АН СССР (1946; член-корреспондент 1932), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1947). Окончил Московский университет (1906); ученик Н. Е. Жуковского и С. А. Чаплыгина. В 1906—1911 преподавал математику и физику в средних учебных заведениях Москвы, вёл педагогическую работу в ряде вузов; в 1911—1956 (с перерывом) работал в Московском университете (в 1911—1917 доцент, с 1918 профессор, заведующий кафедрой теоретической механики). С 1930 заместитель начальника Центрального аэрогидродинамического института по науке. Был необоснованно репрессирован и в 1937—1943 находился в заключении, работая в ЦКБ-29 НКВД над новой авиационной техникой. В 1943—1956 начальник и консультант теоретической и расчётной части ОКБ А. И. Туполева; с 1945 заведующий отделом аэромеханики Института механики АН СССР. Основные исследования посвящены фундаментальным проблемам аэро- и гидродинамики и математики, в особенности теории волн и струй, теории флаттера, линейным и нелинейным интегральным и интегро-дифференциальным уравнениям. Первый лауреат премии имени Н. Е. Жуковского (1922). Государственная премия СССР (1952). Награждён орденами Ленина, Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Собр. соч., т. 1—2, М., 1961—1962.

А. И. Некрасов.

Неман Иосиф Григорьевич (1903—1952) — советский учёный и конструктор в области авиационной техники, профессор (1938). Участник Гражданской войны. Окончил Харьковский технологический институт (1929). С 1926 в КБ К. А. Калинина (впоследствии начальник отдела, заместитель главного конструктора). Принимал участие в создании пассажирских самолётов К-3, К-4, К-5. С 1932 руководитель КБ, с 1936 главный конструктор ОКБ. В 1931—1938 и 1944—1952 заведующий кафедрой конструкций самолётов Харьковского авиационного института. Под руководством Н. созданы скоростной пассажирский самолёт ХАИ-1 [первый в Европе самолёт с убирающимся в полёте шасси (рис. в таблице XII)], учебно-боевой самолёт ХАИ-3, скоростные разведчики ХАИ-5 (Р-10) и ХАИ-6, штурмовики “Иванов”, ХАИ-51, ХАИ-52. Был необоснованно репрессирован и в 1939—1941 находился в заключении, работая при этом в ЦКБ-29 НКВД (принимал участие в создании бомбардировщиков Пе-2 и Ту-2). Награждён орденом Красной Звезды.

И. Г. Неман.

непосредственное управление подъёмной и боковой силами (НУПБС) — создание подъёмной и боковой сил (см. Аэродинамические силы и моменты) за счёт дополнительных органов управления (интерцептор, киль и др.) без изменения угла атаки {{a }} и угла скольжения {{b }} или изменение ориентации летательного аппарата без изменения аэродинамических нагрузок (перегрузки п). Например, для изменения скорости V обычного (без системы НУПБС) самолёта без изменения высоты H полёта необходимо изменить угол атаки, изменение курса {{Y }} летательного аппарата без изменения угла крена {{g }} вызывает его скольжение. НУПБС наряду с традиционными формами движения (см. формы I и II в таблице), обеспечиваемыми созданием управляющих моментов по тангажу, крену и рысканию и регулированием тяги двигателей, позволяет реализовать раздельное (независимое) управление тремя группами фазовых координат (см. формы III—V в таблице и на рис. 1):

угловыми координатами, определяющими ориентацию летательного аппарата относительно земли (углы тангажа {{J }} и крена, курс) при фиксированных углах ориентации летательного аппарата относительно вектора скорости (углы {{a }} и {{b }});

линейными координатами (высота и боковое смещение z) при фиксированных значениях {{J }}, {{g }} и {{Y }};

угловыми координатами {{J }}, {{g }} и {{Y }} при заданных законах изменения линейных координат (например, H = const) и неизменном значении перегрузок.

Использование НУПБС расширяет возможности применения летательного аппарата, повышает его эффективность. Две формы движения — III и IV — придают летательному аппарату новые динамические свойства при стабилизации угловых и линейных координат, приближая их к интегрирующему звену (см. Передаточная функция) по регулируемому параметру. За счёт этого существенно упрощается ручное управление летательным аппаратом, повышается точность стабилизации и управления угловыми и линейными координатами. Эти формы движения могут быть полезными лётчику при дозаправке в воздухе, полёте строем, заходе на посадку и при посадке, для точной стабилизации угла тангажа и курса, компенсации сноса самолёта боковым ветром, а также в ряде других более сложных задач, требующих точного управления комбинациями линейных и угловых координат. При построении систем автоматического управления летательного аппарата введение НУПБС в III и IV формах движения облегчает построение контура стабилизации полёта, упрощает решение задачи обеспечения устойчивости замкнутой системы “лётчик — самолёт” (см. Лётчик).

V форма движения обеспечивает изменение угловой ориентации летательного аппарата при неизменной траектории движения. Это свойство летательного аппарата с НУПБС может быть полезным, в частности при решении некоторых задач управления при полётах на малых высотах и во всех случаях, когда при обычном управлении движением летательным аппаратом по траектории возникает нежелательное изменение его угловой ориентации. Прямой эффект от V формы — расширение зон обзора.

Примерами НУПБС являются использование поворотных крыльев на некоторых ракетах, управление общим шагом несущего винта вертолёта.

В качестве органов НУПБС на самолётах для создания подъёмной силы могут использоваться элементы механизации крыла (в первую очередь его задней кромки) совместно с задним или передним горизонтальным оперением (рис. 2,а), а для создания боковой силы — руль направления вместе со специально устанавливаемыми рулевыми поверхностями на передней или центральной части фюзеляжа (рис. 2,б). Для целей НУПБС возможно использование и других способов (совместное и дифференциальное отклонение секций тормозных щитков, интерцепторов, горизонтального оперения и т. д.).

Как правило, органы, используемые для НУПБС, создают при своём отклонении не только аэродинамическую силу (подъёмную или боковую), но и моменты (моменты тангажа, крена и рыскания). Целесообразно с помощью основных органов управления самолёта, создающих моменты тангажа, крена и рыскания, обеспечить возможность в режимах НУПБС полной или частичной компенсации моментов от органов НУПБС.

В системе автоматического управления реализация раздельных форм движения по фазовым координатам может быть обеспечена двумя способами: введением жёсткой стабилизации соответствующей группы фазовых координат за счёт глубоких отрицательных обратных связей по этим параметрам движения (например, управление малыми перемещениями по высоте и боковому отклонению можно обеспечить за счёт НУПБС при наличии жёсткой стабилизации курса и углов тангажа и крена — рис. 3,а); организацией на входе в исполнительную часть системы управления функциональных перекрёстных связей между каналами управления, а также обратных перекрёстных связей по параметрам движения данной формы для компенсации аэродинамических взаимовлияний каналов управления и фазовых координат (рис. 3,б). При использовании таких принципов управления с органами НУПБС летательного аппарата в управляемом движении описывается более простыми передаточными функциями, что позволяет упростить некоторые подсистемы системы автоматического управления и, следовательно, повысить их надёжность.

Необходимость использования той или иной формы движения определяется конкретной задачей пилотирования. При изменении этапа полёта и задачи пилотирования производится переключение системы управления с одной формы на другую. Поскольку число возможных форм движения велико, в кабине могут дополнительно устанавливаться специальные рычаги управления.

Требования к эффективности органов НУПБС (см. Эффективность органов управления) зависят от конкретной задачи пилотирования. Так, в задачах типа дозаправки, требующих прецизионного управления при отсутствии жёстких ограничений по времени, необходимые для управления перегрузки не превышают nу » 0,1. В других задачах точного управления, в особенности при дефиците времени, требуемые перегрузки существенно повышаются (до nу » 1).

При использовании НУПБС в широком диапазоне режимов полёта необходимы высокая степень автоматизации и применение цифровой вычислительной техники. Организация НУБПС на летательном аппарате оказывает влияние на его облик и может привести к некоторому ухудшению его лётных данных (за счёт увеличения массы конструкции, повышения аэродинамического сопротивления). Это следует учитывать при общей оценке эффективности летательного аппарата.

Исследования НУПБС в СССР и за рубежом начались в конце 60-х гг. Первый практический опыт применения НУПБС (1970) — на самолёте Локхид L-1011 (США) для режима посадки; осуществлялось непосредственное управление подъёмной силой с целью повышения быстродействия по перегрузке в канале управления продольным движением. Исследования по применению НУПБС на манёвренных самолётах проводились в США и ФРГ в 70-х гг. В США были созданы летающие лаборатории по экспериментальной оценке эффективности НУПБС в воздушном бою и при атаке различных целей на базе самолётов Дженерал дайнемикс F-16, Воут F-8 и др. В начале 80-х гг. по программе AFTI (программа исследований по созданию усовершенствованного истребителя) в США был создан и прошёл лётные испытания экспериментальный вариант самолёта AFTI/F-16 с системой НУПБС и цифровой системой управления. В СССР НУПБС было реализовано на летающих лабораториях, созданных на базе самолётов Су-9 и МиГ-23.

По сведениям зарубежной печати авиационные фирмы США и некоторых западноевропейских стран предусматривают применение НУПБС на перспективных военных самолётах (истребителях и истребителях-бомбардировщиках) 1990—2000-х гг.

Л. И. Загайнов.

Форма движения

Продольное движение

Боковое движение

Задача управления

Характерные параметры*

Задача управления

Характерные параметры*

I

Управление скоростью

V ¹ const

ny ¹ const

a = const

Управление креном

g ¹ const

b ¹ const

II

Управление тангажом

J ¹ const

a ¹ const

ny ¹ const

V ¹ const

Управление (балансировка) скольжением

b ¹ const

Y ¹ const

nx ¹ const

g = const

III

Управление изолированным тангажом

J ¹ const

a = const

ny ¹ const

V = const

Управление курсом

Y ¹ const

b = const

g = const

nx = const

IV

Управление вертикальным перемещением

ny ¹ const

a ¹ const

J = const

V = const

Управление боковым перемещением

nx ¹ const

b ¹ const

Y = const

g = const

V

Управление поворотом фюзеляжа

J ¹ const

a ¹ const

ny = const

V = const

Управление поворотом фюзеляжа

Y = const

b = const

nx = const

g = const

* Кроме управляемого параметра (указан первым) приведены параметры, которые необходимо изменить или сохранить постоянными при решении поставленной задачи.

Рис. 1. Формы продольного (а) и бокового (б) движений самолёта (соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях) при использовании НУПБС.

Рис. 2. Органы непосредственного управления подъёмной (а) и боковой (б) силами: 1 — элевон; элемент механизации крыла; 2 — стабилизатор (или дестабилизатор 3); 4 — руль направления; 5 — рулевая поверхность на центральной (или на передней — 6) части фюзеляжа; ·  — центр масс; {{D }}Y1 и {{D }}Y2 — приращения подъёмной силы, вызванные отклонениями элевонов (или элементов механизации крыла) и стабилизатора (дестабилизатора); {{D }}Y{{S }} = {{D }}Y1 + {{D }}Y2 — суммарное приращение подъемной силы; {{D }}Z1 и {{D }}Y2 — приращения боковой силы, вызванные отклонениями руля направления и рулевой поверхности; {{D }}Z{{S }} = {{D }}Z1 + {{D }}Z2 — суммарное приращение боковой силы; G — вес летательного аппарата.

Рис. 3. Структурные схемы систем управления летательного аппарата с НУПБС с жёсткой стабилизацией фазовых координат (а) и с перекрёстными связями (б): {{Y }}зад, {{J }}зад и {{g }}зад — заданные по условиям полёта курс, углы тангажа и крена, а {{D Y }}, {{D J }}и {{D g }} — отклонения текущих значений от заданных, Hком и zком — команды, задающие изменения H и z; {{d }}э, {{d }}н, {{d }}я и {{y }}ст — соответственно углы отклонения элевонов, руля направления, рулевой поверхности и стабилизатора (дестабилизатора); {{w }}x, {{w }}y — угловые скорости крена и рыскания.

неравновесное течение — течение газа, в котором время релаксации сравнимо с характерным временем течения в условиях проявления реального газа эффектов, в том числе скачка конденсации и сопутствующего ему переохлаждения потока. Кроме того, в многофазных средах рассматривают неравновесный тепло- и массообмен и обмен импульсом между фазами. Энергетической характеристикой Н. т. является степень неравновесности — отношение энергии, связанной с проявлением соответствующего релаксационного процесса, к энтальпии торможения потока (см. Торможения параметры). Так, для течения двухатомного газа с возбуждением колебаний атомов максимальное значение степени неравновесности 0,22. Поскольку релаксационные явления влияют на теплопередачу и аэродинамические характеристики тел, причём это влияние может быть немонотонным неравновесное обтекание, например клина, сопровождается искривлением ударной волны и изменением распределения давления по его поверхности. При этом значения координат центра давления и производных аэродинамических коэффициентов cy и mz, по углу атаки {{α}} могут выходить за пределы интервала значений, которые реализуются в равновесном течении и замороженном течении. Н. т. в аэродинамических трубах по мере разгона потока сменяется замороженным, и газ в рабочей части находится в диссоциированном (возбуждённом) состоянии, что ограничивает эксплуатационные возможности установок. Так, для воздуха при температуре торможения T0 = 8000 К и полном давлении р0 = 10 МПа состав газа в рабочей части типичной высокоэнтальпийной аэродинамической трубы (трубы с высокими параметрами торможения) соответствует показателю адиабаты 1,46, причём с диссоциированным состоянием связано около 20% энтальпии торможения. Эта энергия может выделиться в поле течения у испытываемой в аэродинамической трубе модели и заметно повлиять на релаксационные явления в нём. Например, при неравновесном обтекании клина в атмосфере давление по его образующей падает, а при обтекании возбужденным потоком в аэродинамической трубе оно может расти. Всё это указывает на невозможность моделирования натурных условий неравновесного обтекания летательного аппарата.

Лит.: Неравновесные физико-химические процессы в аэродинамике, М., 1972.

А. В. Чирихин.

неразрывности уравнение — фундаментальное уравнение аэро- и гидродинамики, выражающее в дифференциальной форме закон сохранения массы в потоке: d{{r }}/dt + div({{r }}V) = 0, где {{r }} — плотность, t — время, V — вектор скорости потока. Впервые Н. у. было получено Л. Эйлером (1755), рассматривавшим баланс расхода жидкости через элементарный объём в предположении, что в потоке сплошной среды отсутствуют источники или стоки массы. Это уравнение равносильно утверждению, что в достаточно малой окрестности любой точки течения изменения плотности вещества и потока массы через эту окрестность равны по численному значению и противоположны по знаку. Н. у. можно записать в другой форме:

{{формула}}

где D/Dt — так называемая полная, или субстанциональная, производная, и интерпретировать так: относительные скорости изменения плотности и элементарного объёма жидкости равны по численному значению и противоположны по знаку. Для несжимаемой жидкости ({{ρ}} = const) H. у. принимает наиболее простой вид: divV = 0. Поле течения, описываемое этим уравнением, называют трубчатым, или соленоидальным. Н. у. в дифференциальной форме справедливо всюду за исключением точек, линий или поверхностей, где плотность или скорость терпят разрыв. В этом случае Н. у. должно использоваться в интегральной форме. Н. у. замыкает Навье — Стокса уравнения, Эйлера уравнения. См. также Сохранения законы.

В. А. Башкин.

нервюра (французское nervure, от латинского nervus — жила, сухожилие) — поперечный элемент силового набора крыла и оперения летательного аппарата. Выполняет следующие функции: создаёт и сохраняет контур сечения, в частности препятствует сближению верхних и нижних панелей при изгибе, подвергаясь при этом сжатию; перераспределяет нагрузку между элементами продольного силового набора; воспринимает воздушную нагрузку с обшивки, силы внутреннего давления в баковых отсеках, сосредоточенные усилия с узлов крепления органов управления и т. п. По конструкции различают нервюры балочные, ферменные, рамные и комбинированные. Н. могут быть нормальными или усиленными.

Иногда функции Н. выполняют поперечные рёбра панели и стойки, соединяющие верхние и нижние панели. Н. связываются с элементами продольного набора, узлами и панелями заклёпочными или болтовыми соединениями, сваркой.

несжимаемая жидкость — модель среды, плотность которой остаётся неизменной при изменении давления и является её физической характеристикой. Для Н. ж. скорость распространения малых возмущений (скорость звука) равна бесконечности, поэтому любое возмущение, вносимое в какую-либо точку потока, мгновенно передаётся всему полю течения. В реальных жидкостях и газах скорость звука имеет конечное значение. В стационарном потоке достаточным условием для применения модели Н. ж. является условие малости скорости движения по сравнению со скоростью звука. В нестационарном потоке, кроме этого, необходимо, чтобы время, в течение которого звук, сигнал пройдёт расстояние, равное характерному линейному размеру, было много меньше времени, в течение которого заметно изменяется движение среды. В силу сказанного модель Н. ж. свойственна многим прикладным задачам (движение кораблей в воде, полёт самолёта с малыми дозвуковыми скоростями, на режиме взлёта и посадки и т. д.), а её использование значительно упрощает их решение.

Поле течения идеальной Н. ж. (см. Идеальная жидкость) определяется неразрывности уравнением и Эйлера уравнениями; энергии уравнение выпадает из рассмотрения из-за постоянства удельной внутренней энергии среды. Для вязкой Н. ж. обычно предполагается постоянство коэффициента переноса (см. Переносные свойства среды); это позволяет сначала проинтегрировать совмещенное уравнение неразрывности и количества движения уравнение, а затем для найденных полей скоростей и давлений — уравнение притока теплоты, определяющее поле температуры. Однако для некоторых Н. ж. зависимость коэффициента переноса от температуры является очень сильной, поэтому при исследовании их движения эту систему уравнений необходимо решать совместно.

В. А. Башкин.

нестационарное течение, неустановившееся течение, — течение жидкости или газа, в точках поля которого (в данной системе координат) газодинамические переменные изменяются во времени. Степень нестационарности течения характеризуется одним из подобия критериев — Струхала числом Sh. В уравнения динамики жидкости, записанные в безразмерном виде, это число входит как коэффициент при частных производных по времени (значение Sh = 0 соответствует стационарному течению).

В случае Sh < < l зависимость аэродинамических характеристик от времени является параметрической (см. Квазистационарное течение). Решение задачи представляется в виде разложений искомых величин в ряды по малому Sh около стационарных значений. Такой подход обычно применяется в задачах динамики полёта и в ряде задач аэроупругости (например, реверс). При числах Sh ~ l течение является существенно нестационарным. Изучение его закономерностей важно для ряда прикладных задач, например расчёт обтекания несущего винта вертолёта, высокочастотный флаттер, бафтинг.

Н. т. идеальной несжимаемой жидкости вследствие бесконечной скорости распространения возмущений мгновенно перестраивается под влиянием изменяющихся граничных условий, поэтому потенциал скорости в безвихревом течении удовлетворяет уравнений Лапласа, как и в стационарном течении. Нестационарность влияет лишь на поле давления, вычисляемое по известному полю скоростей с помощью интеграла Коши — Лагранжа (см. Гидродинамика).

Расчёт нестационарного обтекания сжимаемым газом более сложен, так как уравнение для потенциала скорости нелинейно и содержит производные по времени. В общем случае эта задача решается численными методами. Для многих приложений нестационарной аэродинамики оказываются достаточными решения, получаемые в рамках линеаризованной теории течений. В некоторых случаях необходим совмещенный учёт нестационарности течения и вязкости жидкости, например, при объяснении механизма машущего полета насекомых.

Лит.: Майлс Дж. У., Потенциальная теория неустановившихся сверхзвуковых течений, пер. англ., М., 1963; Белоцерковский С. М., Скрипач Б. К., Табачников В. Г., Крыло в нестационарном потоке газа, М., 1971; Седов Л. И., Плоские задачи гидродинамики и аэродинамики, 3 изд., М., 1980.

В. И. Голубев.

Нестеров Пётр Николаевич (1887—1914) — русский лётчик, один из пионеров высшего пилотажа, штабс-капитан. Окончил Петербургскую офицерскую воздухоплавательную школу (авиационный отдел) со званием военного лётчика (1913). Служил в авиационных отрядах в Киеве (с февраля 1914 начальник 11-го корпусного авиационного отряда). Разработал и внедрил в практику полетов глубокие крены. Впервые выполнил ряд фигур пилотажа, в том числе 27 августа (9 сентября.) 1913 “мёртвую петлю”, названную впоследствии петлёй Н. Разрабатывал вопросы взаимодействия авиации с наземными войсками и ведения воздушного боя. В 1914 совершил ряд перелётов (Киев — Одесса — Севастополь, Киев — Гатчина и Москва — Гатчина), провёл лётные испытания самолёта с хвостовым оперением собственной конструкции, приступил к постройке моноплана по своему проекту на московском заводе “Дукс”. С начала Первой мировой войны находился в действующей армии, выполнил 7 боевых вылетов. 26 августа (8 сентября) 1914 совершил первый в мире воздушный таран, сбив австрийский самолет; при этом сам погиб. Его именем назван город Львовской области, а также одна из малых планет. В его честь учреждён переходящий кубок Международной авиационной федерации. Портрет см. на стр. 374.

Лит.: Трунов К. И., Голышев М. И., Нестеров, М., 1971.

П. Н. Нестеров.

Нестерова кубок — переходящий приз, учреждённый Международной авиационной федерацией (ФАИ) в 1960 по предложению Федерации авиационного спорта СССР и названный именем П. И. Нестерова. Н. к. вручается на чемпионате мира по высшему пилотажу на поршневых самолётах (проводится один раз в два года) мужской национальной команде, занявшей 1-е место в командном зачёте по программе чемпионата мира. Хранится у победителей до следующего чемпионата. Н. к. завоёвывали команды: Венгрии (1960), Чехословакии (1962, 1978), СССР (1964, 1966, 1976, 1982, 1986), ГДР (1968), США (1970, 1972, 1980, 1934, 1988), Франции (1990); в 1974 чемпионат не проводился. Н. к. становится собственностью национального аэроклуба, команда которого 3 раза подряд завоюет звание чемпиона мира.

Нестерова петля, мёртвая петля, петля, — фигура пилотажа: замкнутая кривая в вертикальной плоскости, расположенная выше точки входа в фигуру (см. рис.). На участках ввода и вывода нормальная перегрузка существенно превышает единицу: на участке ввода она равна 4—6 и достигается за 2—4 с. Восходящая часть выполняется на форсажном или максимальном режиме работы двигателя с примерно постоянным углом атаки, нисходящая часть, как правило, на режиме малого газа. Вывод осуществляется при повышенных режимах работы двигателя для поддержания потребной скорости полёта. Сочетание начальной высот и скоростей полёта, при которых выполнение Н. п. возможно, ограничено. Н. п. является основной фигурой сложного пилотажа. Остальные фигуры пилотажа в вертикальной плоскости являются её элементами или содержат их. Названа по имени русского лётчика П. И. Нестерова, впервые в мире выполнившего её 27 августа (9 сентября) 1913. Теоретическое обоснование этой траектории дано Н. Е. Жуковским в 1891.

Лит.: Жуковский Н. Е., О парении птиц, М., 1910.

Петля Нестерова.

несущая поверхность — 1) теоретическая схема, на основе которой моделируется обтекание крыла или несущего винта. В отличие от схемы несущей нити (см. Крыла теория) в ней изучается закон изменения аэродинамических сил не только по размаху крыла, но и вдоль его хорд. Наиболее распространённой является схема бесконечно-тонкой Н. п., когда тело заменяют срединной поверхностью, на неё переносятся граничные условия и на ней располагают вихри присоединенные. Будучи наиболее простой, эта схема не позволяет правильно моделировать картину распределений давлений и скоростей, например вблизи носовой части крыла или винта. Без существенных усложнений расчётов приближенный учёт толщины Н. п. осуществляется развитием данной схемы, когда кроме присоединённых вихрей, на срединной поверхности располагаются источники и стоки. При этом задача может решаться как в линейной постановке, когда вносимые телом в поток возмущения считаются малыми и сохраняются только первые степени возмущающих величин, так и в нелинейной; в последнем случае решение представляется в виде асимптотического разложения по малому параметру, связанному с относительной толщиной Н. п., и в уравнениях учитываются главные члены разложений. Самой точной, но и наиболее сложной, является схема телесной Н. п., в которой граничные условия удовлетворяются на самой поверхности крыла или винта.

2) Часть летательного аппарата, предназначенная для создания подъёмной (несущей) или управляющих сил аэродинамической природы. Основными видами Н. п. являются различного типа крылья и несущие винты.

С. М. Белоцерковский.

несущая способность конструкции — способность конструкции выдерживать нагрузку, обеспечивая нормальное функционирование изделия. Н. с. авиационной конструкции определяется нагрузкой, приводящей конструкцию к так называемому предельному состоянию. Такая нагрузка вызывает местное или общее разрушение (см. Разрушение конструкции), появление трещин, недопустимых перемещений и деформаций элементов. Н. с. рассматривают при статических, динамических и повторных нагрузках, а также для неповреждённой и повреждённой конструкций.

несущий винт вертолёта — воздушный винт, предназначенный для создания аэродинамических сил, необходимых для осуществления полёта, а также для управления вертолётом. По характеру обеспечения вращательного движения различают Н. в. с механическим приводом и с реактивным приводом.

Н. в. состоит из лопастей и втулки, устанавливаемой на валу (рис. 1). В зависимости от конструкции втулки несущего винта, к которой крепятся лопасти, различают шарнирные и жёсткие Н. в. К основным параметрам Н. в. относятся: диаметр, число лопастей, заполнение несущего винта, частота вращения винта.

Диаметр Н. в. устанавливается из условия обеспечения оптимальной нагрузки на ометаемую поверхность. Число лопастей выбирается в зависимости от заполнения и требований прочности лопасти. Применяют Н. в. с числом лопастей от 2 до 8. Двухлопастные винты характеризуются повышенным уровнем вибраций и требуют дополнительных средств для его снижения. С увеличением числа лопастей значительно возрастает масса втулки, а из-за увеличения суммарной массы приходится облегчать лопасти, что вызывает трудности в обеспечении необходимой жёсткости лопастей.

В зависимости от положения Н. в. в потоке воздуха различают два основных режима работы: режим осевого обтекания, когда ось втулки винта расположена параллельно набегающему невозмущённому потоку, и режим косого обтекания, при котором поток воздуха набегает на Н. в. под углом к оси втулки. В режиме осевого обтекания винт работает на стоянке, при висении, при вертикальном наборе высоты и при вертикальном снижении вертолёта. У шарнирного Н. в. в режиме осевого обтекания каждая лопасть находится в равновесном положении (рис. 2) при действии аэродинамических сил, силы тяжести и центробежной силы, а её продольная ось описывает конус, вершина которого расположена на оси втулки. Плоскость, проходящая через концы лопастей вращающегося винта, называется плоскостью концов лопастей. При осевом обтекании она параллельна плоскости вращения, в которой лежат оси горизонтальных шарниров (ГШ). Угол между плоскостью вращения и продольной осью лопасти называется углом конусности. В плоскости вращения под действием сил сопротивления вращению лопасть отклоняется в вертикальном шарнире (ВШ) от плоскости, проходящей через ось вращения винта и ось ВШ на угол, который называется углом отставания лопасти.

В режиме косого обтекания винт работает при горизонтальном полёте вертолёта и при полёте по наклонной траектории. В этих условиях непрерывно изменяется положение лопасти относительно воздушного потока, а следовательно, изменяются скорость обтекания каждого элемента и действующие на него аэродинамические силы, что вызывает маховое движение лопастей. Угол поворота оси лопасти вокруг оси ГШ, измеряемый от плоскости вращения втулки, называется углом взмаха лопасти. Повышение устойчивости махового движения лопасти достигается с помощью регулятора взмаха.

Изменение сил сопротивления и кориолисовой силы вызывает качание лопасти вокруг оси ВШ в плоскости вращения относительно плоскости, проходящей через ось вращения винта и ось ВШ. Угол между этой плоскостью и продольной осью лопасти называется углом качания лопасти. Уменьшение качания лопастей достигается установкой демпферов на втулке.

Использование Н. в. для управления вертолётом основано на изменении создаваемой винтом тяги и её направления. Наиболее распространённый способ управления Н. в. — изменение угла установки лопастей, то есть угла между аэродинамической хордой характерного сечения лопасти и плоскостью вращения, при их вращении. Это обычно осуществляется с помощью автомата перекоса. Крепление лопасти ко втулке включает осевой шарнир (ОШ), который позволяет лопасти поворачиваться относительно продольной оси (установочное движение лопасти). Изменение угла установки следует за вертикальным перемещением или наклоном тарелки автомата перекоса по мере поворота лопасти. Управление положением вертолёта в пространстве по вертикали (вертикальное управление) осуществляется с помощью одновременного изменения угла установки всех лопастей Н. в. (общего шага), что вызывает изменение тяги винта. Создание продольной или боковой составляющих тяги Н. в. (управление по тангажу и крену) достигается циклическим изменением угла установки лопастей (см. Циклический шаг).

Н. в. определяет скоростные и манёвренные характеристики аппарата. Поскольку основным фактором, ограничивающим скорость вертолёта, является срыв потока с отстающих лопастей, предлагались конструкции Н. в. со средствами для затягивания срыва: принудительное качание лопастей (так называемый винт Дершмидта), переменный компенсатор взмаха, управляемая циркуляция воздушного потока, система жёстких соосных винтов. Для оптимизации аэродинамических характеристик Н. в. на режимах полёта вперёд и висения разработаны проекты винтов изменяемого диаметра (с телескопическими лопастями и с гибкими лопастями ленточного типа). В проектах комбинированных вертолётов рассматриваются конструкции останавливаемых в полёте Н. в. двух типов: преобразуемых в крыло или складываемых в нишу фюзеляжа.

Для уменьшения габаритов вертолёта на стоянке или при базировании в ангарах и на авианесущих кораблях применяются складываемые Н. в. Складывание осуществляется вручную или автоматически. С целью снижения уровня вибраций, передаваемых от Н. в. на фюзеляж, устанавливаются маятниковые виброгасители на втулке или лопастях. Для защиты от обледенения лопасти Н. в. оборудуются противообледенительными системами.

В основе теорий Н. в. лежит расчёт поля скоростей возмущающего течения, выполняемый обычно в предположении отсутствия вязкости и сжимаемости воздуха с привлечением вихревых или струйных моделей. При этом исследуются либо индивидуальное воздействие на воздух каждой из лопастей (лопастная модель), либо их осреднённое воздействие (дисковая модель). В обоих случаях чаще используется предложенная Н. Е. Жуковским вихревая теория винта.

В лопастной вихревой модели лопасти Н. в. обычно рассматривают как бесконечно тонкие несущие поверхности, а действующие на лопасть аэродинамические силы определяют на основе Жуковского теоремы заменой несущей поверхности слоем дискретных вихрей присоединённых. Изменение интенсивностей присоединённых вихрей во времени и в пространстве приводит к образованию вихрей свободных, движущихся в потоке со скоростями частиц среды. Эти вихри сначала движутся по несущей поверхности, а затем сходят с задней кромки лопасти и образуют вихревую пелену, форма которой существенно зависит от скорости набегающего на Н. в. потока. Изменения интенсивности присоединённых вихрей по лопасти и во времени подбираются из условия, чтобы индуцируемое всеми образовавшимися к данному моменту вихрями поле скоростей удовлетворяло условиям обтекания лопасти.

Численная реализация процесса построения системы вихрей и определения поля скоростей обычно ведётся аппроксимацией непрерывных слоев вихрей на лопасти и в пелене системой дискретных прямолинейных вихревых отрезков. Часто лопасть изображают всего лишь одним вихрем (схема несущей линии). Вихревой нитью обычно описывают и сходящую с концевого участка лопасти часть пелены, которая быстро сворачивается в вихревой жгут (концевой вихрь).

В нелинейной теории Н. в. для построения системы свободных вихрей прослеживают траектории узловых точек — концов прямолинейных отрезков сетки, аппроксимирующей вихревую пелену, считая, что в течение короткого промежутка времени (шага интегрирования по времени) каждая такая точка движется со скоростью, индуцируемой всеми вихрями, имеющимися к данному моменту в потоке. При этом длины и направления прямолинейных вихревых отрезков сетки изменяются, но интенсивность вихрей сохраняется. В линеаризованной теории Н. в. указанные узловые точки смещают с некоторой постоянной скоростью, приближённо аппроксимирующей всё поле возмущающих скоростей. Система свободных вихрей имеет в линейном приближении вид скошенных винтовых поверхностей. На обтекание лопастей существенно влияют концевые вихри, которые, вновь приближаясь к лопастям, вызывают резкие изменения аэродинамических сил. Вязкость и сжимаемость среды обычно учитывают путём обобщения и переноса на элемент лопасти экспериментальных зависимостей, получаемых в испытаниях стационарных и колеблющихся крыльев в аэродинамических трубах.

В линейной дисковой вихревой модели Н. в. система свободных вихрей непрерывно заполняет скошенный цилиндр, идущий от диска винта вниз по потоку. В предельном случае осевого потока (например, в режиме висения вертолёта) косой вихревой цилиндр обращается в прямой, рассматривавшийся в вихревой теории винта Жуковского. В важном для приложений другом предельном случае, когда диск винта имеет нулевой угол атаки, косой вихревой цилиндр вырождается в плоскую вихревую пелену, подобную пелене за крылом круглой формы в плане. Поле скоростей косого вихревого цилиндра удалось найти аналитически. В частности, зависимость между средними по окружности заданного радиуса циркуляцией скорости и индуктивной скоростью аналогична получаемой из теории Жуковского. При переходе к средним по диску величинам результаты дисковой вихревой теории совпадают с результатами, получаемыми в теории, использующей схему одномерного струйного течения. При этом обосновывается полученное нестрогим путём Г. Глауэртом соотношение между постоянной по диску индуктивной скоростью v и тягой винта T:

{{формула}}

где V{{a }} и V{{t }} — нормальная и касательная к плоскости диска составляющие скорости набегающего потока, R — радиус Н. в., {{r }} — плотность воздуха.

Лит.: Пейн П. Р., Динамика и аэродинамика вертолета, М., 1963; Теория несущего винта, М., 1973; Вильдгрубе Л. С., Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных, М., 1977.

В. Э. Баскин, В. П. Нефёдов.

Рис. 1. Шарнирный несущий винт вертолёта: 1 — ось вертикального шарнира; 2 — осевой шарнир; 3 — палец гребёнки; 4 — лопасть; 5 — гребёнка крепления лопасти; 6 — демпфер; 7 — вал несущего винта; 8 — ось горизонтального шарнира; 9 — втулка винта.

Рис. 2. Схемы основных сил и углов лопасти шарнирного несущего винта в равновесном положении: 1 — ось вращения винта; 2 — продольная ось лопасти; 3 — плоскость вращения; 4 — вал несущего винта; 5 — втулка винта; 6 — направление вращения винта; 7 — лопасть. NЛ — центробежная сила лопасти; GЛ — вес лопасти; YЛ — подъёмная сила лопасти; QЛ — аэродинамическое сопротивление лопасти; {{a }}0 — угол конусности (средний угол взмаха); {{x }}0 — угол отставания (средний угол качания) лопасти.

неустановившееся течение — то же, что нестационарное течение.

неустойчивость гидродинамическая — физическое явление, заключающееся в разрушении течения со временем под воздействием случайных малых возмущений. Математически Н. г. исследуется теми же методами, что и устойчивость гидродинамическая. С явлением Н. г. приходится встречаться во многих движениях как идеальной, так и вязкой жидкости.

В идеальной жидкости Н. г. проявляется, например, в течениях с образованием свободных поверхностей (см. Тангенциальные разрывы), которые разделяют потоки жидкостей с разными значениями плотности и скорости и которые образуются в струйных течениях, при обтекании тел с застойной зоной конечной или полубесконечной протяженности (Гельмгольца — Кирхгофа теория обтекания). Из-за Н. г. свободные поверхности быстро разрушаются и распадаются на ряд вихрей разных размеров. Эта особенность поведения свободных поверхностей была известна уже Г. Гельмеольцу, который заметил, что границы струй, вытекающих из труб, закручиваются в виде периодических спиралей. Практический интерес имеет случай горизонтальной границы в вертикальном поле силы тяжести. Английский физик У. Томсон (Кельвин) в 1894 показал, что в этих условиях гармоническое возмущение граничной поверхности со временем возрастает по экспоненциальному закону, и на основании этих результатов рассчитал минимальную скорость ветра, вызывающего рябь поверхности спокойной воды. С Н. г. связаны также колебания флагов при ветре, разрушение кольцевого вихря, образующегося при истечении струи жидкости из круглого отверстия (“кольца” курильщика) и др.

В вязкой жидкости характерным примером Н. г. служит переход ламинарного течения в турбулентное, имеющий мести при достижении некоторого значения Рейнольдса числа.

В. А. Башкин.

Нефедов Владимир Андреевич (1926—1958) — советский лётчик-испытатель, Герой Советского Союза (1957). Окончил среднюю специальную школу ВВС в Москве (1944), Чугуевское высшее авиационное училище лётчиков (1948) и работал в ней инструктором (до 1951). После окончания Школы лётчиков-испытателей работал в ОКБ А. И. Микояна. Проводил летные испытания опытных сверхзвуковых истребителей, в том числе МиГ-19, СМ-50 с комбинированной силовой установкой, Е-5 с треугольным крылом (прототип самолёта МиГ-21). Погиб при испытании опытного истребителя. Награждён орденом Ленина, медалями.

В. А. Нефедов.

низкоплан — см. в статье Моноплан.

Никашин Алексей Иванович (1906—1943) — советский лётчик-испытатель, подполковник. Окончил Ленинградскую военно-теоретическую школу лётчиков (1925), Качинскую школу военных лётчиков (1926), Серпуховскую высшую авиационную школу стрельбы, бомбометания и воздушного боя (1927), Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1935; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). С 1935 на испытательной работе в НИИ ВВС. Проводил испытания опытных самолётов конструкции И. И. Поликарпова, А. И. Туполева, С. А. Лавочкина, В. П. Горбунова, М. И. Гудкова и др. Участвовал в испытании “звена” В. С. Вахмистрова. Провёл заводские и государственные испытания истребителей ЛаГГ-1, ЛаГГ-3, Ла-5. Погиб при испытании истребителя. Награждён орденом Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

А. И. Никашин.

никелевые сплавы — см. в статье Жаропрочные сплавы.

Никифоров Григорий Александрович (р. 1918) — советский лётчик, Герой Социалистического Труда (1971), заслуженный пилот СССР (1969). После окончания Тамбовского училища (1940) на лётной работе в гражданской авиации. До 1942 работал пилотом-инструктором в учебной авиаэскадрилье в Минске. Участник Великой Отечественной войны. Совершил 187 боевых вылетов, в том числе 17 в глубокий тыл противника. После войны работал лётчиком в различных управлениях гражданской авиации, с 1953 — лётчик-испытатель в ГосНИИГА. В 1964 окончил Школу летчиков-испытателей. Освоил 16 типов самолётов, провёл в воздухе более 15 тысяч ч. Одним из первых в гражданской авиации освоил самолёт Ту-104 и провёл на нём серию лётных испытаний и исследований. Был ведущим лётчиком-испытателем при государственных лётных испытаниях самолёта Ту-154. Награждён 2 орденами Ленина, орденами Отечественной войны 1-й и 2-й степени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

Г. А. Никифоров.

Никольский Александр Александрович (1919—1976) — советский учёный в области гидрогазодинамики, доктор физико-математических наук (1949), профессор (1965). По окончании МГУ (1941) работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (до 1960), в Институте механики АН СССР (1949—1965, с 1955 зам. директора, с 1960 директор), в Вычислительном центре АН СССР (1965—1967) и снова в Центральном аэрогидродинамическом институте (1967—1976). В 1960—1965 главный редактор “Инженерного журнала” АН СССР, в 1964—1976 преподавал в Московском физико-техническом институте. Возглавлял ряд направлений исследований в аэродинамике до-, транс-, сверх- и гиперзвуковых скоростей и аэродинамике разреженного газа. Разработал теорию расчёта и построения основных элементов транс- и сверхзвуковых аэродинамических труб. Получил важные результаты для расчета подъёмной силы стреловидных и треугольных крыльев. Премия имени Н. Е. Жуковского (1949). Государственная премия СССР (1951). Награжден орденом Трудового Красного Знамени.

А. А. Никольский.

НК — марка авиационных двигателей, созданных под руководством Н. Д. Кузнецова (см. Куйбышевское научно-производственное объединение “Труд”). Основные данные некоторых двигателей приведены в таблице.

В 1946—1947 в ОКБ разрабатывались турбореактивные двигатели тягой 10—30 кН, в 1947—1950 велись работы над созданием турбовинтового двигателя типа ТВ-2 эквивалентной мощностью 3680 кВт. Одновальный ТВ-2 имел 14-ступенчатый осевой компрессор, приводимый во вращение 3-ступенчатой турбиной, кольцевую камеру сгорания, редуктор планетарно-дифференциального типа с приводом на соосные винты противоположного вращения. При его создании решались вопросы отработки внутреннего процесса турбовинтового двигателя, изыскания путей повышения эффективности лопаточных машин, отработки процессов сгорания с высоким кпд, исследовался запуск турбовинтового двигателя. Были проведены теоретические и экспериментальные исследования системы регулирования (система “винт — газ”), процесса реверсирования тяги путём поворота лопастей винта во втулке, разработаны методы расчёта и технология изготовления высоконагруженных высокооборотных шестерён и подшипников редуктора. Модификация этого двигателя ТВ-022 в октябре 1950 прошла государственные стендовые испытания. На базе модификации ТВ-2Ф была разработана и испытана спаренная силовая установка с общим редуктором 2ТВ-2Ф мощностью 9200 кВт.

Работы, выполненные при создании ТВ-2 и его модификаций, позволили в начале 50-х гг. приступить к созданию турбовинтового двигателя НК-12 (рис. 1). Двигатель НК-12, имевший 14-ступенчатый осевой компрессор и 5-ступенчатую турбину, отличался высокими для того времени значениями степени повышения давления в компрессоре, температуры газа перед турбиной и кпд основных узлов. Последнее было достигнуто благодаря теоретическим и экспериментальным работам по уменьшению вторичных потерь в лопаточных машинах, конструктивной и технологической отработке уплотняющих вставок, позволивших уменьшить радиальные зазоры в многоступенчатой турбине. Высокие значения температуры газа перед турбиной потребовали освоения новых, более жаропрочных материалов. Для изготовления литых монолитных и пустотелых охлаждаемых лопаток оригинальной конструкции был применён высокожаропрочный литейный сплав. При работе над НК-12 создан надёжный редуктор для передачи больших мощностей, решены вопросы устойчивого регулирования турбовинтового двигателя с соосными винтами противоположного вращения и разработана система защиты и автоматического останова с вводом лопастей винтов во флюгерное положение при отказах. Параметры рабочего процесса, высокие значения кпд узлов, применение планетарного дифференциального редуктора позволили создать двигатель, отличающийся высокой экономичностью и большой мощностью в одном агрегате. В 1956 мощность НК-12 была увеличена до 11 тысяч кВт. НК-12 и его модификации применялись на бомбардировщике Ty-95, пассажирском самолёте Ту-114, тяжёлом транспортном самолёте АН-22 “Антей” и на других самолётах.

Во второй половине 50-х гг. создан турбовинтовой двигатель НК-4 мощностью 2950 кВт, отличавшийся высокой экономичностью и малым удульным весом. НК-4 были использованы для лётной отработки самолётов Ил-18 и АН-10. Двигатель имел 6-ступенчатый осевой компрессор (лопаточная часть первых четырёх ступеней со сверхзвук, профилировкой), 3-ступенчатую турбину, кольцевую камеру сгорания и однорядный планетарный редуктор.

В тот же период ОКБ приступило к созданию турбореактивных двухконтурных двигателей. В 1961 была начата работа над турбореактивным двухконтурным двигателем НК-8 тягой 93 кН для пассажирского самолёта Ил-62. На базе НК-8 разработаны модификации двигателя с тягой 103 кН: НК-8-2 (-2У) (рис. 2) для самолёта Ту-154 и НК-8-4 для самолёта Ил-62.

При создании двигателей НК-8, НК-8-2 (-2У), НК-8-4 был реализован ряд технических решений, обеспечивших двигателям семейства НК-8 высокую экономичность при выбранных параметрах цикла (благодаря тщательной отработке гидравлических качеств узлов двигателей), малый удельный вес (благодаря умеренной степени повышения давления в компрессоре, простоте конструкции двигателя с малым числом опор, широкому применению титановых сплавов), высокую надёжность (благодаря умеренной температуре газа перед турбиной, применению камеры сгорания оригинальной конструкции, обеспечивающей высокую равномерность температурного поля перед турбиной, демпфированию роторов двигателя на всех трёх опорах, демпфированию трубопроводов, широкому применению новых высокоэффективных методов упрочнения деталей), высокие эксплуатационные качества (низкий уровень шума на взлёте, отсутствие дымления на выпуске, надёжный запуск на рабочем топливе до высоты полёта 10 км, лёгкий доступ ко всем агрегатам двигателя при обслуживании в эксплуатации). Было создано высокоэффективное и надёжное реверсивное устройство, позволившее значительно сократить пробег самолёта при посадке и обеспечить эффективное торможение в случае прерванного взлёта. В отечественной авиации реверсивное устройство было впервые установлено на двигателях семейства НК-8.

ОКБ был разработан и внедрён в эксплуатацию турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой НК-144 тягой 196 кН для сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144. Двигатель НК-144 двухконтурный, двухкаскадный, с осевым 12-ступенчатым компрессором, кольцевой многофорсуночной камерой сгорания, 3-ступенчатой турбиной, форсажной камерой, кольцевой форкамерой наружного контура, кольцевыми стабилизаторами внутреннего контура, двумя системами запуска и регулируемым реактивным соплом. Первые три ступени компрессора вентиляторные.

Высокая надёжность двигателей семейства НК-8, заложенная при проектировании и отработанная при доводке, позволила на практике перейти к принципу установления ресурса в эксплуатации “по состоянию”. За сравнительно короткий срок ресурс двигателей до первого ремонта был увеличен до 8—9 тысяч ч (при назначенном ресурсе 18 тысяч ч). При этом широкое развитие получили методы диагностики состояния двигателей в процессе их эксплуатации.

Лучшие качества двигателей этого семейства были реализованы и получили дальнейшее развитие при создании турбореактивного двухконтурного двигателя НК-86 (рис. 3), установленного на первом отечественном широкофюзеляжном самолёте-аэробусе Ил-86. При этом особое внимание было уделено ресурсу и высокой надёжности в эксплуатации. Этому способствует применение на двигателе многочисленных систем автоматического контроля и защиты, а также системы ранней диагностики и предупреждения неисправностей. Дальнейшее развитие получила конструкция многофорсуночной камеры сгорания, обеспечивающая равномерное поле температур перед турбиной и бездымный выпуск двигателя, не загрязняющий окружающую среду. В НК-86 реализованы конструктивные решения, позволившие существенно снизить уровень шума на всех этапах полёта.

В ОКБ созданы турбореактивные двухконтурные двигатели НК-88, работающий на жидководородном топливе, и турбореактивный двухконтурный двигатель НК-89, работающий на сжиженном природном газе. Первый полёт самолёта Ту-155 с НК-88 совершён в 1988, с НК-89 — в 1989.

ОКБ выдвинут и реализован на практике принцип конвертирования двигателей, отработавших свой ресурс в авиации. Двигатели применяются в качестве силового привода в неавиационных отраслях народного хозяйства, в частности для транспортировки газа. При этом переделываются система подачи топлива (которым является транспортируемый природный газ) в камеру сгорания двигателя, сама камера, система регулирования и защиты двигателя, добавляется свободная силовая турбина для привода нагнетателя газа.

Созданы приводы авиационного типа НК-12СТ мощностью 6300 кВт и НК-16СТ мощностью 16000 кВт (разработан на базе двигателя НК-8-2У). Приводы авиационного типа обладают рядом преимуществ по сравнению со стационарными двигателями, в частности малым весом и небольшими габаритами, что позволяет легко транспортировать их в удалённые районы страны, где располагаются компрессорные станции, например, на магистральных газопроводах.

А. А. Овчаров, В. И. Денисов.

Таблица — Двигатели Куйбышевского НПО “Труд”.

Основные данные

Турбовинтовые двигатели

Турбореактивные двухконтурные двигатели

ТВ-022

НК-12

НК-8

НК-8-4

НК-8-2У

НК-86

Начало серийного производства, год

-

1955

1964

1968

1972

1980

Тяга, кН

-

-

93

103

103

127

Мощность, кВт

3680

9200

-

-

-

-

Удельный расход топлива: на взлётном режиме,

           

кг/(Н× ч)

-

-

0,0632

0,0601

0,0591

0,054

г/(кВт× ч)

407

305

-

-

-

-

на крейсерском режиме,

           

кг/(Н× ч)

-

-

0,0846*

0,0795*

0,0774*

0,0754

г/(кВт× ч)

455**

224**

-

-

-

-

Масса, кг

1650

2900

2500***

2440***

2350***

2450***

Диаметр, м

1,05

1,2

1,442

1,442

1,442

1,6

Длина, м

4,17

4,785

4,766

5,101

5,288

3,638****

Расход воздуха, кг/с

-

-

214,5

222

228

292

Степень двухконтурности

-

-

0,984

1,042

1,049

1,15

Степень повышения давления

5

9,5

10

10,8

10,8

13,4

Температура газа перед турбиной

1050

1250

1140

1190

1190

1260

Применение (летательные аппараты)

-

Ту-95, Ту-114, Ан-22

Ил-62

Ил-62

Ту-154

Ил-86

* Высота полета H = 11000 м, Маха число полёта M = 0,8. ** H = 11000 м, M = 0,68. *** Масса с реверсивным устройством. **** Длина без реверсивного устройства и сопла.

Рис. 1. Турбовинтовой двигатель НК-12.

Рис. 2. Турбореактивный двухконтурный двигатель НК-8-2.

Рис. 3. Турбореактивный двухконтурный двигатель НК-86.

Нобиле (Mobile) Умберто (1885—1978) — итальянский конструктор дирижаблей, участник и руководитель ряда длительных полётов на дирижаблях и экспедиций в Арктику, генерал. Окончил университет в Неаполе (1908), училище по строительству воздухоплавательных аппаратов в Риме (1911). В 1914—1928 работал на Римском заводе воздухоплавательных конструкций (в 1917—1928 директор). В 1916 вместе с Р. Вердуцио разработал морской дирижабль-разведчик объёмом 2600 м3, дирижабль-бомбардировщик объёмом 17 тысяч м3 и морской дирижабль объёмом 3000 м3 для борьбы с подводными лодками. Одновременно преподавал в школе гражданской авиации. Н. внёс ряд коренных улучшений в конструкцию полужестких дирижаблей. Совместно с инженером У. Пеше в 1918 создал дирижабль-наблюдатель объемом 3600 м3. В 1921—1923 разработал полужёсткий дирижабль N-1 объёмом около 19 тысяч м3, имевший хорошо обтекаемую форму корпуса, усиленного носовым и кормовым развитием, а снизу трёхгранной килевой фермой из стальных труб.

С 1915 Н. летал на дирижаблях вначале как инженер-испытатель, а с 1924 как пилот и командир. В конце 1925 дирижабль N-1 был продан Италией Норвежскому аэроклубу для совершения арктического полета через Северный полюс. Полёт N-1 (получившего название “Норвегия”) к Северному полюсу и далее на Аляску начался 11 мая 1926 из Кинс-Бея (Кунгсфьорд; Шпицберген) с экипажем 16 человек во главе с руководителем экспедиции Р. Амундсеном и командиром корабля Н. 12 мая дирижабль пролетел над Северным полюсом, а 11 мая приземлился в селении Теллер на Аляске, где был разобран. За время перелета пройдено 5300 км за 71 ч (средняя скорость 75 км/ч). В 1927 Н. построил дирижабль “Италия” аналогичный дирижаблю N-1, с облегченной конструкцией оболочки и гондолы. В 1928 организовал итальянскую полярную экспедицию на дирижабле “Италия” в составе 16 человек. 24 мая дирижабль достиг полюса, на обратном пути дирижабль потерпел катастрофу близ Шпицбергена. Из восьми оставшихся в живых членов экспедиции 7 были спасены советской экспедицией на ледоколе “Красин”, а Н. — шведским летчиком Лундборгом. В 1932—1936 Н. работал в СССР. Руководил разработкой и постройкой дирижабля В-5 объёмом 2158 м3, В-6 объемом 19 тысяч м3, ДП-5 объёмом 50 тысяч м3. Одновременно Н. обучал пилотированию студентов дирижаблестроительного института. В конце 1936 Н. вернулся в Италию, занимался литературой и политической деятельностью, в университете Неаполя читал лекции по воздухоплаванию. Работал в США (1939—1942) и Испании (1942—1945).

Соч. в рус. пер.: Красная палатка. Воспоминание о снеге и огне, М., 1975; Крылья над полюсом, М., 1984.

Лит.: Бегоунек Ф., Трагедия в Ледовитом океане, М., 1962; Самойлович Р. Л., На спасение экспедиции Нобиле. Поход “Красина” летом 1928 г., Л., 1967.

У. Нобиле.

Новиков Александр Александрович (1900—1976) — советский военачальник, Главный маршал авиации (1944), профессор (1958), дважды Герой Советского Союза (дважды 1945). В Советской Армии с 1919. Окончил курсы “Выстрел” (1922), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1930). Участник Гражданской, советско-финляндской и Великой Отечественной войн. Командующий ВВС ряда фронтов (1941—1942), командующий ВВС Советской Армии (1942—1946), командующий дальней авиацией (1953—1956), одновременно заместитель главнокомандующего ВВС (1954—55). Депутат ВС СССР в 1946—1950. Награждён 3 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 3 орденами Суворова 1-й степени, орденами Кутузова 1-й степени, Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в Костроме.

Соч.: В небе Ленинграда, М., 1970.

Лит.: Скорбилин Ю. И., Главный маршал авиации А. А. Новиков, Балашов, 1979; Хоробрых А. М., Главный маршал авиации А. А. Новиков, М., 1989.

А. А. Новиков.

Новожилов Генрих Васильевич (р. 1925) — советский авиаконструктор, академик АН СССР (1984), дважды Герой Социалистического Труда (1971, 1981). После окончания Московского авиационного института (1949) — в ОКБ С. В. Ильюшина, где последовательно прошёл путь от инженера-конструктора до заместителя главного конструктора (с 1958), главного конструктора и первого заместителя генерального конструктора (с 1964). С 1970 — генеральный конструктор. Под руководством Н. созданы транспортный самолет Ил-76Т, первые советские широкофюзеляжные пассажирские самолёты Ил-86 и Ил-96-300, а также самолёт Ил-114 для местных воздушных линий. Под его руководством проведены исследования в области аэродинамического, весового, схемно-компоновочного и конструктивно-силового проектирования, теории надёжности, повышения ресурса самолёта и т. д. Депутат ВС СССР в 1974—1989. Народный депутат СССР с 1989. Ленинская премия (1970). Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, “Знак почета”, медалями. См. статью Ил.

Г. В. Новожилов.

новосибирское авиационное производственное объединение — берёт начало от авиационного завода №153, который был заложен в Новосибирске в 1931 и вступил в строй в 1936. В предвоенные годы завод выпускал истребители И-14, И-16, ЛаГГ-3. В годы Великой Отечественной войны завод поставил фронту свыше 15 тысяч истребителей Як-7 и Як-9. После войны было освоено производство реактивных самолётов. Строились истребители МиГ-15, МиГ-17, МиГ-19, Су-9, Су-11, Су-15. Фронтовые бомбардировщики Су-24 и их модификации. Предприятие награждено орденами Ленина (1945), Октябрьской Революции (1981), Трудового Красного Знамени (1971). В 1989 на основе завода, носящего имя В. П. Чкалова, образовано производственное объединение.

“Норд Авиасьон” (Nord-Aviation Societe Nationale de Constructions Aeronautiques) —самолётостроительная фирма Франции. Основана в 1936 в результате национализации ряда авиационных фирм. В 1958 после поглощения нескольких мелких авиационных предприятий получила указанное название. В 1970 вошла в состав фирмы “Аэроспасьяль”. В конце 30-х гг. серийно выпускала истребители и разведчики Потез 63. В 50-х гг. разработала несколько экспериментальных самолётов, в том числе сверхзвуковой самолёт “Грифон” II (первый полёт в 1957) с комбинированной силовой установкой (турбореактивный двигатель и прямоточный воздушно-реактивный двигатель). Серийно выпускала пассажирский самолёт Норд 262 (1962). В составе консорциума “Трансаль” (Transall) совместно с фирмой “Ферайнигте флюгтехнише верке” разработала военно-транспортный самолёт С-160 (1963). В 1967 построила экспериментальный самолет вертикального взлета и посадки “модель 500” с двумя поворотными воздушными винтами в кольцевых каналах.

нормальная схема самолёта, классическая схема, — отличается наличием хвостового (расположенного позади крыла) вертикального и горизонтального оперения (см. статью Аэродинамическая схема).

“Нормандия — Неман” — название первого отдельного истребительного авиационного полка “Сражающаяся Франция”, принимавшего участие в боевых действиях против фашистской Германии на советско-германском фронте в 1943—1945. В конце 1942 из французских добровольцев-авиаторов, прибывших в СССР по соглашению с национальным комитетом “Свободная Франция” (позднее “Сражающаяся Франция”), была сформирована авиационная эскадрилья “Нормандия” под командованием майора Ж. Л. Тюляна. На вооружении эскадрильи находились советские истребители Як-1, позднее Як-9 и Як-3.

Эскадрилья начала боевые действия 5 апреля 1943 в составе 303-й истребительной авиационной дивизии 1-й воздушной армии Западного фронта. В начале июля 1943 эскадрилья была переформирована в истребительный авиационный полк “Нормандия”. Технический состав полка был полностью укомплектован советскими специалистами. Полк принимал участие в Курской битве в 1943 (на орловском направлении). После гибели майора Тюляна (в середине 1943) командиром полка стал майор П. Пуйяд. Летом 1944 полк участвовал в Белорусской операции. За успешные боевые действия при форсировании советскими войсками р. Неман ему 28 ноября 1944 было присвоено почётное наименование “Неманского” и полк стал называться “Н. — Н.”. В октябре 1944 в командование полком вступил майор Л. Дельфино. В 1945 полк “Н. — Н.” принимал участие в боевых действиях по разгрому немецко-фашистских войск в Восточной Пруссии. За время боевых действий на советско-германском фронте лётчики полка совершили свыше 5 тысяч боевых вылетов, провели 869 воздушных боёв, сбили 273 и повредили 80 немецких самолётов. 83 французских лётчика награждены советскими боевыми орденами, а четверым из них — М. Альберу, Р. де ла Пуапу, Ж. Андре и М. Лефевру — присвоены звания Героя Советского Союза. В июне 1945 полк “Н. — Н.” покинул Советский Союз и вылетел на родину на 41 боевом самолёте Як-3, которые были переданы Советским правительством в дар Франции. В ВВС Франции продолжает существовать авиационная часть, которая носит название “Н. — Н.”. Полк награждён орденами Красного Знамени (1945), Александра Невского (1945). Французское правительство наградило полк орденом Почётного легиона, Боевым крестом с пальмой, Крестом освобождения и Военной медалью. В память погибших лётчиков на здании бывшей французской военной миссии в Москве установлена мемориальная доска (1956) с именами 42 лётчиков полка “Н. — Н.”, погибших в боях на советско-германском фронте.

Б. С. Левин.

Памятная медаль полка “Нормандия — Неман”.

нормы летной годности (НЛГ) — свод государственных требований к лётной годности (ЛГ) гражданских летательных аппаратов, направленных на обеспечение безопасности полётов. Учитывая, что безопасность полёта обеспечивается авиационной транспортной системой (АТС), составной частью которой является летательный аппарат, соответствие типа летательного аппарата Нормам свидетельствует о том, что его конструкция и характеристики удовлетворяют предъявляемым требованиям к безопасности полёта. Следовательно, лётная годность летательного аппарат определяется его способностью совершать безопасный полёт во всём диапазоне установленных для него ожидаемых условий эксплуатации (при условии, что остальные компоненты АТС функционируют нормально). В России выполнение требований НЛГ обязательно при проектировании, производстве, испытаниях, сертификации, допуске к эксплуатации, ремонте, экспорте и импорте гражданской авиатехники, а также при разработке государственных и отраслевых стандартов, технических требований и заданий. Контроль за выполнением НЛГ осуществляется авиационными регистрами. Отступления от отдельных требований НЛГ допускаются, если их невыполнение компенсируется другими мерами, обеспечивающими эквивалентный уровень безопасности.

Существуют международные стандарты лётной годности и национальные НЛГ. Международные стандарты и рекомендации ЛГ разработаны Международной организацией гражданской авиации и впервые опубликованы в 1949 в качестве Приложения 8 к Чикагской конвенции 1944. Приложение 8 включает стандарты ЛГ широкого плана и служит международной (обязательной) основой для разработки национальных НЛГ, которые обязано иметь каждое государство — член Международной организации гражданской авиации. Для содействия государствам в применении Приложения 8 и разработке национальных норм Международной организации гражданской авиации издало руководящий материал — Техническое руководство по ЛГ (ТРЛГ, 1974). ТРЛГ содержит подробные требования к ЛГ, которые Международная организация гражданской авиации рекомендует использовать при разработке национальных НЛГ.

Страны — члены Международной организации гражданской авиации имеют свои национальные НЛГ или распространяют на свою гражданскую авиатехнику действие НЛГ одной из передовых авиационных держав. Наибольшим авторитетом среди зарубежных НЛГ пользуются нормы США — Federal Aviation Regular (FAR) и Великобритании — British Civil Airworthiness Requirements (BCAR), разработка и постоянное совершенствование которых ведётся с 30-х гг. Начиная с 70-х гг. осуществляется разработка западноевропейских НЛГ, в создании которых участвуют страны Общего рынка. Первое издание этих норм — Joint Airworthiness Requirements (JAR) выпущено в 1974. За основу их приняты нормы США. В отдельных разделах используются нормы Великобритании.

В СССР НЛГ гражданских самолётов (НЛГС) впервые изданы в 1967. НЛГС в основном соответствовали требованиям Международной организации гражданской авиации и учитывали FAR и BCAR. В 1971 были изданы изменения к НЛГС и НЛГ вертолётов СССР (НЛГВ). Но широкого распространения эти НЛГС и НЛГВ не получили ввиду отсутствия в то время в СССР системы совершенствования НЛГ и сертификации. В 1971 под руководством Министерства авиационной промышленности СССР была создана Междуведомственная комиссия по НЛГ гражданских летательных аппаратов СССР (МВК НЛГ СССР), которой поручили осуществлять руководство и координацию работ по постоянному совершенствованию отечественных НЛГ с учётом достижений авиационной науки и техники, опыта эксплуатации летательных аппаратов и зарубежного опыта.

В 1972 был выпущен ряд существенных изменений к НЛГС (НЛГС-1), учитывающих новые требования Международной организации гражданской авиации. В 1974 были введены в действие нормы — НЛГС-2, которые полностью соответствовали требованиям Международной организации гражданской авиации и устанавливали уровень ЛГ, аналогичный уровню НЛГ США и Великобритании тех лет. В 1975 на основе НЛГС-2 с учётом специфики сверхзвуковых летательных аппаратов были разработаны и введены в действие Временные нормы лётной годности сверхзвуковых гражданских самолётов СССР (ВНЛГСС). На основе накопленного опыта применения НЛГС-2 разработаны и введены в действие нормы лётной годности для гражданских транспортных самолётов НЛГС-3 (1984) и нормы для вертолётов НЛГВ-2 (1987). НЛГС-3 соответствуют требованиям Международной организации гражданской авиации и устанавливают уровень ЛГ, аналогичный уровню ЛГ, предусмотренному FAR и JAR.

Для унифицированного подхода к оценке соответствия летательного аппарат требованиям НЛГ разработаны Методы определения соответствия применительно к НЛГС-2 и НЛГС-3, включающие комплекс методов расчётов, моделирования, стендовых и лётных испытаний, на основе которых производится оценка соответствия характеристик летательного аппарата, его двигателей и оборудования требованиям НЛГ.

В отечественных НЛГС-3 предусматривается сочетание количественных и качественных требований к характеристикам и конструкции летательного аппарата, его двигателей, оборудования, а также к методам пилотирования, относящихся к безопасности полёта, и требований, устанавливающих допустимые вероятности возникновения в полёте особых ситуаций различной степени опасности из-за отказов функциональных систем. Выполнение требований ЛГ должно быть подтверждено во всём диапазоне ожидаемых условий эксплуатации. Такая система требований позволяет определить пределы эксплуатационной области полёта, в которой должен обеспечиваться установленный нормами уровень ЛГ, и защитить летательный аппарат от выхода на критические (опасные) режимы и условия полёта. НЛГС-3 состоят из глав, построенных по тематическому признаку, и Приложения П8 (Технические требования к оборудованию летательных аппаратов), которое издано отдельной книгой.

Структура и характер требований НЛГ позволяют конкретно учитывать их с начала проектирования, производить на каждом этапе создания летательного аппарата объективную оценку соответствия нормам. Это даёт возможность повысить безопасность полётов, существенно сократить и в ряде случаев исключить сложные доводочные работы, необходимость которых ранее обнаруживалась в основном в процессе лётных испытаний.

Глава 1 устанавливает назначение и применимость, а также общие принципы сертификации гражданских летательных аппаратов. Она определяет статус и место НЛГ в создании авиационной техники: “НЛГС-3 обязательны для выполнения советскими министерствами, ведомствами, предприятиями, организациями и учреждениями при проектировании, производстве, испытаниях, сертификации, эксплуатации и ремонте летательных аппаратов, их двигателей и оборудования, а также при разработке государственных и отраслевых стандартов, технических требований и технических заданий по гражданской авиатехнике”.

Глава 2 включает допустимые значения вероятностных показателей возникновения в полёте особых ситуаций из-за отказов функциональных систем летательных аппаратов. Основной принцип этой группы требований — обеспечение обратной зависимости между вероятностью возникновения особых ситуаций из-за отказов (или их сочетаний) и степенью их опасности. Возникновение катастрофической ситуации при действиях экипажа и наземного персонала в соответствии с инструкциями и руководствами должно быть событием практически невероятным. Применение вероятностного подхода при нормировании ЛГ позволяет проводить оценку безопасности полёта при применении на самолёте принципиально новых систем и конструктивных решений, расширения области условий эксплуатации исходя из заданного уровня ЛГ.

Требования к лётным характеристикам, устойчивости и управляемости (глава 3) включают комплекс показателей, определяющих допустимые динамические свойства летательных аппаратов на каждом из этапов полёта. В основу нормирования указанных характеристик положен принцип, предусматривающий детальное исследование критических режимов полёта [сваливание летательных аппаратов на больших углах атаки, минимальной скорости при несимметричной силе тяги, поведение летательных аппаратов на максимальных (предельных) скоростях и перегрузках (по прочности самолёта) и др.], по результатам которого устанавливаются предельные ограничения летательных аппаратов. Выход летательных аппаратов за них запрещается, так как возможна аварийная или катастрофическая ситуация. Применяя систему коэффициентов, учитывающих разброс параметров пилотирования и характеристик летательных аппаратов в эксплуатации и определяющих допустимые запасы от предельных ограничений параметров полёта, устанавливают эксплуатационные ограничения, преднамеренный выход летательных аппаратов за которые запрещается, так как возможна сложная ситуация. В пределах эксплуатационных ограничений устанавливается допустимая область полёта пассажирских летательных аппаратов в эксплуатации. На этой основе сформировано принципиальное требование — летательный аппарат на всех этапах полёта не должен обладать такими особенностями, которые способствовали бы непроизвольному опасному выходу его за пределы установленных для эксплуатации ограничений.

Нормы прочности летательных аппаратов (глава 4) содержат требования к статической и усталостной прочности конструкции и безопасности от явлений аэроупругости, устанавливают максимально допустимые в эксплуатации условия нагружения, обусловливающие наиболее неблагоприятные в отношении прочности воздействия нагрузок на летательные аппараты или его отдельные части. Эти условия нагружения охватывают все режимы полёта и движение по земле. Разработаны случаи нагружения при воздействии атмосферной турбулентности. Приведены расчётные условия динамического нагружения конструкции при полёте в неспокойном воздухе и при посадке. Предусматриваются принципы “безопасного ресурса” (длительный срок эксплуатации до образования усталостных повреждений) и “безопасного повреждения) (сохранение требуемой прочности при допустимых повреждениях конструкции).

Требования к конструкции летательных аппаратов (глава 5) распространяются на систему управления, шасси, гидравлическую и пневматическую системы, пассажирскую кабину и багажно-грузовые помещения, системы жизнеобеспечения, аварийно-спасательные средства, системы защиты летательного аппарата от удара молний и обледенения, систему регистрации полётной информации и т. п. Требования к системам штурвального управления, управления механизацией крыла направлены на обеспечение заданных характеристик управляемости, устойчивости и манёвренности летательного аппарата, защиты его от выхода за эксплуатационные ограничения, а также на обеспечение практической безотказности путём резервирования, применения системы контроля. Для обеспечения безопасности полёта на больших высотах и создания комфортных условий для пассажиров и экипажа предусмотрены требования к системам кондиционирования воздуха и регулирования давления в герметичных кабинах, а также к аварийной кислородной системе. Нормы, установленные для аварийно-спасательного оборудования, позволяют принять все практические меры дли сведения к минимуму возможности травм пассажиров и экипажа при вынужденных посадках на сушу и воду и обеспечить их эвакуацию. Требования к противообледенительной системе и молниезащите самолёта направлены на обеспечение ЛГ в самых сложных и опасных метеоусловиях.

Требования к двигателям и его системам (глава 6) относятся к сертификации двигателя “до установки на самолёт” и вместе с самолётом. Приведены требования к различным типам газотурбинных двигателей, определяющие выполнение в конструкции двигателя, его агрегатах и системах мер для обеспечения безопасной эксплуатации их на пассажирском самолёте в течение установленного ресурса. Кроме этого, в главе содержатся требования к видам и объёмам стендовых испытаний двигателя в обеспечение его Государственных сертификационных испытаний, подтверждающих его прочностные характеристики и выполнение характеристик по устойчивости и безотказной работе. В отличие от зарубежных, отечественные НЛГ содержат требования к видам и объёмам лётных испытаний двигателя на летающих лабораториях и в компоновке силовой установки самолёта, для которого он предназначен.

Глава 7 содержит требования к системам силовой установки, топливной и масляная системам, к системам охлаждения и управления двигателями, а также комплекс требований по обеспечению противопожарной защиты летательного аппарата в целом. Они относятся к построению и проектированию систем и их испытаниям как по отработке отдельных систем их агрегатов, так и комплексной оценке систем в составе силовой установки летательного аппарата. НЛГ предусматривают независимость каждого из двигателей, то есть отсутствие влияния отказов одного из двигателей на другие, содержат комплекс требований ко всем пожароопасным зонам летательного аппарата, к системам пожаротушения и сигнализации, устанавливают необходимость троекратного резервирования сигнализации и дублирования систем подачи огнетушащих веществ. В соответствии с НЛГ основные средства пожарной защиты должны проверяться испытаниями на специальных натурных стендах пожароопасных отсеков самолёта. НЛГ устанавливают требования к пилотажно-навигационному, радиотехническому, электротехническому, светотехническому оборудованию самолета, выполнение которых является обязательным для обеспечения безопасности полёта (главным образом определяют состав приборов и средств управления, обязательно устанавливаемых на летательном аппарате, задают требования к их функциям и характеристикам. Важную роль играют требования к автономным средствам определения скорости, высоты, курса, отклонения от вертикали, координат самолёта и к системам автоматического управления. Требования к радиотехническому оборудованию навигации, посадки и связи особенно важны из-за необходимости обеспечения безопасности полёта в сложных метеоусловиях и при полётах на большие расстояния. Взаимодействие систем автоматического управления и радиотехнического оборудования позволяет автоматизировать процессы управления и самолётовождения, что играет первостепенную роль в обеспечении безопасного полёта в широком диапазоне условий эксплуатации. В НЛГ содержатся обязательные требования к выбору мощности систем генерирования и степени резервирования источников электроэнергии, качеству электроэнергии на различных режимах работы. Предусмотрены также требования к компоновке кабины экипажа и рабочих мест, за основу которых приняты эргономические закономерности, позволяющие максимально повысить эффективность действий экипажа.

Глава 9 содержит требования к вспомогательным газотурбинным двигателям (ВГТД) как источникам электроэнергии и сжатого воздуха, необходимые для сертификации “до установки на самолёт” и в компоновке самолёта. Требования к воздушным винтам изменяемого шага для самолётов с газотурбинными двигателями изложены в главе 10.

Приложение П8 содержит нормы и методы испытаний бортового оборудования на внешние воздействия: высокую и низкую температуру, вибрации, удары, влажность, а также требования к характеристикам и конструкции отдельных видов оборудования.

НЛГС-2 были внедрены при создании и сертификации самолётов Ил-86, Як-42 и АН-28, а НЛГС-3 — при создании и сертификации самолётов Ту-204, Ил-96-300, Ан-74 и Ил-114.

Нормы лётной годности оказали заметное влияние на весь процесс создания, испытаний и эксплуатации отечественных гражданских самолётов и способствовали повышению уровня безопасности полёта.

М. И. Мазурский.

нормы прочности летательных аппаратов — свод положений, регламентирующих прочность конструкций летательных аппаратов, при которой обеспечивается их безопасная эксплуатация. Н. п. — составная часть Норм лётной годности летательных аппаратов. В научном аспекте Н. п. — инженерная дисциплина, разрабатывающая и обосновывающая требования к прочности конструкции летательных аппаратов на основании достижений аэродинамики, статической и усталостной прочности, аэроупругости и динамики полёта, базирующаяся на опыте эксплуатации и результатах наземных и лётных испытаний летательных аппаратов и широко использующая вероятностно-статистические методы.

Для расчёта летательного аппарата и испытаний его на прочность в Н. п. выбран ряд расчётных условий и расчётных случаев нагружения, соответствующих условиям эксплуатации, наиболее неблагоприятным в отношении прочности по действию нагрузок на летательный аппарат или его составные части. Различают случаи нагружения летательного аппарата в полёте, при взлёте и посадке, в наземных условиях. В каждом из них задаются эксплуатационные максимальные нагрузки или условия их определения. Наиболее неблагоприятное сочетание значений эксплуатационных манёвренных перегрузок nэ, скоростей полёта V и коэффициента нормальной аэродинамической силы Cy для летательного аппарата приведены в виде графиков на рисунке, где A, A', D, D', B, C обозначают различные случаи нагружения. Например, случаю A (D) соответствует максимальное (минимальное) эксплуатационное значение манёвренной перегрузки nэmax(a) (nэmin(a)) и максимальное (минимальное) значение коэффициентов нормальной аэродинамической силы Cy max (Cy min). Случаю A' (D') соответствует максимальная (минимальная) эксплуатационная манёвренная перегрузка и предельно допустимая скорость полёта летательного аппарата — Vmax max'

Статическая прочность конструкции летательного аппарата проверяется на максимальные расчётные нагрузки Pр, получаемые умножением максимальной эксплуатационной нагрузки Pэ на коэффициент безопасности f, также задаваемый в Н. п.: Pр = fPэ. Коэффициент безопасности (обычно f = 1,5) обеспечивает практическое отсутствие разрушений конструкции в процессе эксплуатации и отсутствие остаточных деформаций после действия максимальной эксплуатационной нагрузки.

Принципиальной основой безопасности полёта по условиям усталостной прочности конструкции является обеспечение практического отсутствия повреждений, непосредственно приводящих к катастрофической ситуации, под воздействием повторяющихся при эксплуатации нагрузок в течение назначенного ресурса авиационной конструкции, который не должен превышать допустимую наработку, определяемую либо выносливостью конструкции, либо её эксплуатационной живучестью. При назначении ресурса используется система коэффициентов надёжности, учитывающих возможные разбросы характеристик выносливости, надёжность обнаружения усталостных повреждений, достоверность данных о повторяемости нагрузок и степень соответствия программы испытаний конструкции на выносливость реальным нагрузкам в процессе эксплуатации.

Н. п. содержат также требования к обеспечению безопасности летательного аппарата по условиям аэроупругости (флаттера, дивергенции, реверса, аэроупругих колебаний системы “летательный аппарат — система автоматического управления”, шимми, “земного резонанса вертолёта). Как правило, достаточно обеспечить не менее чем 20%-ный запас до критической скорости флаттера и других явлений аэроупругости.

Для проверки соответствия конструкции летательного аппарата требованиям Н. п. предусмотрено проведение статических испытаний, испытаний по определению массовых, жёсткостных и частотных характеристик, по проверке безопасности от флаттера и других явлений аэроупругости, испытаний на выносливость и живучесть, динамических испытаний шасси на копре (см. Копровые испытания), лётных испытаний на предельных по условиям прочности режимах и по измерению нагрузок на основные элементы конструкции.

Работы по созданию отечественных Н. п. начались в 1916 под руководством Н. Е. Жуковского, когда комиссия по прочности при Авиационно расчётно-испытательном бюро (МВТУ) установила некоторые условия для определения прочности самолёта. “Нормы прочности самолетов при статических испытаниях” были опубликованы в “Трудах Центрального аэрогидродинамического института” в 1926.

В 1930—1940-х гг. в Н. п. вводятся понятия эксплуатационной нагрузки и коэффициента безопасности, рассматриваются случаи нагружения летательного аппарата при несимметричном манёвре и полёте в неспокойном воздухе, при взлёте и посадке, вводится зависимость эксплуатационой перегрузки не только от назначения самолёта, но и от его массы и максимальной скорости, устанавливаются требования по флаттеру и реверсу, а также приводятся распределения аэродинамической нагрузки по составным частям самолёта. В этот период характерно использование в Н. п. метода условных нагрузок, то есть статических нагрузок, которые по воздействию на конструкцию эквивалентны нагрузкам, действующим при эксплуатации. Начиная с 40-х гг., работы по Н. п. проводились под руководством А. И. Макаревского. В Н. п. уточняются нагрузки на части самолётов и гидросамолётов, учитывается влияние сжимаемости воздуха на нагружение самолёта, а также динамическая реакция от внешних воздействий на самолёт как упругую конструкцию. Начаты систематические статистические исследования повторяемости нагрузок на серийных самолётах, результаты которых использовались при разработке нормативных требований по обеспечению ресурса авиационных конструкций. В 50-е гг. созданы первые Н. п. вертолётов, основанные на результатах исследовании особенностей обеспечения прочности вертолётных конструкций, в том числе усталостной прочности. Наряду с методом условных нагрузок в Н. п. получил широкое распространение метод анализа и воспроизведения нагрузок на основе расчётов и испытаний.

В 70-е гг. в результате исследований влияния на прочность конструкции сверх- и гиперзвуковых скоростей полёта и аэродинамического нагревания разработаны расчётные условия прочности сверхзвуковых летательных аппаратов. Дальнейшему совершенствованию в Н. п. подвергалась система обеспечения ресурса: введён принцип эксплуатационной живучести и требования к отработке ресурса на стадии проектирования. Эти вопросы нашли наиболее полное отражение в НЛГ гражданских самолётов и вертолётов. На этом этапе для Н. п. характерен переход к заданию расчётных условий прочности вместо случаев нагружения, а также широкое применение в решении задач по нормированию прочности и назначению ресурса конструкций вероятностно-статистических методов, позволяющих количественно оценивать уровень надёжности авиационных конструкций.

Лит.: Теоретические и экспериментальные основы норм прочности самолетов, М., 1969; Прочность самолета. Методы нормирования расчетных условий прочности самолета, М., 1975; Макаревский А. И., Чижов В. М., Основы прочности и аэроупругости летательных аппаратов, М., 1982.

В. В. Бажуков, Э. В. Токарев.

Различные случаи нагружения для тяжёлого самолёта.

нормы шума самолётов и вертолётов — требования к уровню шума, создаваемого самолётами и вертолётами, с целью ограничения его вредного воздействия на население, живущее вблизи аэропортов и трасс полётов, пассажиров и членов экипажа.

Нормы шума на местности. В 1971 Международная организация гражданской авиации (ИКАО) разработала первый стандарт, устанавливающий требования по шуму на местности для дозвуковых реактивных пассажирских самолётов, затем были приняты стандарты по шуму для других типов летательных аппаратов (винтовых самолётов, вертолётов). В СССР был принят ГОСТ 17228—71, ограничивающий шум на местности для дозвуковых реактивных и винтовых самолётов, в последующие годы этот стандарт был ужесточен и были приняты стандарты по шуму для вертолётов и сверхзвуковых самолётов. Мерой оценки шума служит эффективный уровень воспринимаемого шума (EPNL, английское effective perceive noise level), выражаемый в единицах EPN дБ и дающий оценку субъективного восприятия воздействия авиационного шума на человека. Система оценки в EPN дБ учитывает частотный состав излучаемого шума, наличие дискретных составляющих в спектре и продолжительность воздействия шума. В качестве параметра нормирования во всех стандартах используется значение максимальной взлётной массы летательного аппарата. Кроме того, в новых стандартах для дозвуковых реактивных самолётов допустимые уровни шума при взлёте зависят от числа двигателей, установленных на самолёте. Стандарты регламентируют и методику проведения сертификат испытаний по шуму летательных аппаратов, применяемую аппаратуру, систему обработки результатов испытаний и приведения к атмосферным условиям: температура 25{{°}}С, давление 101,3 кПа, относительная влажность воздуха 70%. В соответствии со стандартами уровни шума новых дозвуковых реактивных самолётов и тяжёлых (с массой m > 5700 кг) винтовых самолётов нормируются в трёх контрольных точках (см. рис.) на местности, расположенных при посадке на расстоянии 2 км от торца взлетно-посадочной полосы, при взлёте — сбоку от оси взлетно-посадочной полосы на расстоянии 450 м, при наборе высоты — под траекторией на расстоянии 6,5 км от места старта. При этом допустимые уровни шума на местности выше для самолётов, заявки на сертификат лётной годности которых поданы до 6 октября 1977 (глава 2 стандарта Международной организации гражданской авиации), и ниже для самолётов, заявки на сертификацию которых поданы после 6 октября 1977 (глава 3 стандарта Международной организации гражданской авиации). Стандарт допускает превышение уровней шума в одной или двух точках (при соответствующем снижении в других), но не более 3 EPN дБ в одной точке и суммарное превышение не более 4 EPN дБ в соответствии с требованиями главы 2 (соответственно 2 и 3 EPN дБ по главе 3). Советские самолёты Як-40, Ту-134А, Ту-154Б, Ил-76Т, Ил-86 удовлетворяют требованиям по шуму на местности главы 2, а Як-42, Ту-154М, Ил-62М — требованиям главы 3. Н. ш. для тяжёлых винтовых самолётов практически совпадают с требованиями главы 3 для дозвуковых реактивных самолётов при взлёте и посадке, а при пролёте для винтовых самолётов применяются требования главы 3 для самолётов с четырьмя двигателями. Для новых сверхзвуковых самолётов Н. ш. пока нет, но рекомендуется ориентироваться на требования главы 2 стандарта Международной организации гражданской авиации.

Шум, создаваемый на местности лёгкими (массой m < 5700 кг) винтовыми самолётами, нормируется в одной контрольной точке при горизонтальном пролёте самолёта на высоте 300 м. По стандарту предельный уровень шума ограничен 68 дБ (А) для самолёта массой до 600 кг и 80 дБ (А) с массой 1500 кг < m < 5700 кг. При массе самолёта 600 кг < m < 1500 кг предельно допустимый уровень шума пропорционален его массе.

Нормирование шума, создаваемого на местности вертолётами, производится для режимов взлёта, пролёта и посадки. При каждом режиме полёта уровень шума контролируется в трёх точках: одной центральной и двух боковых, расположенных симметрично на расстоянии 150 м на линии, проходящей через центральную точку в направлении полёта. При взлёте центральная точка измерения находится под траекторией полёта на расстоянии 500 м от точки начала полёта. Н. ш. уменьшаются от 106 EPN дБ для вертолётов с массой 80 т и более до 86 EPN дБ для машин с массой 780 кг и менее. При пролёте центральная точка измерения находится под вертолётом, летящим на высоте 150 м; допустимый уровень шума изменяется от 105 до 85 EPN дБ в соответствии с изменением массы вертолёта. При заходе на посадку центральная точка располагается на расстоянии 1140 м от точки приземления по глиссаде под углом 6{{°}}, допустимый уровень шума изменяется от 107 до 87 EPN дБ в зависимости от массы вертолёта. Требования по шуму, создаваемому самолётами и вертолётами на местности, непрерывно ужесточаются.

Нормы шума в салонах. Международных норм по шуму в салонах и кабинах самолётов и вертолётов не существует, однако в некоторых странах установлены национальные или фирменные требования по шуму. В СССР уровни шума в салонах и кабинах самолётов нормировались с 1963 отраслевой документацией, а в 1974 был принят ГОСТ 20296—74, который в 1981 был подтверждён без изменений. В соответствии с этим стандартом шум нормируется так называемыми предельными спектрами (ПС), принятыми Международной организацией по стандартизации, или уровнями шума в единицах дБ (А). Уровни шума на местах пассажиров для экономического класса пассажирского салона всех самолётов должны удовлетворять кривой ПС-80, что соответствует 85 дБ (А); для вертолётов — ПС-85, или 90 дБ (А); для первого класса дальних самолётов — ПС-70, или 75 дБ (А). В стандарте указано, что для повышения комфорта в самолётах должны приниматься меры по снижению уровней шума до значений, соответствующих ПС-65, или 70 дБ (А). В кабинах экипажей самолётов уровни шума не должны превышать 80 дБ (А), а вертолётов — 90 дБ(А).

Лит.: ИКАО. Международные стандарты и рекомендуемая практика. Охрана окружавшей среды, пер. с англ.. Приложение 16, т. 1. Авиационный шум, Монреаль, 1981; ГОСТ 20296-81. Самолеты и вертолеты гражданской авиации. Допустимые уровни шума в салонах и кабинах экипажа и методы измерения шума, М., 1981.

А. Г. Мунин.

Схема расположения контрольных точек при изучениях уровня шума самолёта при посадке (1), на взлёте (2) и при наборе высоты (3).

“Норт Американ” (North American Aviation) — авиаракетостроительная фирма США. Образована в 1928, к производству самолётов приступила в 1934. В 1967 объединилась с фирмой “Рокуэлл стандард” (Rockwell Standard Corporation), образовав фирму “Норт Американ Рокуэлл” (с 1973 “Рокуэлл”). Во время Второй мировой войны выпустила 42,7 тысяч самолётов, в том числе 15,6 тысяч истребителей Р-51 “Мустанг” (первый полёт в 1940, см. рис. в таблице XXI), 15,4 тысяч учебно-тренировочных самолётов и лёгких бомбардировщиков АТ-6 (1938, использовались 22 странами), 9,8 тысяч бомбардировщиков В-25 “Митчелл” (1939). В послевоенные годы оставалась одной из ведущих фирм США по производству военных самолётов, в том числе реактивных истребителей F-86 “Сейбр” (1947, построено 6353 для ВВС США и около 2,4 тысяч по лицензиям в Канаде, Австралии, Японии и Италии, см. рис. в таблице XXX), сверхзвуковых истребителей F-100 “Супер сейбр” (1953, построено около 2,3 тысяч, см. рис. в таблице XXXI), сверхзвуковых бомбардировщиков-разведчиков А-5 “Виджиланти” (1953), тренировочных самолётов Т-2 “Бакай” (1958), многоцелевых самолётов для локальных войн OV-10 “Бронко” (1965) и другие. Фирмой созданы экспериментальный гиперзвуковой ракетоплан Х-15 (1959, см. рис. в таблице XXXIII) и опытный сверхзвуковой стратегический бомбардировщик ХВ-70 “Валькирия” (1964, см. рис. в таблице XXXIV). Начатую “Н. А.” разработку стратегического бомбардировщика В-1А продолжила объединённая фирма. Основные данные некоторых военных самолётов фирмы приведены в таблице 1, экспериментальных самолётов — в таблице 2.

В. В. Беляев.

Таблица 1 — Военные самолёты фирмы “Норт Американ”.

Основные данные

Бомбардировщики

Истребители и истребители-бомбардировщики

Палубный разведчик RA-5C

Лёгкий штурмовик и разведчик OV-10A

B-25J

ХВ-70

P-51D

F-86A

F-100D

Первый полёт, год

1944

1964

1944

1948

1956

1962

1967

Число и тип двигателей

2 поршнев двигат

6 турбореактивн двигателФ

1 поршнев двигат

1 турбореактивн двигател

1 турбореактивн двигателФ

2 турбореактивн двигателФ

2 турбовинтов двигат

Мощность двигателя, кВт

1270

-

1120

-

-

-

533

Тяга двигателя, кН

-

138

-

23,1

75,6

79,6

-

Длина самолёта, м

16,13

57,6

9,81

11,16

14,94

23,25

12,67

Высота самолёта, м

4,8

9,1

4,16

4,27

4,88

5,92

4,6

Высота самолёта, м

20,6

32

11,29

11,31

11,89

16,15

12,2

Площадь крыла, м2

56,66

585

21,66

26,8

35,8

71,44

20,5

Взлётная масса, т

             

нормальная

-

-

4,54

6,23

13,1

30,3

5,2

максимальная

15,87

250

5,26

7,43

18,04

36,23

6,5

Масса пустого самолёта, т

9,57

108

3,24

4,76

6,35

18,55

3,28

Боевая нагрузка, т

1,45

12,2

0,9

-

3,19

-

1,5

Максимальная дальность полёта, км

2050

10200

1520

-

-

-

-

Радиус действия, км

-

-

-

860

850

1600

370

Максимальная скорость полёта, км/ч

440

3200

700

1070

1460

2220

450

Потолок, м

6100

25000

12770

16170

14650

20400

8500

Экипаж, чел.

6

2

1

1

1

1

2

Вооружение

13 пулемётов (12,7 мм), бомбы, мины, торпеды

-

6 пулемётов (12,7 мм), бомбы, НАР

6 пулемётов (12,7 мм), НАР

4 пушки (20 мм), бомбы, НАР, 4 УР

Фоторазведывательное оборудование

2—4 пулемёта (7,62 мм), 2 пушки (20 мм), бомбы, НАР, ур, фоторазвдывательное оборудование

Таблица 2 — Экспериментальные самолёты фирмы “Норт Американ”.

Основные данные

Х-15А

X-15A-2

Первый полёт, год

1959

1964

Число и тип двигателей

1 жидкостный реактивный двигатель

1 жидкостный реактивный двигатель

Статическая тяга, кН

226

254

Длина самолёта, м

15,24

15,98

Высота самолёта, м

3,96

-

Размах крыла, м

6,7

6,7

Площадь крыла, м2

18,6

18,6

Стартовая масса, т

14,2

23,09

Масса пустого самолёта, т

5,2

-

Максимальная достигнутая скорость полета, км/ч

6604

7297

Максимальная достигнутая высота полёта, м

107960

-

Экипаж, чел.

1

1

Нортроп (Northrop) Джон Кнудсен (1895—1981) — американский авиаконструктор. В 1916 стал работать чертёжником на авиационном заводе, а в 1923 поступил на фирму “Дуглас”. В 1927 перешёл на фирму “Локхид” и участвовал в разработке самолётов “Вега”. Затем (в 1928) основал частную авиационную фирму “Авион” (Avion Corporation), где руководил разработкой и постройкой нескольких типов лёгких самолётов. В начале 30-х гг. организовал фирму, которая приняла участие в разработке транспортных и пассажирских самолётов DC-1, DC-2 и DC-3 совместно с фирмой “Дуглас”. В этот же период Н. разработал двухместный штурмовик А-17. В 1939 основал фирму “Нортроп”, которая специализировалась на разработке истребителей. Портрет см. на стр.381.

Дж. К. Нортроп.

“Нортроп” (Northrop Corporation) — авиаракетостроительная фирма США. Основана в 1939 Д. К. Нортропом под названием “Нортроп эркрафт” (Northrop Aircraft), современное название с 1959. Во время Второй мировой войны производила ночной истребитель Р-61 “Блэк уидоу” (первый полёт в 1942). В послевоенное время разработала реактивные истребители F-89 “Скорпион” (1948) и F-5A “Фридом-файтер” (1959), крылатую межконтинентальную ракету SM-62 “Снарк” (1951), создала ряд экспериментальных самолётов: “бесхвостку” Х-4 (1948), выполненные по схеме “летающее крыло” истребитель ХР-79 (1945) и бомбардировщики ХВ-35 (1946, см. рис. в таблице XXX) и YB-49 (1947), летательный аппарат с несущим корпусом и жидкостный реактивный двигатель HL-10, M2-F2 и M2-F3 (1966—1970), истребитель YF-I7 (1974). Основные авиационные программы 80-х гг.: разработка “малозаметного” (трудно обнаруживаемого с помощью радиолокационной станции и инфракрасной систем) стратегического бомбардировщика B-2 “Стелс” (1989, см. рис. 1), участие в производстве истребителя-бомбардировщика Макдоннелл-Дуглас F/A-18, созданного на основе истребителя YF-17; производство истребителей F-5E и F-5F “Тайгер” II (1972, выпуск завершён в 1987, всего построено 2610 самолётов серии F-5, состоявших на вооружении 31 страны, см. рис. 2), постройка и испытания опытного истребителя F-20 “Тайгершарк”, разработка опытного самолёта YF-23A по программе создания истребителя 90-х гг. ATF. Основные данные некоторых самолётов фирмы приведены в таблице.

В. В. Беляев, М. А. Левин.

Таблица — Самолёты фирмы “Нортроп”.

Основные данные

Истребитель-перехватчик F-89D

Истребители

Бомбардировщики

P-61B

F-5A

F-5E

YB-49

B-2

Первый полёт, год

1951

1942

1963

1972

1947

1989

Тип двигателей

2 турбореактивн двигателФ

2 поршнев двигат

2 турбореактивн двигателФ

2 турбореактивн двигателФ

8 турбореактивн двигател

4 турбореактивн двигателД

Мощность двигателя, кВт

-

1490

-

-

-

-

Тяга двигателя, кН

35,6

-

18,1

22,2

17,8

84,4

Длина самолёта, м

16,41

15,11

14,38

14,45

16,18

21

Высота самолёта, м

5,36

4,47

4

4,06

6,12

5,2

Размах крыла, м

18,19

20,12

7,7

8,13

52,43

52,4

Площадь крыла, м2

52,3

61,53

15,8

17,3

372

465

Взлётная масса, т

           

нормальная

-

13,47

6,2

-

-

-

максимальная

19,16

16,42

9,3

11,21

96,6

168

Масса пустого самолёта, т

-

9,98

3,56

4,41

40

45,4—50

Боевая нагрузка, т

-

2,9

2,8

3,17

16,7

22,6

Радиус действия, км

805

890

740

1060

-

-

Дальность полёта, км

-

-

-

-

1850 (с нагрузкой 16,7 т)

12230 (с нагрузкой 10,9 т)

Максимальная скорость полёта, км/ч

980

606

1500

1700

837

~950

Потолок, м

13200

10120

15240

15740

12800

-

Экипаж, чел.

2

3

1—2

1

7

2—3

Вооружение

104 НАР и 2 УР

4 пулемёта (12,7 мм), 4 пушки (20 мм)

2 пушки (20 мм), НАР и 2—6 УР

2 пушки (20 мм), кассетное оружие, НАР и 2 УР

Бомбы

8 УР и 8 бомб

Рис. 1. Стратегический бомбардировщик B-2 “Стелс”.

Рис. 2. Истребитель F-5E “Тайгер” II.

“Нортуэст Эрлайнс” (Northwest Airlines) — авиакомпания США, одна из крупнейших в мире. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в страны Западной Европы и Азии. Основана в 1926, ранее называлась “Нортуэст ориент”, современное название с 1985. В 1989 перевезла 38,86 миллионов пассажиров, пассажирооборот 75,86 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 323 самолёта.

носимый аварийный запас (НАЗ) — индивидуальный комплект средств, предназначенных для обеспечения жизнедеятельности членов экипажа летательного аппарата после вынужденного приземления в безлюдной местности или приводнения. Комплект уложен в специальный контейнер, который размещается вместе с парашютом в авиационном кресле. НАЗ состоит из средств визуальной сигнализации и радиосвязи, аварийного запаса пищи и воды, лагерного снаряжения, спасательных плавсредств, аптечки. К средствам визуальной сигнализации относятся комбинированный (ночной — дневной) сигнальный патрон (ПСНД), ракеты, мортирки со стреляющим устройством, красящий сигнальный порошок, сигнальное зеркало и проблесковый фонарь-маяк; к средствам радиосвязи — аварийная УКВ портативная радиостанция и радиомаяк. Аварийный запас пищи состоит из продуктов высокой калорийности, не требующих кулинарной обработки, хорошо сохраняющихся в любых климатических условиях. Аварийный запас воды содержится во флягах или специальных упаковках; имеются также средства для её добывания, обеззараживания и обессоливания: солнечный плёночный конденсатор для добывания воды в условиях пустыни, химический опреснитель или солнечный дистиллятор, бактерицидные препараты для обеззараживания воды из природных водоёмов. В лагерное снаряжение входят: рыболовный комплект, нож-мачете, очки-светофильтры, нож-пила, компас, сухое горючее, водо- и ветроустойчивые спички, накидка из алюминизированной ткани, сетка-накомарник; к морским спасательным средствам относятся одноместная надувная лодка или плот. Аптечка укомплектовывается перевязочными средствами, бактерицидными и противошоковыми средствами, антибиотиками, антидотом и репеллентом для защиты от летающих кровососущих насекомых.

HP — обозначение авиационных пушек, созданных А. Э. Нудельманом и А. А. Рихтером (см. таблицу). Пушки НР-23 устанавливались на истребителях и бомбардировщиках, а пушка НР-30 была основным оружием истребителей.

Таблица — Авиационные пушки HP.

Основные данные

НР-23

НР-30

Год принятия на вооружение

1949

1955

Калибр

23

30

Скорострельность, число выстрелов в 1 мин

850

900

Масса снаряда, г

200

410

Начальная скорость снаряда, м/с

690

780

Масса пушки, кг

39

66

НС — обозначение авиационных пушек, созданных А. Э. Нудельманом и А. С. Сурановым (см. таблицу). Пушки НС-37 и НС-45 применялись во время Великой Отечественной войны, а пушка НС-23 получила распространение в послевоенные годы. Крупнокалиберные пушки НС-37 и НС-45 устанавливались на истребителях в развале мотора (стрельба велась через втулку возд. винта); на штурмовиках Ил-2 пушки НС-37 устанавливались в крыле.

Таблица — Авиационные пушки НС.

Основные данные

НС-37

НС-45

НС-23

Год принятия на вооружение

1942

1944

1944

Калибр, мм

37

45

23

Скорострельность, число выстрелов в 1 мин

250

250

550

Масса снаряда, г

735

1065

200

Начальная скорость снаряда, м/с

900

850

690

Масса пушки, кг

150

150

37

Нудельман Александр Эммануилович (р. 1912) — советский конструктор авиационного автоматического оружия, доктор технических наук (1962), дважды Герой Социалистического Труда (1966, 1982). Окончил Одесский индустриальный институт (1935). С 1934 в КБ, в 1943—1987 начальник и главный конструктор КБ. Под руководством Н. разработаны авиационные пушки НС-23, НС-37, НС-45 (совместно с А. С. Сурановым), НР-23, НР-30 (совместно с А. А. Рихтером), Н-37 и другие. Ленинская премия (1964), Государственная премия СССР (1943, 1946, 1951, 1970, 1979). Награждён 4 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, орденами Кутузова 1-й и 2-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, медалями. Бронзовый бюст в Одессе.

А. Э. Нудельман.

нуссельта число местное [по имени немецеого физика В. Нуссельта (Nusselt)] — безразмерный параметр Nu{{c }}, равный произведению местного теплового потока q{{w }} на местное значение продольной координаты {{c }}, делённому на характерную теплопроводность {{l }} и разность характерных температур:

Nu{{c }} = q{{w c }}/({{l }}[T{{r}} — T{{w }}]).

Здесь Tr — адиабатическая температура (температура газа на поверхности теплоизолированного тела, которая устанавливается при достаточно продолжит, обтекании его потоком газа при наличии только конвективного теплообмена), T{{w }} — температура поверхности; в инженерной практике часто принимают {{l }} = {{l }}(T{{w }}). Н. ч. характеризует связь между интенсивностью теплообмена и температурным полем в пограничном слое. Используется при обработке расчётных и экспериментальных данных по местному теплообмену на обтекаемой поверхности. Часто используется суммарное, или интегральное Н. ч. Nu, определяемое выражением:

Nu = Ql/({{l }}S{{D }}T),

где Q — поток теплоты через поверхность S, l — характерный линейный размер, {{D }}T — разность характерных температур, например, разность между температурой торможения невозмущённого потока и средней температурой поверхности тела.

Ньюпор, Ньёпор (de Ni{{é}}port, псевдоним Nieuport) Эдуар (1875—1911) — французский лётчик и конструктор самолётов. С 1908 строил самолёты и поршневые двигатели, разрабатывал воздушные винты. В 1910 основал фирму “Ньюпор”, где построил моноплан (с обтекаемым, обтянутым полотном фюзеляжем, с поршневым двигателем мощностью 14,7 кВт), который достиг скорости 72 км/ч. В 1911 вариант этого моноплана — “Ньюпор IIN” с поршневым двигателем мощностью 20,6 кВт конструкции Н. установил мировой рекорд скорости 119,8 км/ч. В том же году на самолёте “Ньюпор IVG” с поршневым двигателем мощностью 36,8 кВт достигнута рекордная скорость 133,1 км/ч и установлен рекорд дальности по замкнутому маршруту 740,3 км. Н. погиб при посадке на самолёте собственной конструкции.

Э. Ньюпор.

“Ньюпор” (Societe Anonyme des Etablissements Nieuport) — самолётостроительная фирма Франции. Основана в 1910 Э. Ньюпором, в 1921 объединилась с фирмой “Астра” (Astra) и получила название “Н.-Астра” (Soci{{e}}t{{é}} Anonyme Nieuport-Astra), затем в течение нескольких лет называлась “Н.-Делаж” (G. Delage — главный конструктор фирмы). В 1934 предприятия фирмы вошли в состав концерна “Луар-Н.” (Groupement Loire-Nieuport), национализированного в 1936. До 1914 на фирме создан ряд рекордных самолётов, послуживших основой для военных моделей, строившихся в нескольких странах, включая Россию. В годы Первой мировой войны самолёты фирмы (разведчики и истребители) выпускались большими сериями и состояли на вооружении Франции, Великобритании, Италии, Бельгии, Нидерландов, США и России. Наиболее известными были истребители-бипланы Ньюпор 11 и 17 (рис. в таблице VII). В 20-х гг. Ньюпор-Делаж NiD 29 (создан в 1918) был основным истребителем военно-воздушных сил Франции, Италии, Бельгии и Японии. В 30-х гг. самолёты фирмы NiD 62, 622, 629 и другие составляли основу истребительной авиации Франции. Гражданские самолёты (NiD 590, 641, 741 и др.) не получили широкого распространения.

Ньютон (Newton) Исаак (1643—1727) — английский учёный, физик и математик, член Лондонского королевского общества (с 1672) и его президент (с 1703). Сформулировал 3 знаменитые “аксиомы, или законы движения”, составившие основу классической механики, открыл закон всемирного тяготения и создал основы небесной механики, разработал (независимо от Г. Лейбница) дифференциальное и интегральное исчисления, получил ряд важных результатов в оптике. В области гидродинамики исследовал природу сопротивления среды движению тел. Предложил модель корпускулярного строения сплошной среды и впервые определил аналитическим путём силу, действующую на обтекаемое жидкостью (газом) тело (см. также статью Аэродинамика и Ньютона теория обтекания). Рассмотрел скорость распространения звука в упругих средах. Многие результаты работ Н. (в том числе по гидродинамике) вошли в его фундаментальный труд “Математические начала натуральной философии” (1687) (с примечаниями и пояснениями А. И. Крылова; эта работа включена в Собрание трудов А. И. Крылова, т. 7, М.—Л., 1936).

Лит.: Вавилов С. И., И. Ньютон, 1643—1727, 4 изд., М., 1989.

И. Ньютон.

Ньютона теория обтекания — приближенная теория, описывающая обтекание тела идеальной жидкостью, частицы которой движутся с постоянной скоростью, не взаимодействуют друг с другом, а при столкновении с телом полностью передают ему нормальную к поверхности составляющую количества движения и, сохраняя постоянной касательную составляющую, продолжают двигаться вдоль тела. Предложена И. Ньютоном в конце XVII в. С точки зрения современной газовой динамики Н. таким образом соответствует модели гиперзвукового обтекания, в которой головная ударная волна в пределе совпадает с поверхностью тела нулевой кривизны (см. Гиперзвуковое течение). Основным результатом Н. таким образом является формула Ньютона для коэффициента давления cp: cp = 2sin2{{J }}, где {{J }} — угол наклона поверхности тела к вектору скорости набегающего потока. Эта формула практически применима и для приближенного расчета давления на телах выпуклой формы, в практике используется так же несколько более точная, так называемая модифицированная, формула Ньютона:

cp = cp0sin2{{J }}/ sin2{{J }}0,

где cp0 — точное значение коэффициента давления в некоторой характерной точке, соответствующей углу наклона поверхности {{J }}0. Величина cp0 — часто определяется в передней критической точке тела, для которой угол {{J }}0 равен 90{{°}}. Формула Ньютона не учитывает центробежные силы в сжатом слое газа, возникающие при его движении вдоль искривлённой поверхности. Для расчёта давления учётом центробежных сил используется формула Ньютона — Буземана.

На основе формул Ньютона и Ньютона — Буземана сравнительно просто решаются задачи оптимизации при определении формы тел минимального сопротивления аэродинамического в гиперзвуковом потоке. Например, тонкое тело вращения, образующая которого задана степенной функцией, является оптимальным при задании ряда комбинаций его геометрических параметров, волновое сопротивление может быть уменьшено путём перехода от тела вращения к пространственным телам с звездообразной формой поперечного сечения.

Лит.: Теория оптимальных аэродинамических форм, под ред. А. Миеле, пер. с англ., М., 1969; Аэромеханика сверхзвукового обтекания тел вращения степенной формы, под ред. Г. Л. Гродзовского, М., 1975; См. также лит. при статье Гиперзвуковое течение.

В. И. Голубкин.

Нюхтиков Михаил Александрович (р. 1906) — советский лётчик-испытатель, полковник, Герой Советского Союза (1957), заслуженный летчик испытатель СССР (1959). Участник Великой Отечественной войны. Окончил Ленинградскую военную теоретическую школу (1926), Качинскую военную авиационную школу (1927). Работал в НИИ ВВС и ОКБ А. И. Туполева. Летал на самолётах 232 типов, в том числе ДБ-А (на котором установил 2 мировых рекорда). Испытал 15 планеров, 3 планёра собственной конструкции. Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, 3 орденами Красной Звезды, орденом “Знак Почёта”, медалями.

М. А. Нюхтиков.

Hosted by uCoz