О

обзор из кабины экипажа — видимое внекабинное пространство, просматриваемое с рабочего места лётчика (штурмана) через остекление фонаря кабины летательного аппарата при перемещениях головы и туловища, не влияющих на технику пилотирования. Обзор должен обеспечивать лётчику возможность эксплуатации летательного аппарата на всех этапах полёта; он является важной характеристикой рабочего места лётчика, определяющей безопасность полёта и качество выполнения летательным аппаратом целевых задач, и, как правило, регламентируется нормативными документами.

Для предохранения стёкол фонаря от запотевания применяется обдув их тёплым воздухом изнутри кабины. Для очистки лобовых стёкол от атм. осадков служат механические стеклоочистители с электроприводом. Как правило, очищается плоскость в диапазоне углов 10{{°}} вверх и 15{{°}} вниз при азимутальных углах {{±}}15{{°}}. Передние лобовые стёкла фонаря обычно изготовляются незамерзающими из двух или трёх слоев силикатного стекла с токопроводящей прозрачной плёнкой между ними (иногда сеткой из тонкой проволоки). Обзор с места штурмана, расположенного впереди лётчика, обеспечивается через остекление носовой части фюзеляжа, в котором на многих самолётах имеется плоское стекло с повышенной прозрачностью и электрообогревом; через это стекло осуществляется наблюдение с помощью оптических устройств (в том числе прицелов).

обзорно-прицельная система — см. в статье Прицельно-навигационная система.

облака — система взвешенных в атмосфере продуктов конденсации водяного пара — капель воды или кристаллов льда или их по форме облачных образований выделяют 10 родов О.: перистые (на авиационных картах погоды обозначают Ci), перисто-кучевые (Cc) перисто-слоистые (Cs), высоко-кучевые (Ас), высоко-слоистые (As), слоисто-дождевые (Ns), слоистые (St), слоисто-кучевые (Sc), кучевые (Cu), кучево-дождевые (Cb). Роды О. подразделяются на виды (по особенностям их формы и внутренней структуры) и разновидности (по особенностям макроскопических элементов О. и по прозрачности О.). Каждый род О. наблюдается в определенном интервале высот (ярусе), зависящем от широты местности. О. нижнего яруса располагаются ниже 2 км; среднего яруса — в слое 2—7 км умеренных широтах, 2—4 км — в полярных широтах, 2—8 км — в тропических; верхнего яруса — выше 5 км в умеренных широтах, выше 3 км — в полярных, выше 6 км — в тропических. Отдельно выделяют О. вертикального развития — О., основание которых находится в нижнем, а вершина — в среднем или верхнем ярусе. К О. нижнего яруса относятся Sc, Si, Stfr (разорванно-слоистые), Frnb (разорванно-дождевые); О. среднего яруса — As, Ac, сюда же чаще всего относят и Ns; О. верхнего яруса — Ci, Сс, Cs.

Образование различных форм О. определяется процессами, происходящими в атмосфере. Под действием восходящих движений над фронтальной поверхностью и орографических препятствиях (возвышенности, склоны гор и т. п.) образуются О. восходящего скольжения — As, Ns, Ci, Cc, Cs. В устойчивых воздушных массах формируются St, Sc и Ас, в неустойчивых — Си, Cb (О. вертикального развития или О. конвекции).

При положительной температуре все О. состоят из капель воды. С понижением температуры ниже 0{{°}}С и до —12{{°}}С О. чаще всего состоят из переохлажденных капель, при более низкой температуре О. бывают смешанными или кристаллическими. О. верхнего яруса относятся к чисто кристаллическим. О. нижнего и среднего ярусов могут быть капельножидкими (переохлаждёнными и непереохлаждёнными), смешанными и кристаллическими в зависимости от положения изотерм 0{{°}}С и —12{{°}}С по отношению к облаку.

В районе аэродрома высоту нижней границы О. измеряют и сообщают потребителям (взлетающим или заходящим на посадку летательным аппаратам) каждые 30 мин. При уменьшении высоты нижней границы О. ниже уровня, определяемого минимумом погодным для данного аэродрома, её значение измеряют и передают потребителям каждые 15 мин. При особо неблагоприятных условиях высоту нижней границы О. измеряют сразу же по поступлении запроса диспетчера.

И. И. Гусева.

обледенение — отложение льда на поверхностях дорог, аэродромов, летательных аппаратов, морских судов и др. Различают три основных вида отложения льда: лёд, изморось и иней. О. происходит в результате замерзания оседающих на какой-либо поверхности переохлаждённых капель воды (имеющихся в облаке, тумане, мороси, дожде) или мокрого снега, а также вследствии сублимации содержащегося в воздухе водяного пара. Обязательным условием О. является отрицательная температура поверхности.

О. летательных аппаратов и воздушных винтов происходит как на земле, так и в полёте в переохлажденных облаках и осадках при температуре воздуха до -25{{°}}С, наиболее часто при температурах от 0 до —12{{°}}С и дефиците точки росы 3{{°}}С и менее (см. Влажность воздуха). О. ухудшает аэродинамические и лётные характеристики самолёта, может вызывать повреждения и нарушить работу двигателей, приборов, оборудования и систем. Наиболее опасно О. в полёте, обусловленное наличием в атмосфере воды в жидком (в виде переохлажденных капель), газообразном (в виде водяного пара) или твёрдом (в виде кристаллов льда) состоянии. Соответственно различают 3 типа О.: капельное, сублимационное и кристаллическое. Особенно часто О. происходит в облаках, содержащих переохлажденные капли или смесь капель и кристаллов.

Степень опасности О. определяется температурой наружного воздуха, продолжительностью и интенсивностью О. (нарастание льда в единицу времени или при прохождении летательного аппарата единицы пути — мм/мин, мм/км). О. возможно в широком диапазоне температур наружного воздуха и высот; интенсивность О. может достигать исключительно больших значений (до 30 мм/мин). Обычно летательного аппарата подвергается слабому или умеренному О. при полёте в нижних слоях атмосферы.

Формы и размеры ледяных наростов, образующихся на носке крыла самолёта, разнообразны и зависят от многих факторов (водности, размера капель, температуры воздуха и др.). О. возможно как во фронтальных зонах, так и в однородных воздушных массах. Около 50% случаев О. приходится на слоистые и слоисто-кучевые облака; весьма интенсивное О. встречается в кучево-дождевой облачности. Для предотвращения О. служат противообледенительные системы.

О. К. Трунов.

обнаружение цели — выделение на окружающем фоне таких объектов или соответствующих им сигналов, которые по одному или нескольким признакам могут принадлежать к интересующему типу целей. Производится либо визуально, либо с помощью различных технических систем. При визуальном обнаружении цели выделяются по геометрическому образу, цвету, контрасту, передвижению на местности, сопутствующим признакам — выпускным газам, пыли и т. д. Аппаратурное О. ц. производится в широком диапазоне спектра электро-магнитных колебаний: телевидение использует видимую часть спектра, теплопеленгаторы и тепловизоры — инфракрасное излучение, радиолокационные системы — волны от миллиметрового до сантиметрового и дециметрового диапазонов. Возможно также О. ц. по изменению магнитного поля, химического состава атмосферы вблизи цели и по другим признакам. После О. ц. осуществляется распознавание цели.

обозначения летательных аппаратов. Каждый образец летательного аппарата имеет одно или более обозначений. Они могут быть официальными или неофициальными, установленными пользователем летательного аппарата в соответствии с действующей в некоторых странах единой системой обозначений или присвоенными фирмой-разработчиком.

В СССР была принята следующая схема официального обозначения серийных летательных аппаратов: начальные буквы фамилии первого ген. (или главного) конструктора КБ, в котором разрабатывался данный летательный аппарат (Ан — Антонов О. К., Бе — Бериев Г. М., Ил — Ильюшин С. В., Ка — Камов И. И., Ла — Лавочкин С. А., ЛаГГ — Лавочкин, Горбунов В. П. и Гудков М. И., М — Мясищев В. М., Ми — Миль М. Л., МиГ — Микоян А. И. и Гуревич М. И., Пе — Петляков В. М., По — Поликарпов И. И., Су — Сухой П. О., Ту — Туполев А. И. Як — Яковлев А. С.), затем следуют номер базовой модели, буквенный шифр модификации (варианта) и иногда именное название (например, По-2, Ил-62М, МиГ-2ШФ, Ан-124 “Руслан”).

Для гражданских летательных аппаратов за рубежом применяют в основном фирменные обозначения. В большинстве случаев используют следующую схему обозначения (в полном, справочном виде): полное и сокращённое (обычно образованное из начальных букв) название фирмы, фирменный типовой номер, цифровой или буквенный шифр модификации (варианта), именное название летательного аппарата. Отдельные элементы обозначения могут отсутствовать, их порядок может отличаться от указанного. В авиационной литературе на русском языке полное название фирмы (без кавычек) и именное название летательного аппарата (в кавычках) обычно даются в практической транскрипции, остальные части обозначения сохраняются исходными. Например, пассажирский самолёт Фоккер F.27-500 “Френдшип”: полное (Фоккер) и сокращённое (F.) название нидерландской фирмы, очередной типовой номер (27), цифровой шифр варианта (500) и именное название (“Френдшип” — дружба); пассажирский самолёт Боинг 767-200: название фирмы США (Боинг), типовой номер (767), шифр варианта (200); вертолёт Аэроспасьяль AS 332C “Супер пума”: полное (Аэроспасьяль) и сокращённое (AS) название французской фирмы, типовой номер (332) и буква (С), обозначающая в данном случае гражданский вариант.

Для военных летательных аппаратов в США с 1962 действует единая буквенно-цифровая система обозначений. Основным элементом в обозначении является начальная группа, состоящая из одной, двух или трёх букв, определяющих класс (назначение) летательного аппарата, затем следуют очередной номер базовой модели летательного аппарата данного класса (по нумерации военного ведомства), шифр модификации, именное название (почти у каждого летательного аппарата). При однобуквенной начальной группе назначение летательного аппарата следующее: А — ударный, истребитель-бомбардировщик, штурмовик, B — бомбардировщик, C — военно-транспортный, E — со специальным радиоэлектронным оборудованием (например, для дальнего радиолокационного обнаружения и управления), F — истребитель, K — заправщик, O — наблюдения и целеуказания, P —базовый противолодочной обороны, R — разведчик, S — палубный палубный противолодочной обороны, T — учебно-тренировочный, U — общего назначения, X — экспериментальный. Например, F-15C “Игл” — истребитель базовой модели №15, модификация C (ранее были выпущены модификации A и B), именное название “Игл”. За буквой класса в начальной группе могут стоять только буквы H (вертолёт) и V (самолет короткого взлета и посадки или самолет вертикального взлета и посадки). Например, АН-64 — боевой вертолёт; AV-8 — штурмовик вертикального взлёта и посадки. Для модифицированных летательных аппаратов (с изменённым назначением) перед буквой класса исходного летательного аппарата ставятся буквы, обозначающие новый класс: D — наводчик беспилотного летательного аппарата или управляемых ракет, H — поисково-спасательный, L — для эксплуатации в арктических условиях, Q — беспилотный, V — штабной, связной, W — метеоразведчик; расшифровка букв А, С, Е, К, R, S, T, U — прежняя. Например, RF-4E — разведчик, созданный на базе истребителя F-4E. Первой буквой в начальной группе может быть также шифр состояния программы разработки летательного аппарата (для летательных аппаратов, не состоящих на вооружении): J или N — для специальных испытаний (первая буква присваивается временно, вторая — постоянно), X — опытный (для предварительных или общих испытаний), Y — опытный или предсерийный (для войсковых или конкурсных испытаний). Например, YUH-61 — опытный образец, построенный фирмой “Боинг вертол” в рамках конкурсной разработки вертолёта общего назначения (другим был YUH-60 фирмы “Сикорский”). В отдельных случаях обозначение не соответствует стандартной схеме (например, высотный разведчик U-2). В справочной литературе перед обозначением обычно указывается фирма-разработчик (например, Нортроп RF-5E). Аналогичную схему имеет в США система обозначений беспилотных летательных аппаратов и ракет.

В Великобритании принята следующая схема обозначений военных летательных аппаратов: именное название, класс, модификация. Буквенные обозначения некоторых классов летательных аппаратов: AEW — дальнего радиолокационного обнаружения, AS — противолодочной обороны, B — бомбардировщик, B(I) — бомбардировщик для изоляции поля боя, C — военно-транспортный, D — беспилотный, E — со специальной радиоэлектронной аппаратурой, F — истребитель, FGA или FG — многоцелевой истребитель, истребитель-бомбардировщик, FGR — многоцелевой истребитель-разведчик, FRS — ударный самолёт-разведчик, K — заправщик, MR — морской разведчик, патрульный, S — ударный, T — учебно-тренировочный, TT — буксировщик мишеней, W — метеоразведчик. При обозначении класса вертолётов добавляется буква H, например: HAR — поисково-спасательный, HAS — противолодочной обороны, HL — связной, HC — транспортно-десантный, HU — общего назначения. Модификация пишется в виде Mk.l, Mk.2 и т. д. В справочной литературе перед обозначением обычно указывается полное или сокращённое название фирмы (например, ВАе “Нимрод” AEW. Mk.3 — противолодочный самолёт фирмы “Бритиш аэроспейс”).

Во Франции летательные аппараты имеют обозначения, установленные фирмами-разработчиками. Единой системы О. л. а. нет. Например, ряд боевых самолётов фирмы “Дассо-Бреге” объединён названием “Мираж”, за которым в обозначении следуют очередной фирменный номер базовой модели (в одном случае — в виде F-1) и буква, обычно определяющая назначение летательного аппарата (C — перехватчик, B — учебно-тренировочный, E — многоцелевой, N — ударный с ядерным оружием, R — разведывательный). Например, истребитель-бомбардировщик “Мираж” IIIE, перехватчик “Мираж”2000C, стратегический бомбардировщик “Мираж”IVA (здесь A — первый вариант). В начале 1990 во Франции принята новая система обозначения военных вертолётов, цифровой индекс которых начинается на цифру 5. За цифровым индексом идёт буква, определяющая назначение вертолёта: U — многоцелевой, A — вертолёт, имеющий вооружение, C — противотанковый, M — морской, S — морской противолодочный или противокорабельный. Например, многоцелевой вертолёт Аэроспасьяль AS 555U “Экюрёй”, палубный вертолёт Аэроспасьяль AS 565M.

В Италии О. л. а. не унифицированы, каждая фирма применяет собственные обозначения. Обычно после полного названия фирмы следует определенное сочетание букв (сокращенное название фирмы, традиционная марка продукции и т. д.), типовой номер и модификация, обозначаемая буквой. Например, Аэрмакки MB.339A (буквы M и B традиционно определяют продукцию фирмы Аэрмакки, очередной номер присвоенный учебно-боевому самолёту, A — первый вариант).

В ФРГ используются многие самолёты и вертолёты фирм США или разработанные по международным программам. За ними сохраняются их исходные обозначения. Для военных вариантов летательных аппаратов разработок ФРГ применяются фирменные названия с дополнительными буквенными признаками модификации. Например, вертолёт MBB Bo 105P: MBB — сокращённое название фирмы “Мессершмитт-Бёльков-Блом”, Bo — сокращённое название фирмы “Бельков”, являющейся разработчиком базовой модели, 105 — очередной фирменный номер, P — противотанковый.

В Японии также нет чёткой системы О. л. а. Класс военных летательных аппаратов, как правило, указывается латинскими буквами: C — военно-транспортный, F — истребитель, P — базовый противолодочной обороны, R — разведчик, S — амфибия, T — учебно-тренировочный, U — общего назначения, X — экспериментальный, Y — опытный. Вертолёты обозначаются буквой H. Например, Мицубиси F-1 — многоцелевой истребитель фирмы “Мицубиси”, типовой №1 в японских ВВС.

В Швеции существует следующая схема обозначения военных самолётов: название фирмы, класс летательного аппарата (A — штурмовик, J — истребитель, S — разведчик; для многоцелевых самолётов — сочетание букв: AJ — истребитель-бомбардировщик, JA — истребитель, способный поражать и наземные цели, и т. д.), типовой номер летательного аппарата, его модификация и именное название (например, СААБ-Скания J-35F “Дракон”).

В Канаде система обозначений военных летательных аппаратов имеет схему, близкую к принятой в США: национальная принадлежность (буква C; перед обозначением самолётов, закупаемых в США, обычно также ставят букву C), буквенный шифр класса (например, C — военно-транспортный, F — истребитель, P — базовый патрульный, SR — поисково-спасательный, T — учебно-тренировочный или учебно-боевой), очередной номер базовой модели, признак модификации, именное название (например, CC-115 — канадский военно-транспортный самолёт модели 115; Макдоннелл-Дуглас CF-18А — истребитель F-18A американского производства для ВВС Канады).

Летательные аппараты других стран имеют в основном фирменные обозначения. Для разработки и производства летательных аппаратов по международным программам часто образуются консорциумы, в которые входят фирмы разных стран. В О. л. а., созданных в кооперации, указывается названия фирм-участниц или образованного ими консорциума (например, пассажирские самолёты Аэроспасьяль-Аэриталия ATR42 или Эрбас индастри A300, истребитель Панавиа “Торнадо”, истребитель-бомбардировщик СЕПЕКАТ “Ягуар”). О. л. а., выпускаемых по лицензии, обычно дополняются признаком страны-покупателя лицензии и названия новой фирмы-производителя (например, Макдоннелл-Дуглас-Мицубиси F-15J — истребитель фирмы “Макдоннелл-Дуглас” (США), выпускаемый по лицензии японской фирмой “Мицубиси”; буква J означает страну — Японию). В отдельных случаях указывается только новая фирма-изготовитель (Канадэр CF-5A — вариант истребителя Нортроп F-5A, выпускавшийся канадской фирмой). Обозначения экспортируемых военных летательных аппаратов иногда дополняются признаком страны-покупателя, например “Мираж” 5V — французский истребитель для Венесуэлы (V). В ряде случаев страна-покупатель полностью меняет исходное О. л. а.

Образцов Иван Филиппович (р. 1920) — советский учёный в области строительной механики и теории прочности летательных аппаратов, академик АН СССР (1974; член-корреспондент 1966). Участник Великой Отечественной войны. После окончания московский авиационный институт (1944) преподавал в нём (с 1957 профессор, в 1958—1972 ректор). С 1972 министр высшего и среднего специального образования РСФСР. Основные труды по теории и общим методам расчёта тонкостенных пространств, систем, в том числе оболочечных конструкций типа крыла или фюзеляжа из композиционных материалов; по методам расчёта оптимальных конструкций заданной надёжности и живучести при сложном спектре действующих внешних нагрузок и эксплуатационных режимов, по проблемам автоматизации экспериментальных исследований. Ленинская премия (1988), Государственная премия СССР (1976). Народный депутат СССР с 1989. Награждён 3 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Отечественной войны 1-й и 2-й степени, Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями.

Соч.: Вариационные методы расчета тонкостенных авиационных пространственных конструкций, М., 1966.

И. Ф. Образцов.

обратимости теорема в аэродинамике — устанавливает интегральную связь между скосами потока и аэродинамическими нагрузками на тонком крыле при обтекании прямым (V_f) и обращённым (V_r) потоками:

{{формула}}

Здесь V_f — скорость прямого и V_r(V_r = —V_f) — скорость обращённого потоков, П —разность давлений на верхнем и нижнем поверхностях крыла (аэродинамическая нагрузка) при произвольно заданном распределении скоса {{w }}(x, z) (индекс f относится к прямому потоку, r — к обращённому), интегрирование при водится по поверхности крыла S (см. рис.). Справедлива при обтекании крыла идеальной несжимаемой жидкостью, а также до- и сверхзвуковым потоком газа, когда уравнение для потенциала скорости является линейным в точной постановке задачи или приближённо. Доказывается применением функции Грина к этому линейному уравнению с учетом соответствующих граничных условий. Приведённая формулировка О. т. сохраняет силу и в случае нестационарного обтекания крыла при гармонических зависимостях функций от времени t, если входящие в неё величины трактовать как амплитуды этих зависимостей, например {{w }}(x, z, t) = {{w }}(x, z)exp(i{{w }}t) ({{w }} — частота).

Из О. т. вытекает ряд следствий, которые упрощают расчёт действующих на крыло аэродинамических сил и моментов. Согласно одному из них, подъёмная сила крыла в прямом потоке имеет то же значение, что и в обращённом. При стационарном сверхзвуковом обтекании плоского крыла со стреловидной передней и прямой задней кромками это даёт возможность, переходя к обращённому обтеканию, вычислять коэффициент подъёмной силы крыла конечного размаха по Аккерета формулам, как и для пластины бесконечного размаха.

Другое следствие относится к расчёту аэродинамических сил и моментов крыла с деформирующейся поверхностью или отклоняемыми органами управления. Полагая {{w }}_r = 1, получим в левой части приведённого выше равенства подъёмную силу крыла. Если рассчитать распределение давления на жёстком крыле с таким постоянным значением скоса потока в обращенном потоке и воспользоваться О. т., то можно исследовать влияние на подъёмную силу нестационарных деформаций поверхности крыла и отклонения органов управления, выбирая соответствующее распределение скоса {{w }}_f и вычисляя интеграл в правой части. Задавая линейные распределения {{w }}_r = x или {{w }}_r = z, придём к аналогичному результату для продольного момента или момента крена.

О. т. обобщается и на случай произвольного нестационарного обтекания тонкого крыла. Одно из её важных следствий при этом гласит, что импульс подъёмной силы (продольного момента, момента крена), сообщаемый крылу за всё время нестационарного обтекания, совпадает с импульсом, определённым по квазистационарной теории (если значение импульса конечно).

Лит. см. при статье Нестационарное течение.

В. И. Голубкин.

обратная стреловидность — один из способов реализации эффекта скользящего крыла (см. Скольжения принцип) для уменьшения волнового сопротивления при околозвуковых скоростях полёта. В отличие от обычного крыла прямой стреловидности (КПС) у крыла О. с. (КОС) носки концевых сечений располагаются впереди носка корневого сечения (угол стреловидности отрицателен).

Характерной особенностью дозвукового обтекания КОС является возникновение срыва потока в корневой части крыла при сравнительно небольших углах атаки и практически безотрывное обтекание концевых частей КОС, что обеспечивает сохранение эффективности элеронов (см. Эффективность органов управления) до больших углов атаки. Развитие срывного обтекания в корневой части КОС может быть ослаблено установкой горизонтального оперения перед крылом (аэродинамическая схема “утка”) или с помощью треугольного переднего наплыва крыла.

При сверхкритическом обтекании КОС (Маха число полёта больше критического M_*) фронт скачка уплотнения, замыкающего местную сверхзвуковую зону в средней части крыла, располагается примерно вдоль линий равных процентов хорд крыла. Поэтому следует так профилировать КОС, чтобы замыкающий скачок располагался в задней части крыла, где линии равных процентов хорд имеют наибольшую стреловидность. Этого можно добиться применением для КОС сверхкритических профилей. В этом случае при заданном значении M_*, КОС может быть выполнено с меньшим по модулю углом стреловидности по передней кромке, чем КПС, что приводит к повышению несущих свойств и аэродинамического качества крыла. Для КОС допустимы большие сужения крыла, чем для КПС. Применение КОС в схеме “утка” позволяет также получить более благоприятное распределение площадей поперечных сечений по длине летательного аппарата и тем самым уменьшить волновое сопротивление, обусловленное объёмом (см. Площадей правило). При взлёте и посадке концы КОС удаляются от земли при увеличении угла атаки, что повышает безопасность полёта. Рулевые поверхности КОС могут быть использованы в качестве так называемой безмоментной механизации крыла для создания приращений подъёмной силы без изменения продольного момента. Однако КОС более склонно к развитию дивергенции концов крыла. Применение в конструкции крыла композиционных материалов в сочетании со специальными конструктивно-силовыми схемами позволяет в значительной степени устранить этот недостаток КОС без существенного увеличения массы крыла.

В 1944 в Германии был построен опытный бомбардировщик с КОС Ju-287. В СССР в 1947—1948 проводились лётные исследования на имевшем пороховой ускоритель экспериментальном планёре ЛЛ-2 с КОС. В 1984 в США был создан экспериментальный самолёт с КОС Грумман Х-29А (см. рис. в статье “Грумман”).

Л. Е. Васильев.

“обратная чайка” — схема крыла, при которой корневые его части имеют отрицательное поперечное V крыла, а концевые — положительное или горизонтальны (см. рис.).

Крыло похоже на перевёрнутое крыло летящей чайки (отсюда название). Применение такого крыла на низкоплане позволяет уменьшить высоту стоек шасси (устанавливаются обычно в местах стыковки корневых и концевых частей крыла) при заданной высоте расположения фюзеляжа над землёй на стоянке, при разбеге или пробеге, определяемой, например, диаметром винта или требованиями доступа к люкам и узлам подвески грузов.

Крыло схемы “Обратная чайка”.

обслуживание воздушного движения — система согласованных действий по обеспечению полётов летательных аппаратов, имеющая целью предотвращение столкновений между ними (а при движении по площади маневрирования аэродрома, кроме того, — с препятствиями на этой площади), поддержание порядка и ускорение движения в потоке летательного аппарата, обеспечение экипажей информацией, необходимой для выполнения полёта, а также извещение органов поисково-спасательного обеспечения о летательных аппаратах, терпящих бедствие. В документах Международной организации гражданской авиации (ИКАО) О. в. д. определяется как общий термин, используемый для обозначения относящихся к нему видов обслуживания: полётно-информационного, консультативного, диспетчерского (в том числе районного, обслуживания подхода, аэродромного), аварийного оповещения.

Полётно-информационное обслуживание заключается в предоставлении экипажам всех летательных аппаратов консультаций и информации, необходимых для безопасного и эффективного выполнения полётов, в том числе информации о метеоусловиях (фактических и прогнозируемых), работе радиотехнических средств, состоянии аэродромов в районе полётов и др. В неконтролируемом воздушном пространстве О. в. д. ограничивается полётно-информационным обслуживанием и аварийным оповещением.

Консультативным обслуживанием обеспечиваются летательные аппараты, выполняющие полёты по правилам полётов по приборам в воздушном пространстве, специально установленном для такого обслуживания. Пилоты (командиры летательных аппаратов) получают информацию о воздушной обстановке и рекомендации (советы) относительно их действий для предупреждения столкновений с другими летательными аппаратами, выполняющими полёты в том же пространстве.

При диспетчерском обслуживании осуществляются контроль и управление воздушным движением с целью предотвращения столкновений между летательными аппаратами в контролируемом воздушном пространстве, а также летательного пространства с препятствиями на аэродроме. Органы диспетчерского обслуживания одновременно осуществляют полётно-информационное обслуживание и аварийное оповещение в отношении летательных аппаратов, находящихся под их контролем.

Аварийное оповещение предназначено для уведомления органов поисково-спасательной службы о летательных аппаратах, которые нуждаются в поиске и спасании или в отношении которых совершён акт незаконного вмешательства (см. Поиск и спасание воздушных судов).

Обслуживание всех полётов летательных аппаратов во всём воздушном пространстве нашей страны обеспечивается в виде управления воздушным движением.

А. И. Котов, А. М. Пашестюк.

обтекатель — вспомогательная конструкция летательного аппарата с плавными обводами, устанавливаемая поверх выступающих в воздушный поток агрегатов или деталей летательного аппарата для уменьшения аэродинамического сопротивления и исключения возможного срыва потока. Форму и габариты О. определяют размеры закрываемого агрегата и скоростные характеристики летательного аппарата. Окончательные обводы и переходы к основной конструкции отрабатываются продувками О. в аэродинамической трубе. Главные условия эффективности О. — его жёсткость и высокое качество поверхности. Получают распространение конструкции О. из трёхслойного материала с сотовым заполнителем, которые приходят на смену традиционным О. из листового алюминия с подкрепляющими стрингерами, шпангоутами и диафрагмами. В местах сочленения основных агрегатов аналогичные задачи по уменьшению аэродинамического сопротивления выполняют зализы. Антенные О. изготавливаются из радиопрозрачных материалов. См. также статью Гаргрот.

обшивка — оболочка, образующая внешнюю поверхность летательного аппарата. В современных летательных аппаратах используется жёсткая “работающая” О., воспринимающая одновременно внешние аэродинамические нагрузки, нагрузки в виде изгибающих и крутящих моментов, а также перерезывающих сил, действующих на каркас летательного аппарата (рис. 1). Распространённая ранее “мягкая” несиловая О. из ткани или фанеры используется редко (в основном в конструкциях лёгких спортивных или тренировочных самолётов и планеров, имеющих малую скорость полёта).

О. крыла и оперения в зависимости от выбранного типа конструкции может быть тонкой, подкреплённой стрингерным набором, или толстой, выполненной из монолитной прессованной либо фрезерованной панели (рис. 2), или трёхслойной (рис. 3). Во всех случаях О. должна быть жёсткой и сохранять заданную форму. Преждевременное образование складок и волн на О. ведёт к значительному увеличению аэродинамического сопротивления в полёте. Под действием изгибающего момента верхняя О. крыла нагружена регулярно повторяющимися сжимающими усилиями, а нижняя — растягивающими. В связи с этим для верхних “сжатых” О. (панелей) используются высокопрочные материалы, хорошо работающие на сжатие, а для нижних “растянутых” панелей — материалы, имеющие высокие усталостные характеристики. Для сверхзвуковых летательных аппаратов материал О. (панелей) выбирается с учётом аэродинамического нагревания в полёте. В местах нагревания устанавливается О. из теплостойких алюминиевых материалов, титана или стали, а в остальных частях — из обычных алюминиевых сплавов.

Для повышения живучести конструкции ширина листов О. в сечении крыла выбирается из условия допускаемого разрушения одного из листов без потери общей прочности крыла. В высокоресурсных конструкциях по длине крыла стремятся максимально сократить число стыков, имеющих значительно меньший ресурс в сравнении с основным полотном О. Масса О. крыла составляет около 25—50% его общей массы, поэтому с целью улучшения весовых характеристик производится механическое или химическое профилирование листов и панелей по толщине в допустимых прочностью пределах.

Толщина О. фюзеляжа выбирается в зависимости от действующей нагрузки. При этом учитывается, что верхняя зона О. воспринимает растягивающие усилия всей площадью О. и стрингеров, а нижняя зона — сжимающие нагрузки только частью О., присоединённой к стрингерам, длиной l = 30{{d }} (где {{d }} — толщина О.). В герметичном фюзеляже (см. Гермокабина) толщина О. выбирается с учётом внутреннего избыточного давления. Для обеспечения необходимого ресурса гермокабины используются алюминиевые листы, прессованные и фрезерованные панели повышенной чистоты из высокоресурсного сплава. Для повышения живучести конструкции фюзеляжа на О. высокоресурсных гермокабин часто применяются ленты-стопперы, являющиеся остановителями трещин (рис. 4). Ленты устанавливаются по всему периметру фюзеляжа (под шпангоутами или между ними).

В. К. Рахилин.

Рис. 1. Нагрузки, действующие на обшивку крыла самолёта: M_изг — изгибающий момент; M_кр — крутящий момент; Q — перерезывающая сила; {{s }} — нормальные напряжения; {{t }}_Q1, {{t }}_Q2 — напряжения сдвига; {{t }}_Mкр — напряжения от крутящего момента.

Рис. 2. Монолитная фрезерованная панель.

Рис. 3. Трёхслойная обшивка: 1 — верхняя обшивка; 2 — заполнитель; 3 — нижняя обшивка; а — сотовый заполнитель; б — пористый заполнитель; в — гофрированный заполнитель.

Рис. 4. Крепление шпангоутов, стрингеров и обшивки фюзеляжа: 1 — шпангоут; 2 — обшивка; 3 — стрингер; 4 — титановая лента-стоппер.

общество друзей воздушного флота (ОДВФ) — первая в СССР массовая добровольная общественная организация по содействию развитию Воздушного флота. Основано в марте 1923 в Москве. В Совет ОДВФ вошли видные государственные деятели, учёные: В. А. Антонов-Овсеенко, Ф. Э. Дзержинский, Л. Б. Красин, А. В. Луначарский, М. В. Фрунзе, С. А. Чаплыгин и другие. В Совете работали агитационно-пропагандистская, техническая, научно-теоретическая, промышленно-хозяйственная, спортивная и финансовая секции. В РСФСР, на Украине, в Белоруссии и Закавказье были организованы республиканские общества. К концу 1923 ОДВФ насчитывало 580 тысяч членов. В ноябре 1923 вышел первый номер печатного органа ОДВФ — журнала “Самолёт”, был проведён первый слёт планеристов в Крыму. В мае 1925 произошло слияние ОДВФ и Общества друзей химической обороны (Доброхима) в Общество друзей авиационной и химической обороны и промышленности (Авиахим). К моменту слияния этих обществ ОДВФ насчитывало 2 миллиона членов, было собрано свыше 4,5 миллиона рублей золотом, построено свыше 120 военных и гражданских самолётов, десятки аэродромов и посадочных площадок, оказана финансовая поддержка самолёто- и моторостроительным заводам, авиашколам, Центральному аэрогидродинамическому институту, Академии воздушного флота имени профессора Н. Е. Жуковского, проведена большая просветительская и пропагандистская работа.

общество инженеров автомобильной промышленности, промышленности летательных аппаратов и транспорта (Society of Automotive Engineers, SAE). Создано в 1905, находится в Уоррендейле (штат Пенсильвания, США). Основные задачи: разработка и уточнение стандартов на детали и элементы конструкции, материалы, методы испытаний и т. д. Работу общества возглавляет президент и совет директоров. Совет руководит работой около 500 технических комиссий. Работы по стандартизации в области авиационной, ракетной и космической техники возглавляются комиссиями в пяти отделениях Совета по авиации, ракетной технике и космонавтике (общих проблем разработки проектов, оборудования, силовых установок, материалов, измерит, техники). Этот Совет координирует работы по стандартизации в США и представляет интересы США в международном масштабе. Общество ежегодно проводит конференции и международные симпозиумы, материалы которых публикуются в сборнике “SAE Preprints”. Издаёт стандарты и нормативы, научно-технический журнал “Automotive Engineering”.

общество по авиации и космонавтике ФРГ (Deutsche Gesellschaft f{{u}}r Luft und Raumfahrt, DQLR). Основано в 1967, находится в Кёльне. Занимается организацией ежегодных конференций по проблемам авиации и космонавтики. Издает журнал “DGLR Mitteilungen” (выходит ежеквартально).

общий шаг — компонент угла установки лопастей несущего винта или рулевого винта вертолёта, не зависящий от азимутального положения лопастей (при фиксированном управлении). Изменение О. ш. используется для управления тягой винта, на вертолётах соосной схемы и с перекрещивающимися винтами дифференциальное изменение О. ш. винтов применяется также для путевого управления, а на вертолётах поперечной схемы — для поперечного. О. ш. летчик изменяет с помощью рычага “шаг — газ”, перемещение которого вызывает поступательное движение тарелки автомата перекоса вдоль оси приводного вала винта при одновременном изменении мощности силовой установки.

объемная сила — см. в статье Массовые силы.

огни аэронавигационные летательного аппарата — бортовое свето-сигнальное устройство для обозначения совместно с маяком световым траектории полета летательного аппарата в воздухе с целью предотвращения опасного сближения с другими летательными аппаратами. Состоят из красного, зелёного и белого огней. Красный огонь устанавливается в левой законцовке крыла, зелёный — в правой, белый — задней части хвостового оперения. Зона излучения в горизонтальной плоскости левого и правого огней 110{{°}}, заднего — 140{{°}}. В вертикальной плоскости все огни излучают в {{±}}90{{°}}. Сила света левого и правого огней 250 кд, заднего — 70 кд. Дальность обнаружения до 20 км.

одесский аэроклуб — основан 11(24) марта 1908 как научно-спортивное общество для содействия развитию отечественной авиации и воздухоплавания. Руководящим органом О. а. был комитет. С октября 1909 при О. а. работала научно-техническая комиссия. 8(21) марта 1910 О. а. организовал в Одессе первые в России показательные полёты русского лётчика М. И. Ефимова. Через неделю после него в воздух поднялся С. И. Уточкин. Затем проводились полёты И. М. Заикина, И. И. Костина, В. И. Хиони и других первых русских авиаторов. О. а. участвовал в созыве и проведении Всероссийских воздухоплавательных съездов, организовал и провёл в 1910 в Одессе Южный воздухоплавательный съезд. В том же году аэроклуб организовал воздухоплавательный отдел на Одесской промышленной выставке. С июля 1910 при О. а. работала авиационная школа пилотов с военными и гражданскими классами. Руководил ею лётчик и конструктор Хиони. Во время Первой мировой войны школа была передана военному ведомству. В 1917 О. а. прекратил существование.

Одинцов Михаил Петрович (р. 1921) — советский лётчик, генерал-полковник авиации (1976), заслуженный военный лётчик СССР (1967), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1938. Окончил Энгельсское военное училище лётчиков (1940), Военно-политическую академию (1952), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1959). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром звена бомбардировочного авиаполка, командиром эскадрильи, штурманом штурмового авиаполка. Совершил 215 боевых вылетов. После войны командовал авиаполком, авиадивизией, ВВС военного округа. С 1976 генерал-инспектор ВВС. Награждён 2 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 5 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, орденами Отечественной войны 2-й степени, Красной Звезды, “За службу Родине в Вооружённых. Силах СССР” 3-й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в Екатеринбурге. Портрет см. на стр. 389.

Соч.: Тогда, в 42-м ..., М., 1977; Преодоление, М., 1982; Испытание огнем, 2 изд., М., 1983.

Лит.: Мельников И., Небо — на всю жизнь, в кн.: Высокое звание, 2 изд., Пермь, 1978.

М. П. Одинцов.

окалиностойкие материалы — то же, что жаростойкие сплавы.

окислитель — компонент топлива, окисляющий горючее при сгорании в камере ракетного двигателя. О. должен реагировать с горючими элементами с выделением максимального количества теплоты. В жидких ракетных топливах в качестве О. используют жидкий кислород, азотнокислые соединения, пероксид водорода, В качестве перспективных О. исследуются жидкий фтор и его соединения. В твёрдых ракетных топливах в качестве О. применяются неорганические нитраты, органические нитросоединения и эфиры азотной кислоты, перхлораты металлов и неметаллов (аммония и других). О. горючего в воздушно-реактивном двигателе служит атмосферный воздух.

окклюзия (от средневекового латинского occlusio — запирание, скрывание) — смыкание атмосферных фронтов в циклоне. Холодный фронт движется заметно быстрее, чем тёплый. Оба фронта соприкасаются у земной поверхности, образуя фронт О. В результате О. тёплый воздух вытесняется в верхнюю тропосферу, возрастает вертикальная мощность циклона, уменьшается скорость его перемещения, ликвидируются температурные контрасты в системе циклона. Это приводит к заполнению циклона холодным воздухом и его затуханию. С фронтом О. нередко связаны мощная облачность, плохая видимость, туманы и другие опасные для полётов летательных аппаратов явления погоды.

околозвуковая скорость, трансзвуковая скорость, — скорость V газа, близкая к местной скорости звука а: |V—a| < < a (|M—1| < < 1, M — Маха число). 2) О. с. полёта — скорость летательного аппарата, близкая к скорости звука в невозмущенном потоке. Полёт с О. с. сопровождается, даже при M{{¥ }} < 1, образованием на поверхности летательного аппарата местных сверхзвуковых зон со скачками уплотнения, резким изменением аэродинамических характеристик (см. Трансзвуковое течение, Волновой кризис).

околозвуковое течение — то же, что трансзвуковое течение.

Окулов Василий Андреевич (1899—1974) — организатор авиационной промышленности, генерал-лейтенант инженерно-технической службы (1944). В Советской Армии с 1918. Участник Гражданской войны. Окончил Военно-воздушную академию РККА имени профессора Н. Е. Жуковского (1934; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). Военный представитель на авиационный заводах (1934—1938), директор крупных авиационных заводов в Москве и Казани, где выпускались самолёты СБ, Пе-8, Пе-2, Ту-2, Ту-4 (1938—1949), начальник филиала Центрального института авиационного моторостроения (1949—1951), заместитель начальника Центрального аэрогидродинамического института по производству (1951—1974). При непосредственном участии О. были решены сложные задачи строительства новой экспериментальной и производственной базы Центрального аэрогидродинамического института, её модернизации, что обеспечило проведение научных и экспериментальных исследований новых образцов авиационной техники. Награждён 4 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 2 орденами Красного Знамени, орденом Кутузова 1-й степени, 2 орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

В. А. Окулов.

“Олимпик Эруэйс” (Olympic Airways) — авиакомпания Греции. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Европы, Азии, Африки, Ближнего и Среднего Востока, а также в США, Японию, Канаду и Австралию. Основана в 1957 после слияния ранее существовавших мелких авиакомпаний. В 1989 перевезла 6,7 миллионов пассажиров, пассажирооборот 8,01 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 55 самолётов.

“Олл Ниппон Эруэйс” (ANA, All Nippon Airways) — авиакомпания Японии. Осуществляет перевозки внутри страны, а также в США, Канаду, Австралию, страны Западной Европы и Азии. Основана в 1952 под названием “Джапан геликоптер энд эрплейн”, современное название с 1985. В 1989 перевезла 29,7 миллионов пассажиров, пассажирооборот 28,68 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 105 самолётов.

ометаемая площадь несущего винта — площадь поверхности, описываемой лопастями несущего винта при их вращении (при нулевых углах взмаха и качания лопасти). О. п. вычисляется как площадь круга с радиусом, равным радиусу несущего винта. Эта характеристика является определяющей в аэродинамических расчётах вертолётов (подобно площади несущей поверхности других летательных аппаратов).

омское моторостроительное производственное объединение имени П. И. Баранова — берёт начало от завода в г. Александровске (ныне Запорожье), основано в 1916 акционерным обществом “Дека” (Дюфлон и Константинович) и выпускавшего авиационные поршневые двигатели иностранных моделей. Был воссоздан в 1920 (Государственный авиационный завод №9; с 1922 — “Большевик”, с 1927 — завод №29, с 1933 — имени П. И. Баранова), в августе — сентябре 1941 перебазирован в Омск. В 20—30-е гг. завод строил авиационные поршневые двигатели М-6, М-11, М-22, М-85, М-86, М-87, М-88. В Омске в годы Великой Отечественной войны завод №29 имени П. И. Баранова выпустил 17726 поршневых двигателей М-88 и АШ-82ФН. Производство поршневых двигателей и газотурбинных двигателей для самолётов и вертолётов продолжалось и в последующий период (АШ-21, АШ-82ФН, АШ-82Т, АШ-82В, ГТД-ЗФ, вспомогательная силовая установка ВСУ-10 для пассажирского самолёта Ил-86 и др.). В разные годы на заводе работали А. С. Назаров, В. Я. Климов, С. К. Туманский, Е. В. Урмин, А. Г. Ивченко, В. А. Глушенков. Предприятие награждено орденами Ленина (1945), Октябрьской Революции (1971), Трудового Красного Знамени (1944). В 1979 на основе завода образовано производственное объединение.

омское производственное объединение “Полет” — берёт начало от завода №166, образованного в июле 1941 в Омске в результате слияния эвакуированных сюда заводов №156 из Москвы и №81 из г. Тушино Московской области. В ноябре—декабре 1941 в его состав влилась часть коллектива завода №288 из г. Кимры Калининской области. В 1941—1942 завод №166 выпустил первую партию бомбардировщиков Ту-2 (79 экземпляров), а затем был переключён на производство истребителей Як-9 (их было построено 3405 экземпляров в 1942—1945). В годы Великой Отечественной войны на заводе работали А. И. Туполев, С. П. Королёв, В. М. Мясищев, Д. Л. Томашевич. После войны завод снова строил Ту-2, затем производил реактивные бомбардировщики Ил-28 и пассажирские самолёты Ту-104, поставлял крылья для самолётов Як-14. Предприятие награждено орденами Ленина (1961), Октябрьской Революции (1970), Трудового Красного Знамени (1945).

Опадчий Фёдор Фёдорович (р. 1907) — советский лётчик-испытатель, полковник, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1959), Герой Советского Союза (1957). Окончил Гатчинскую школу пилотов (1931). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. Работал лётчиком-испытателем в НИИ ВВС (1935—1941), в ОКБ А. А. Архангельского, А. И. Туполева, В. М. Петлякова, В. М. Мясищева (1942—1961). Проводил заводские испытания опытных поршневых и реактивных бомбардировщиков Ту-2, Ту-14, Ту-16, Ту-70, Ту-85, ДВБ-102, М-4, 3М (в том числена пикирование), провёл государственные испытания бомбардировщика Пе-2 (и его модификаций). Испытывал скафандры и другое авиационное снаряжение лётчиков. Ленинская премия (1957). Награждён 2 орденами Ленина, 5 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1-й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Ф. Ф. Опадчий.

опасная зона — воздушное пространство определенных размеров, в пределах которого существует опасность для полёта летательного аппарата (например, в связи с военными манёврами, пуском метеорологических ракет и др.). Устанавливается государствами, как правило, в воздушном пространстве над открытым морем. Координаты О. з. и период времени, на который она устанавливается, государство, обслуживающее воздушное движение в данном районе, своевременно доводит до всеобщего сведения. Полёты летательных аппаратов в О. з. не запрещаются. Решение вопроса о производстве полёта оставлено на усмотрение командира летательного аппарата.

оперение — аэродинамические поверхности летательного аппарата, обеспечивающие его устойчивость и управляемость. О. самолёта обычно состоит из горизонтального оперения (ГО) и вертикального оперения (ВО), располагаемых чаще всего на хвостовой части фюзеляжа (см. Аэродинамическая схема). О., у которого ГО установлено сверху киля, называется Т-образным. У летательного аппарата схемы “утка” ГО (дестабилизатор) устанавливают перед крылом. О. самолётов схемы “бесхвостка” состоит только из ВО. Известны компоновки самолётов и планеров с V-образным О., аэродинамические поверхности которого устанавливаются под углом 45—60{{°}} к плоскости симметрии летательного аппарата; такое О. одновременно выполняет функции и ГО и ВО. Эффективность О. определяется его аэродинамической компоновкой, относительной площадью (по отношению к площади крыла) и относительным плечом оперения. Поверхности хвостовых О. располагают так, чтобы они не попадали в зону действия реактивной струи двигателей, однако ГО с целью повышения его эффективности иногда специально устанавливают в зону струй от воздушных винтов. Размеры О. выбираются из условия обеспечения требуемых характеристик устойчивости и управляемости, а также из условия обеспечения высокой безопасности полёта (парирование больших возмущений, уход с критических режимов и т. п.). Использование автоматических устройств в системах управления летательных аппаратов позволяет в некоторых случаях уменьшить требуемые размеры О.

Оппман Евгений Максимилианович (1883—1938) — советский воздухоплаватель. В 1904, после окончания сапёрного военного училища, участвовал в русско-японской войне. В 1910 окончил Петербургскую Офицерскую Воздухоплавательную школу. В 1910—1916 летал на русских военных дирижаблях (“Кондор”, “Зодиак”), участвовавших в боевых операциях в 1914—1916. В 1918 добровольно вступил в ряды Красного воздушного флота. Был помощником начальника Воздушного флота Московского военного округа. Формировал воздухоплавательные отряды для Красной Армии. В 20—30-х гг. участвовал в организации полётов дирижаблей “Московский химик-резинщик” и “Комсомольская правда”. С 1930 командир дирижабля “Комсомольская правда”, обучал будущих командиров и пилотов советских дирижаблей. В 1932 назначен командиром дирижабля “СССР В-2”. Совершил на нём ряд перелётов между Москвой и Ленинградом, полёт над Балтийским морем, круговой перелёт Ленинград — Москва — Казань — Ленинград. В 1935—1938 командир дирижаблей В-1 и В-10. Погиб при катастрофе дирижабля В-10.

Е. М. Оппман.

оптимальное управление летательным аппаратом — раздел динамики полёта, посвящённый развитию и использованию методов оптимизации для определения законов управления движением летательного аппарата и его траекторий, обеспечивающих максимум или минимум выбранного критерия качества для различных задач. К таким задачам относятся, например, набор высоты или снижение за минимальное время или с минимальным расходом топлива при различных вариантах начальных и конечных (краевых) условий, полёт на максимальную дальность, оптимальные по времени развороты. При анализе движения летательного аппарата различают квазиустановившийся и неустановившийся полёты. В первом случае инерционные члены (содержащие производные по времени) в уравнениях движения центра масс летательного аппарата в силу их малости не учитываются, и соответствующие дифференциальные уравнения переходят в алгебраические условия квазиустановившегося полёта, во втором случае уравнения движения остаются дифференциальными.

Для квазиустановившегося полёта с помощью исследования экстремумов функций многих переменных определяется локально О. у. или программа полёта (с целью минимизации километрового расхода топлива в горизонтальном полёте на постоянной высоте и при постоянной скорости, минимизации скорости снижения при планировании и т. п.), которые затем можно использовать при интегрировании уравнений движения для получения интегральных лётных характеристик. Для построения оптимальных программ набора высоты и снижения широкое применение получил энергетический метод. В этом методе в качестве независимой переменной используется удельная энергия летательного аппарата, что упрощает постановку и численное решение задач оптимального перехода от одного уровня энергии к другому по критериям минимума времени, расхода топлива и т. п. При использовании энергетического метода обычно предполагается, что проекция инерционных сил на нормаль к траектории мала. Решения, получаемые на основе энергетического метода, задают фиксированную программу полёта в плоскости скорость — высота, при помощи которой, однако, нельзя удовлетворить произвольным краевым условиям. Предложенный американским учёным А. Миеле (Миле; A. Miele) метод, основанный на использовании преобразования криволинейного интеграла вдоль траектории в интеграл по площади (формула Грина), позволяет в рамках допущений энергетического метода построить для двумерных задач оптимальные законы управления движением летательного аппарата при перелётах из заданных начальных в заданные конечные условия полёта.

Для решения задач О. у. в неустановившемся полёте широко используется принцип максимума и различные прямые методы. Трудность применения принципа максимума, задающего необходимые условия оптимальности, связана с решением двухточечной краевой задачи для дифференциальных уравнений движения и уравнений в сопряженных переменных. При использовании прямых методов обычно достаточно просто достигается удовлетворение краевых условий, однако в итерационной процедуре могут возникнуть трудности обеспечения сходимости к искомому решению.

Практическая реализация О. у., приводящего к повышению топливной и экономической эффективности летательного аппарата, становится возможной при использовании бортовых цифровых вычислительных машин.

Лит.: Миеле А., Механика полета, пер. с англ., т. 1, М., 1965; Брайсон А., Хо Ю-Ши, Прикладная теория оптимального управления, М., 1972; Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере, М., 1972; Математическая теория оптимальных процессов, 4 изд., М., 1983.

И. О. Мельц.

оптические методы исследования течений — методы исследования течений в аэродинамическом эксперименте с помощью оптических приборов и установок. О. м. и. т. обеспечивают визуализацию неоднородных потоков газа (см. Визуализация течений), качественный анализ состояния и структуры потока, бесконтактное и безынерционное измерение одновременно в пределах всего визуализируемого участка течения плотности {{r }}.

Наибольшее распространение получили прямотеневой, теневой и интерференционный методы исследования. Для изучения газовых потоков прямотеневой метод исследования впервые применил чешский учёный В. Дворжак в 1880, теневой метод исследования — немецкий учёный А. Тёплер в 1867, интерференционный метод исследования независимо друг от друга предложили и использовали немецкие учёные Л. Цендер в 1891 и Л. Мах в 1892. В основе всех методов лежит принцип просвечивания пучком световых лучей 2 (рис. 1) от внешнего источника 1 исследуемой области потока 3. При отсутствии возмущений в области 3 отдельный световой луч 4 пучка проходит по заданному направлению под углом {{a }} к оси (на рис. {{a }} = 0), достигает экрана (фотоплёнки) 5 в точке А со значением фазы {{j }} световой волны. При наличии локальных изменений показателя преломления n среды в области 3 на пути луча 4 он изменяет своё направление на 4', выходит из области 3 под углом {{a }}₁ и достигает экрана в точке A₁, со значением фазы {{j }}₁, что приводит к изменению местной освещённости экрана (значений амплитуды рабочей световой волны). При этом характерными величинами, регистрируемыми прямотеневым, теневым интерференционными методами, являются смещения лучей {{D }}A = A₁ — А, отклонения {{D a }} = {{a }}₁ — {{a }}, изменения фазы волн {{D j }} = {{j }}₁ — {{j }}. Характер перераспределения освещённости экрана во всех случаях обеспечивает надёжный качественный анализ картины течения (рис. 2). Для определения плотности среды применяют интерференционный и теневой методы: по зафиксированным на изображениях изменениям освещённости находят {{D j }} и {{D a }}; полученные значения используют для определения местных значений показателя преломления n среды; в заданных точках потока рассчитывают плотность {{r }} по формуле n-1 = k{{r }} где k — так называемый коэффициент Гладстона — Дейла. Для изоэнтропических течений по газодинамическим уравнениям с использованием найденных значений {{r }} могут быть рассчитаны давление, температура, скорость и Маха число. О. м. и. т. наиболее эффективно применяют в аэродинамических трубах с транс- и сверхзвуковыми потоками, так как в этих случаях становится заметной сжимаемость и возникают местные изменения плотности и показателя преломления среды. О. м. и. т. можно применять также в аэродинамических трубах с до- и гиперзвуковыми потоками при некоторой доработке методики и приборов. С 1960—1970-х гг. для этой цели используют лазеры и голографию. См. также Спектральные методы исследования.

Лит.: Васильев Л. А., Теневые методы, М., 1968; Голографическая интерферометрия фазовых объектов, Л., 1979.

В. А. Яковлев.

Рис. 1.

Рис. 2. Прямотеневое (а), теневое (б) и интерференционное (в) изображения шара, обтекаемого сверхзвуковым потоком.

опытно-конструкторское бюро моторостроения (ОКБМ) — образовано в 1960 на базе серийно-конструкторского отдела авиамоторного завода №154 (ныне Воронежский механический завод). В 1963 было преобразовано в филиал ОКБ А. Г. Ивченко, с 1966 снова стало самостоятельным предприятием. В 1960—1967 был создан ряд модификаций авиационного поршневого двигателя АИ-14 (АИ-14ВФ, АИ-14РФ, АИ-14ЧР соответственно мощностью 206, 221, 257 кВт), а после того как ОКБ Ивченко полностью переключилось на разработки газотурбинных двигателей, ОКБМ проводило работы по дальнейшему развитию этого двигателя в варианте М-14 (см. таблицу).

Был также разработан главный редуктор Р-26 для вертолёта Ка-26. Во второй половине 70-х гг. были созданы опытные образцы авиационных роторно-поршневых двигателей мощностью 294 кВт. Проводились исследования и разработки по авиационным поршневым двигателям воздушного охлаждения нового поколения в широком диапазоне мощности от 29,4 до 331 кВт для сверхлёгких летательных аппаратов, мотодельтапланов, а также для спортивно-акробатических, учебно-тренировочных и других легких самолётов. В 1960—1973 главным конструктором ОКБМ был И. М. Веденеев, с 1973 — А. Г. Баканов.

опытно-конструкторское бюро №23. Основано в 1951 в Москве. В ОКБ-23 в 1951—1960 под руководством В. М. Мясищева были созданы стратегические бомбардировщики М-4 (известен также под названием 103М), 3М (201М), М-50, М-52 и разработаны проекты ряда других летательных аппаратов. Подробнее об указанных самолётах см. в статье М. После перехода на ракетно-космическую тематику предприятие, получившее впоследствии название КБ “Салют”, создало ракету-носитель “Протон”, транспортные корабли снабжения (ТКС), орбитальные станции “Салют”, “Мир”, специализированные модули “Квант”, “Квант-2”, “Кристалл” и другие объекты. Предприятие награждено орденами Ленина (1957), Октябрьской Революции (1963), Трудового Красного Знамени

опытный летательный аппарат — предназначается для проведения лётных испытаний с целью проверки соответствия летательного аппарата техническим требованиям, Нормам лётной годности, а также сертификации. По результатам испытаний проводится доработка летательного аппарата и может быть принято решение о его серийном производстве. Изготавливается опытный летательный аппарата в нескольких (обычно до 5, иногда 10—15) экземплярах. За рубежом опытный летательный аппарат обычно называют прототипом.

Орбели Леон (Левон) Абгарович (1882—1958) — советский физиолог, академик АН СССР (1935; член-корреспондент 1932) и других академий, заслуженный деятель науки РСФСР (1934), генерал-полковник медицинской службы (1944), Герой Социалистического Труда (1945). Окончил Военно-медицинскую академию (1904). В 1907—1920 — в Институте экспериментальной медицины. Ближайший ученик и сотрудник И. П. Павлова. В 1918—1957 руководил физиологической лабораторией, кафедрой физиологии, институтами. В 1939—1948 академик-секретарь отделения биологических наук, в 1942—1946 вице-президент АН СССР. Участвовал в изучении ряда проблем авиационной физиологии и медицины. Премия имени И. П. Павлова АН СССР (1937), Золотая медаль имени И. И. Мечникова АН СССР (1946). Член Парижского биологического общества (1930), Германской академии естествоиспытателей “Леопольдина” (1931) и других зарубежных АН и обществ. Государственная премия СССР (1941). Награждён 4 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями. В посёлке Цахкадзор (Армения) открыт музей братьев Л. А. и И. А. Орбели.

Лит.: Лейбсон Л. Г., Л. А. Орбели, Л., 1973.

Л. А. Орбели.

органы управления аэродинамические — специальные аэродинамические поверхности, служащие для обеспечения полёта летательного аппарата на заданных режимах и манёвра (изменения режима полёта). Управление осуществляется изменением аэродинамических сил и моментов при отклонении О. у. Органы управления самолёта (планёра) подразделяются на органы продольного управления, создающие момент M_z относительно оси OZ, органы поперечного управления, создающие момент M_x относительно оси ОХ, и органы путевого управления, создающие момент M_y относительно оси OY (см. Системы координат, Боковое движение, Продольное движение). К органам продольного управления относятся руль высоты, подвижный стабилизатор с рулём высоты, управляемый стабилизатор, элевоны, поворотные рули в схеме “утка” и другие; к органам поперечного управления — элероны, интерцепторы, элевоны, дифференциальный стабилизатор; к органам путевого управления — руль направления, целиком поворотный киль. В зависимости от схемы летательного аппарата, его назначения, диапазона скоростей полёта, углов атаки выбираются те или иные виды О. у. Они характеризуются эффективностью органов управления к шарнирным моментом. См. также статью Вертикальное оперение, Горизонтальное оперение.

Аэродинамические О. у. (рули высоты и направления) применялись также на дирижаблях.

На вертолётах функции О. у. выполняют несущий и рулевой винты. На летательных аппаратах некоторых типов используется газодинамическое управление.

Орджоникидзе Григорий Константинович (1886—1937) — советский государственный деятель. Участник Революции 1905—1907, Октябрьской революции 1917. В Гражданскую войну один из политических руководителей Красной Армии. В 1924—1927 член РВС СССР. В 1926—1930 заместитель председателя СНК СССР. С 1930 председатель ВСНХ, с 1932 нарком тяжёлой промышленности СССР. Внёс большой вклад в создание и становление авиационной промышленности, НИИ, сети авиационных вузов. Участвовал в организации перелётов, советских оборонных обществ (Авиахим, Осоавиахим). Член ВЦИК и ЦИК СССР и его Президиума. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени РСФСР, Трудового Красного Знамени. Урна с прахом в Кремлёвской стене. Именем О. названы Московский и Уфимский авиационные институты, Горьковское авиационное производственное объединение. Памятник в Мариуполе.

оренбургское производственное объединение “Стрела” — берёт начало от завода №47, который основан в 1928 в Ленинграде, а в августе 1941 был эвакуирован в Чкалов (ныне Оренбург). Завод сначала был авиаремонтным, а с 1934 начал осваивать производство авиационной техники. В предвоенные годы строились десантные кассеты, самолёты АИР-6 (см. Як), УТ-1, УТ-2. После перебазирования в Чкалов завод продолжил производство УТ-2, а также выпускал транспортные самолёты Як-6 и Ще-2 (в 1943—1946 А. Я. Щербаков возглавлял КБ завода). Всего в годы Великой Отечественной войны завод изготовил 1322 самолёта, в том числе589 УТ-2, 226 Як-6 и 507 Ще-2. После войны завод строил планеры, самолёты По-2, Ял-10, вертолёт Ми-1, самолёты-мишени. Предприятие (объединение) награждено орденами Ленина (1971), Октябрьской Революции (1984), Трудового Красного Знамени (1961).

ориентация летательного аппарата — определенное угловое положение связанной системы координат летательного аппарата относительно подвижной, оси которой совпадают по направлению с осями одной из систем координат, связанных с Землёй, а начало — с началом связанной системы. Угловое относительное положение двух систем координат, имеющих общее начало, задаётся углами Эйлера. Так, при определении относительных положений связанной и нормальной систем координат углами Эйлера являются углы рыскания, тангажа и крена.

Орлов Борис Антонович (р. 1934) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1979), мастер спорта СССР международного класса (1973), Герой Советского Союза (1974). Окончил авиационный техникум в Новосибирске (1952), лётно-техническую школу ДОСААФ в Саранске (1955), Школу лётчиков-испытателей (1965), московский авиационный институт (1970). Работал лётчиком-инструктором, штурманом и командиром звена в аэроклубе ДОСААФ в Новосибирске (1955—1963). Участвовал во 2-м чемпионате мира по высшему пилотажу в составе сборной команды СССР (1962) в Венгрии. С 1965 в ОКБ А. И. Микояна. Установил мировой рекорд — подъём на высоту 20 км за 2 мин 49,8 с на самолёте Е-266 (1973). Успешно провёл лётные испытания ряда опытных сверхзвуковых реактивных самолётов. Награждён орденами Ленина, Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, “Знак Почёта”, медалями.

Б. А. Орлов.

орнитоптер — то же, что махолёт.

ортоптер — см. в статье Махолёт.

Осватич (Oswatitsch) Клаус (р. 1910) — австрийский учёный в области теоретической и прикладной газовой динамики. Окончил университет в Граце (1935). Начальный период научной деятельности протекал в Германии в Институте гидроаэродинамики кайзера Вильгельма, руководимом Л. Прандтлем. Известен работами по конденсации паров воды в потоке влажного воздуха, связи между аэродинамическим сопротивлением и изменением энтропии в поле течения, сверхзвуковым диффузорам с системой скачков уплотнения, трансзвуковым течениям, распространению ударных волн в газах, в частности по звуковому удару, и т. д. Книга “Gasdynamik” (W., 1952) переведена на ряд иностранных языков.

осевая турбина — см. в статье Турбина.

осевой компрессор — см. в статье Компрессор.

Осеена уравнения, Осена уравнения [по имени шведского учёного К. В. Осена (С. W. Oseen)], — описывают медленные стационарные течения сильно вязких жидкостей. Получаются линеаризацией Навье — Стокса уравнений, в которых сохранены главные инерционные члены, в пределе малых Рейнольдса чисел (Re {{® }} 0). Получены в 1910; имеют вид:

{{формула}}

где V — вектор скорости, р — давление, {{r }} — плотность, n  — кинематическая вязкость, x — декартова координата, совпадающая с направлением скорости V{{¥ }} набегающего потока, {{D }} — оператор Лапласа. О. у. решаются при тех же граничных условиях, что и уравнения Навье — Стокса. Вблизи обтекаемой поверхности инерционные члены, стоящие в левой части уравнения, много меньше вязких, однако на достаточно больших расстояниях от неё инерционные члены имеют одинаковый порядок с вязкими или превышают их, поскольку на бесконечности они затухают медленнее. Опущенные инерционные члены, которые обусловливают математические трудности при решении задачи из-за их нелинейности, всюду меньше вязких. Таким образом, О. у. равномерно точно описывают всё поле течения. Несмотря на линейность, О. у. достаточно трудны для интегрирования и неизвестны их аналитические решения в замкнутой форме. Аналитические решения всех рассмотренных задач получены приближенными методами; сравнение аналитических решений с данными экспериментов и численного интегрирования уравнений Навье — Стокса указывают на их применимость при Re < l. Численное решение О. у. даёт приемлемые результаты и при Re > l (см., например, Осеена формула). О. у. можно интерпретировать также как уравнения, описывающие асимптотику внешних течений на больших расстояниях от обтекаемого тела при любых значениях Re (например, течение в следе аэродинамическом).

В. А. Башкин.

Осеена формула сопротивления цилиндра — формула, определяющая силу сопротивления X на единицу длины кругового цилиндра, движущегося с постоянной скоростью V в покоящейся вязкой несжимаемой жидкости при малых Рейнольдса числах Re < < l:

{{формула}}

Здесь d — диаметр цилиндра, {{r }} — плотность жидкости, c_x — коэффициент сопротивления на единицу длины цилиндра (см. Аэродинамические коэффициенты). Из О. ф. следует, что X{{µ }}V, то есть сила сопротивления пропорциональна скорости, а не её квадрату, как это имеет место при умеренных и больших числах Рейнольдса. О. ф. была выведена английским учёным Г. Ламбом (1911) в результате приближенного решения Осеена уравнений. В последующие годы были получены аналитические решения этой задачи в более высоких приближениях; сходимость к точному решению очень медленная и носит осциллирующий характер. Сравнение результатов расчётов по О. ф. и численном интегрирования уравнений Осеена и Навье — Стокса с экспериментальными данными показывает (см. рис.), что она обеспечивает приемлемую точность при Re < l. Если в Навье — Стокса уравнениях полностью пренебречь инерционными силами, то решение этих уравнений, называемых уравнениями Стокса, для рассматриваемой задачи не существует — так называемый парадокс Стокса.

Лит.: Ван-Дайк М., Методы возмущений в механике жидкости, пер. с англ., М., 1967.

Зависимость c_x цилиндра от Re. Кривые получены: 1 — по формуле Осеена; 2 — численным интегрированием уравнений Осеена; 3 — в эксперименте; условные значки — результаты численного интегрирования уравнений Навье—Стокса разными авторами.

осесимметричное течение — течение, в котором газодинамические переменные одинаковы во всех сходственных плоскостях, проходящих через ось симметрии. О. т. является одним из наиболее распространённых видов пространственного течения. Сюда относятся осевое обтекание фюзеляжей самолётов, ракет, дирижаблей, движение жидкости и газа в каналах круглого сечения, истечение струи из круглых отверстий и др. Наряду с плоскопараллельным течением О. т. описывается уравнениями газовой динамики с двумя независимыми переменными, что обусловливает общность подхода к изучению этих классов течений, например, путём введения функции тока. Вместе с тем О. т. является течением пространственного типа, и за счёт пространственного растекания потока при обтекании тела вращения вносимые им возмущения слабее, чем в случае плоского тела с той же формой профиля.

О. т. несжимаемой жидкости около тела вращения произвольной формы может быть получено наложением равномерного набегающего потока и течения от системы дискретных или распределённых источников и стоков и особенностей более высокого порядка (мультиполей). Например, в случае обтекания сферы в качестве особенности следует взять диполь. Таким образом, решение задачи обтекания сводится к определению интенсивности особенностей по заданной форме тела. Аналогичным образом на основе линеаризованной теории рассчитывается осевое до- и сверхзвуковое обтекание тонких тел вращения (их называют также телами большого удлинения). Решение вариационной задачи о нахождении оптимальной формы тонких тел минимального волнового сопротивления показывает (см. рис.), что в классе замкнутых тел с заданными длиной и объёмом оптимальную форму имеет так называемое тело Сирса — Хаака (1), а “оживало” Т. Кармана (2) представляет собой оптимальную форму головной части при заданных длине и диаметре основания.

Одной из наиболее важных задач теории О. т. является изучение сверхзвукового обтекания кругового конуса (см. Коническое течение). На основе решения этой задачи проводятся численные и приближенные аналитические расчёты обтекания заострённых тел вращения. На практике часто используется приближенный метод касательных конусов, согласно которому давление на теле вращения полагается равным давлению на конусе, касающемся поверхности тела в данной точке. Для оценки распределения давления на телах вращения в гиперзвуковом потоке и решения задач оптимизации применяются формула Ньютона и её модификации, а также формула Ньютона — Буземана (см. Ньютона теория обтекания). Задача гиперзвукового обтекания тонкого осесимметричного тела, согласно так называемому закону плоских сечений, эквивалентна одномерной нестационарной задаче о движении газа, вызванного расширением бесконечного кругового цилиндра со скоростью, пропорциональной углу наклона образующей тела (см. Гиперзвуковое течение).

При сверхзвуковом обтекании тела вращения с затупленной носовой частью за отсоединённым скачком уплотнения возникает смешанное течение, для расчёта которого разработаны эффективные численные методы (метод интегральных соотношений А. А. Дородницына — О. М. Белоцерковского, метод сеток, метод установления и другие). Для расчет сверхзвукового О. т. около тел, в соплах и струях применяется характеристик метод, имеющий много общего с методом характеристик для плоских течений. В плоском и осесимметричном случаях уравнения характеристик в физической плоскости совпадают, однако между ними имеется различие в плоскости годографа, где уравнения характеристик О. т. не интегрируются в конечном виде.

Использование осесимметричных (в том числе конических) сопел в гиперзвуковых аэродинамических трубах имеет преимущество по сравнению с плоским (профилированным) соплом, так как при одинаковом отношении линейных размеров выходного и критических сечений за счёт большего отношения площадей с помощью осесимметричного сопла удаётся получить в рабочей части поток с большим Маха числом. Однако существенный недостаток конических сопел заключается в том, что они дают неоднородный (расходящийся) гиперзвуковой поток. Это затрудняет моделирование обтекания тел однородным потоком и делает необходимым введение поправки на коничносгь течения.

Лит.: Краснов И. Ф., Аэродинамика тел вращения, 2 изд., М., 1961; Обтекание затупленных тел сверхзвуковым потоком газа. Теоретические и экспериментальные исследования, М., 1967; Любимов А. И., Русанов В. В., Течения газа около тупых тел, ч. 1—2, 1970; Численное исследование современных задач газовой динамики, М., 1974.

В. П. Голубкин.

Осипенко Полина Денисовна (1907—1939) — советская лётчица, майор, Герой Советского Союза (1938). Окончила Качинскую военную авиационную школу (1932). Установила 5 международных женских рекордов. В 1938 совершила перелёты: Севастополь — Архангельск (совместно с В. Ф. Ломако и М. М. Расковой) и Москва — посёлок Керби (ныне село имени Полины Осипенко, Хабаровский край; совместно с В. С. Гризодубовой и Расковой). Награждена 2 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями. Погибла в экспериментальном полёте (с А. К. Серовым). Урна с прахом в Кремлёвской стене.

Соч.: От Черного к Белому морю, Ростов н/Д., 1938.

П. Д. Осипенко.

Осипов Василий Николаевич (р. 1917) — советский лётчик, майор, дважды Герой Советского Союза (1942, 1944). В Советской Армии с 1937. Окончил Чкаловское военное авиационное училище (1940), Высшую офицерскую лётно-тактическую школу (1949). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена, командиром эскадрильи бомбардировочного авиаполка. Совершил около 400 боевых вылетов. После войны на командных должностях в ВВС. Награждён орденом Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1-й степени, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге.

Лит.: Федоров Г. Ф., Взлет продолжается, в его кн.: О твоем отце, М., 1965; Локшин В. С., Самойлов С. С., Боевое счастье, в их кн.: Шесть золотых звезд, М., 1976.

Осоавиахим, Общество содействия обороне, авиационному и химическому строительству, — массовая добровольная общественная организация граждан СССР, существовавшая в 1927—1948; объединение Авиахима и Общества содействия обороне. Основные задачи: содействие укреплению обороноспособности страны, распространение авиационных и других военных знаний среди населения.

В конце 20-х гг. О. выступил инициатором многих крупных по своему значению перелетов, создания серии легкомоторных самолетов для массового обучения трудящихся авиационному делу. Во многих городах создавались аэроклубы. В Москве был открыт Центральный аэроклуб СССР. Переход к аэроклубной системе подготовки авиационных кадров без отрыва от производства способствовал значительному увеличению числа пилотов, обученных в оборонном обществе. В начале 30-х гг. началось развитие парашютизма, массовое развитие получили планеризм и авиамоделизм. К 1941 аэроклубы О. подготовили 121 тысяч лётчиков, 122 тысяч парашютистов, 27 тысяч планеристов. В 1948 вместо О. были образованы 3 самостоятельных общества — ДОСАВ, ДОСАРМ и ДОСФЛОТ. Награждён орденом Красного Знамени (1947).

особая ситуация — ситуация, возникающая в полёте в результате воздействия неблагоприятных факторов или их сочетаний и приводящая к снижению безопасности полётов. Возможные причины возникновения О. с.: отказ или неисправность отдельных элементов функцией, систем; воздействие неблагоприятных внешних условий; недостатки в наземном обеспечении полёта; ошибки и нарушения правил эксплуатации функциональных систем и пилотирования; проявление неблагоприятных особенностей и аэродинамики, устойчивости, управляемости и прочности летательного аппарата; сочетание указанных выше факторов. Понятие “О. с.” вводится Нормами летной годности.

По степени опасности различаются следующие О. с.: усложнение условий полёта, сложная ситуация, аварийная ситуация, катастрофическая ситуация. Последствия О. с. невозможно заранее предсказать, так как они зависят от множества факторов, влияющих на исход полёта.

Остапенко Пётр Максимович (р. 1928) — советский лётчик-испытатель, заслуженный лётчик-испытатель СССР (1974), мастер спорта СССР международного класса (1962), Герой Советского Союза (1971). Окончил Армавирское высшее военное авиационное училище лётчиков (1951), Школу лётчиков-испытателей (1958), московский авиационный институт (1967). Работал лётчиком-инструктором в Армавирском высшем военном авиационном училище. В 1958—1983 в ОКБ А. И. Микояна. Провёл лётные испытания ряда опытных сверхзвуковых реактивных самолётов. Установил 5 мировых рекордов скорости и высоты полёта на самолётах Е-166, Е-266 и Е-266М. Награждён орденами Ленина, Красного Знамени, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями.

П. М. Остапенко.

Остославский Иван Васильевич (1904—1972) — советский учёный в области аэродинамики, доктор технических наук (1941), профессор (1942), заслуженный деятель науки и техники РСФСР (1943). По окончании МГУ (1929) работал в авиационном КБ, НИИ ГВФ, Центральном аэрогидродинамическом институте (1932—1945), в 1945—1956 — заместитель начальника Летно-исследовательского института, одновременно заведующий кафедрой аэродинамики в Московском авиационном институте (1944—1958). Основатель и руководитель кафедры динамики и управления полётом в Московском авиационном институте (1958—1972). Проводил теоретические и экспериментальные исследования по воздушным винтам, методам аэродинамического расчёта, аэродинамике больших скоростей, по выбору параметров перспективных самолётов. В годы Великой Отечественной войны под руководством О. в аэродинамических трубах Центрального аэрогидродинамического института исследованы лётно-технические характеристики серийных боевых самолётов, что позволило увеличить их скорость. Под руководством О. в 1943—1953 осуществлено издание многотомного “Руководства для конструкторов”. Разработал методику экспериментальных исследований околозвуковых скоростей полёта на летающих моделях. Проводил исследования в области динамики движения и управления самолетами вертикального взлета и посадки. Создал ряд учебных курсов, пособий и учебников для вузов. Государственная премия СССР (1942, 1949, 1952). Награждён орденами Ленина, Отечественной войны 1-й степени, 4 орденами Трудового Красного Знамени, орденом “Знак Почёта”.

И. В. Остославский.

“Острейлиан Эрлайнс” (Australian Airlines) — авиакомпания Австралии. Осуществляет внутренние перевозки. Основана в 1945, до 1986 называлась “Транс Острейлиан эрлайнс”. В 1989 перевезла 4,4 миллиона пассажиров, пассажирооборот 4,42 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 38 самолётов.

“Остриан Эрлайнс” (Austrian Airlines, Osterreichische Luftverkehrs) — национальная авиакомпания Австрии. Осуществляет перевозки в страны Европы, Ближнего Востока, Северной Африки, а также в США и Японию. Основана в 1957. В 1989 перевезла 2,6 миллионов пассажиров, пассажирооборот 3,3 миллиарда пассажиро-км. Авиационный парк — 24 самолёта.

ответственность имущественная при воздушных перевозках и полётах — ответственность, возлагаемая в связи с нарушением обязательств по перевозке пассажиров, багажа и груза или по наземному обслуживанию воздушных судов либо в связи с причинением вреда авиаперсоналу, пассажирам и третьим лицам. Регламентируется нормами национального общегражданского законодательства и специальными нормами воздушного права (в том числе правилами воздушных перевозок), международными конвенциями, а также условиями перевозок и другими правилами, установленными отдельными авиапредприятиями или соглашениями между ними.

В воздушном праве принято выделять: ответственность авиаперевозчика перед пассажирами и грузовладельцами; ответственность авиапредприятия или самостоятельного аэропорта перед владельцем воздушного судна за нарушение обязательств по наземному обслуживанию судна; ответственность авиапредприятия перед собственным персоналом; ответственность владельца воздушного судна и других лиц (владельцев, аэропортов, органов УВД и изготовителей авиатехники) перед третьими лицами. По договору воздушные перевозки — внутреннему или международному — перевозчик отвечает за причинение вреда жизни и здоровью пассажира; за просрочку в доставке пассажира, багажа, груза; за утрату, недостачу или повреждение багажа, груза.

О. и. авиаперевозчика за причинение вреда здоровью или смерть пассажира обычно является более строгой. Воздушный кодекс СССР устанавливал, что в этих случаях авиаперевозчик обязан возместить вред, если не докажет, что он возник вследствие умысла самого потерпевшего (а при наличии непреодолимой силы — также и грубой неосторожности потерпевшего). Если перевозчик докажет, что грубая неосторожность потерпевшего содействовала возникновению или увеличению вреда, размер возмещения может быть уменьшен либо в возмещении отказано. Иначе решаются эти вопросы применительно к ответственности авиаперевозчика при международных перевозках, подпадающих под действие документов так называемой Варшавской системы. Для таких перевозок ответственность основана на презумпции вины перевозчика и ограничена определенным пределом (исключения допускаются лишь в случаях умысла, грубой неосторожности перевозчика, ряде других случаев).

Ответственность может возникать не только при нарушении обязательств по перевозке, но и при иных направленных на её обеспечение обязательств, предусмотренных в соглашениях авиапредприятий с владельцами аэропортов и топливно-заправочных организаций по наземному обслуживанию воздушных судов.

При осуществлении воздушных перевозок и полётов вред может быть причинён также лицам, находящимся в трудовых отношениях с авиаперевозчиком, и посторонним гражданам и организациям (третьим лицам). В большинстве стран ответственность авиапредприятий перед авиаперсоналом регламентируется общими нормами гражданского права о возмещении работодателем вреда, причинённого жизни или здоровью рабочих и служащих при использовании ими своих трудовых (служебных) обязанностей.

Ответственность перед третьими лицами возникает при причинении ущерба воздушным судном на поверхности вследствие столкновения в воздухе с другим воздушным судном или иными предметами, воздействия шума, звукового удара, иных явлений, связанных с эксплуатацией воздушного судна. Частично вопросы такой ответственности рассматриваются в Римской конвенции 1952.

Наличие во внутреннем праве многих стран и в международных конвенциях норм, ограничивающих или устраняющих ответственность за ущерб, причинённый в ходе эксплуатации воздушного судна, не позволяет удовлетворить (полностью или частично) требования пассажиров или иных лиц к авиаперевозчику или другому владельцу воздушного судна в случаях, когда имеются основания для освобождения их от ответственности или когда требования слишком велики по размеру. В связи с этим во многих странах, особенно в США, стали получать признание концепции внедоговорной ответственности изготовителя воздушных судов перед третьими лицами, пострадавшими при авиапроисшествии, возникшем в результате производств, или конструктивного дефекта авиатехники. См. также статью Страхование воздушное.

Лит.: Садиков О. И., Правовое регулирование международных перевозок, М., 1981.

В. М. Сенчило.

относительная толщина профиля, тела — отношение максимальной толщины c профиля (тела) к хорде профиля (длине тела) b(l): c = c/b; выражается в процентах (см. рис. к статье Профиль крыла). О. т. — важный геометрический параметр, существенно влияющий на аэродинамические характеристики. В авиации используются хорошо обтекаемые фюзеляжи, крылья, лопасти и т. п. с достаточно малой О. т. (обычно в пределах 3—25%). Увеличение О. т. при нулевом угле атаки в общем случае приводит к увеличению сопротивления аэродинамического. Однако при дозвуковых скоростях максимальный аэродинамический коэффициент подъёмной силы c_y при возрастании О. т. в диапазоне 5—12% также растёт (при дальнейшем увеличении О. т. c_y падает). В связи с этим аэродинамическое качество более толстого (с большей О. т.) профиля может быть больше, чем тонкого. Поэтому крылья летательных аппаратов с дозвуковыми скоростями полёта обычно набирают из более толстых профилей, чем у сверхзвуковых летательных аппаратов. Применение возможно более тонких крыльев при сверхзвуковых скоростях полёта вызвано необходимостью снижения волнового сопротивления, часть которого обусловлена толщиной и которая пропорциональна квадрату О. т. Уменьшение О. т. является также одним из основных способов увеличения критического Маха числа при трансзвуковом обтекании профиля. В ряде случаев заметное влияние на аэродинамические характеристики оказывает не только значение О. т., но и место расположения максимальной толщины, характеризуемое относительной координатой x_c, которая отсчитывается от носка профиля и делит его на переднюю (конфузорную) и хвостовую (диффузорную) части. Увеличение протяжённости конфузорной части при малых углах атаки приводит к росту критического числа Маха. Этот приём используется и при создании ламинарных профилей для уменьшения сопротивления трения при безотрывном обтекании.

О. т. характеризует значения возмущений, вносимых обтекаемым телом в набегающий поток. В случае достаточно тонких тел О. т. используется в качестве малого параметра при построении приближенных теорий обтекания (см., например, статью Линеаризованная теория).

В. И. Голубкин.

отраслевая система технологической подготовки производства (ОСТПП) — общегосударственная система организации и управления процессом технологической подготовки авиационного производства в России, регламентированная комплексом государственных стандартов. Основная цель ОСТПП — обеспечение необходимых условий для достижения полной готовности производства к выпуску летательных аппаратов заданного качества в минимальные сроки и при наименьших трудовых и материальных затратах.

Главные организационно-технологические принципы ОСТПП: комплексная стандартизация методов организации и управления процессом технологической подготовки производства (ТПП); организация производства на основе рациональных параметрических и типоразмерных рядов изделий и средств технологического оснащения; обеспечение высокого уровня технологичности конструкций изделий на основе унификации, агрегатирования, преемственности конструкций, использования рациональных конструктивных решений, материалов и методов изготовления; унификация, агрегатирование и комплексная стандартизация всех видов технологического оснащения, в первую очередь переналаживаемой оснастки, агрегатного оборудования и средств механизации и автоматизации производственных процессов; типизация технологических процессов изготовления однотипных объектов производства на основе их классификации и группирования по однородным конструктивно-технологическим признакам; комплексная механизация и автоматизация производственных процессов и инженерно-технических работ; комплексная стандартизация методов автоматизированного решения типовых задач.

ОСТПП предусматривает применение Единой системы классификации и кодирования технико-экономической информации (ЕСКК), Единой системы технологической документации (ЕСТД), Единой системы конструкторской документации (ЕСКД).

Главные задачи ОСТПП: формирование отраслевых фондов документации на типовые технологические процессы и централизованное обеспечение предприятий этой документацией; развитие специализации проектирования и производства средств технологического оснащения предприятий и организация отраслевых баз проката этих средств; установление базовых показателей технологичности конструкций специфичных изделий; разработка отраслевой нормативной документации по организации и управлению ТПП на основе положений Единой системы ТПП с учётом видов изделий и типов производств при максимальном использовании современных средств вычислительной техники.

Особое значение имеет автоматизация решения комплекса задач ТПП, объединяющего в единую отраслевую интегрированную систему геометрическую и технологическую увязку деталей, узлов, агрегатов; проектирование технологических процессов; проектирование технологической оснастки; расчёты программ для станков с числовым программным управлением, управление ТПП (см. Автоматизированная система технологической подготовки производства).

Применение системы обеспечивает повышение производительности труда на 15—20%, сокращение цикла технологической подготовки производства в 2—2,5 раза, улучшение качества

выпускаемой продукции, повышение мобильности производства при освоении новых изделий, безостановочную переналадку действующего производства на выпуск новых изделий, развитие специализации производства средств технологического оснащения.

П. И. Белянин.

отрыв пограничного слоя — явление, связанное с отсоединением потока жидкости или газа от обтекаемой поверхности и состоящее в том, что тонкий пограничный слой, который стелется по поверхности твёрдого тела, внезапно отходит от этой поверхности в некоторой точке, называемой точкой отрыва, а между отсоединившимся пограничным слоем и поверхностью тела реализуется возвратно-вихревое течение среды (рис. 1 и 2). О. п. с. наблюдается, например, на верхней поверхности крыла, около кормовой части фюзеляжа и при обтекании других частей самолёта. О. п. с. сопутствует срыву потока и объясняет его происхождение.

О. п. с. объясняется следующими причинами. Течение в пограничном слое существенно зависит от градиента давления, воздействующего на этот слой. Если вне пограничного слоя давление падает в направлении потока (так называемый благоприятный, отрицательный, градиент давления), то все частицы среды в пограничном слое движутся в том же направлении. Распределение скорости поперёк пограничного слоя в этом случае имеет вид кривой а на рис. 3 (длина стрелки пропорциональна значению скорости потока в точке, расположенной у основания стрелки), а напряжение трения на стенке положительно. С другой стороны, неблагоприятный, положительный, градиент давления (давление растёт в направлении потока на внешней границе пограничного слоя) приводит к быстрому торможению частиц среды в пристеночной части пограничного слоя. Напряжение трения на поверхности уменьшается и обращается нуль в некоторой точке S (на кривой 6), которая называется точкой отрыва пограничного слоя. При подходе потока к точке отрыва резко возрастает поперечная составляющая его вектора скорости. Нулевая линия тока, которая до точки отрыва располагается на обтекаемой поверхности, за точкой отрыва отходит от поверхности на конечное расстояние и отделяет основной поток от области возвратно-вихревого течения. За точкой отрыва напряжение трения отрицательно, а распределение скорости поперёк потока представляется кривой в. Её вид показывает, что выше линии SO среда движется в направлении основного потока, а ниже этой линии — в противоположном направлении. См. также статью Крыла теория.

Предотвращение О. п. с. — одна из актуальных проблем технической аэродинамики, так как образующееся за точкой отрыва возвратно-вихревое течение связано с неизбежными потерями механической энергии, снижающими аэродинамическое качество летательного аппарата (резко падает подъёмная сила, возрастает сопротивление движению).

А. И. Рубан.

Рис. 1. Обтекание профиля без отрыва а) и с отрывом (б) пограничного слоя (поток справа налево).

Рис. 2. Обтекание кормовой части осесимметричного тела (поток слева направо).

Рис. 3. Схема отрыва пограничного слоя: 1 — граница пограничного слоя; 2 — обтекаемая поверхность.

отрывное течение, срывное течение, — течение жидкости или газа, в котором поток, обтекающий тело, отрывается от его поверхности с образованием области возвратно-вихревого течения. Как правило, область возвратно-вихревого течения (см. Вихревое течение) характеризуется малыми градиентами давления и пониженными значениями давления торможения. О. т. возникает чаще всего при достаточно больших значениях Рейнольдса числа Re, когда действие сил вязкости оказывает непосредственное влияние на движение частиц только в очень тонких областях с большими поперечными изменениями продольных компонентов скорости, в частности в пограничном слое. Необходимым условием возникновения О. т. является увеличение давления около стенки вдоль направления потока (см. Отрыв пограничного слоя). В этом случае скорость частиц, движущихся в пограничном слое около поверхности тела, мала, поэтому их кинетической энергии оказывается недостаточно для преодоления возрастающего давления. Приток кинетической энергии от частиц, удалённых от тела в пристеночную область из-за действия сил трения внутри жидкости при больших значениях Re также оказывается недостаточным для преодоления тормозящего действия градиента давления. В результате движение частиц в пограничном слое замедляется и меняет направление на обратное. Появление развитой области обратных токов обычно полностью изменяет картину течения, так как набегающий поток отрывается от тела, составляя область, заполненную вихревым течением (см. рис. в статье Срыв потока).

Многие течения, встречающиеся в технике, являются отрывными, так как включают области интенсивного торможения потока и соответствуют большим значениям числа Рейнольдса. Безотрывные же течения имеют место при очень малых значениях Re. Для обычных в авиации течений с большими значениями Re безотрывными являются лишь течения около тонких профилей при малых значениях угла атаки. Однако при этом можно получить только очень малые значения коэффициента подъёмной силы.

Предельные характеристики многих устройств (например, крыльев самолётов, сопел, диффузоров, вентиляторов, насосов) ограничены началом резкого роста отрывных зон. Так, при умеренных значениях угла атаки подъёмная сила крыла возрастает с ростом угла атаки. При этом растёт перепад давлений между нижней и верхней сторонами профиля крыла, и вблизи заднего конца профиля пограничный слой на его верхней стороне должен преодолевать всё больший тормозящий перепад давлений. Естественно, что при некотором угле атаки зона отрыва пограничного слоя начинает быстро увеличиваться, подъёмная сила перестаёт расти и даже уменьшается при дальнейшем увеличении угла атаки. Одновременно растёт и аэродинамическое сопротивление.

В сверхзвуковых течениях часто торможение потока происходит в ударных волнах, когда достаточно интенсивные волны попадают на поверхность обтекаемого тела. Это приводит к отрыву пограничного слоя и образованию О. т. В сверхзвуковых и особенно в гиперзвуковых течениях образование О. т. резко изменяет не только распределение давления по поверхности обтекаемого тела и его аэродинамические характеристики, но и теплопередачу к телу. Тепловой поток к той части поверхности тела, которая погружена в зону отрыва, часто уменьшается, если образование зоны отрыва не приводит к переходу ламинарного течения в турбулентное или появлению низкоэнтропийных струй. Однако в местах присоединения зон отрыва к поверхности тела тепловой поток заметно увеличивается.

Появление О. т. чаще всего приводит к ухудшению характеристик летательного аппарата или газовых машин: уменьшению подъёмной силы, степени сжатия, росту сопротивления, появлению автоколебаний, локальных пиков тепловых потоков. Поэтому в технике, как правило, стараются избежать резкого роста зон отрыва, то есть использовать устройства на тех режимах, для которых зоны отрыва малы или отсутствуют. Чтобы избежать раннего отрыва потока или затормозить его развитие, используют различные способы: выбор формы обтекаемой поверхности, отсос пограничного слоя, вдув в пограничный слой и т. п. Существуют, однако, устройства, которые используют искусственно вызванные отрывные зоны для уменьшения сопротивления, Например, игла, установленная на лобовой поверхности затупленного тела, в сверхзвуковом или гиперзвуковом потоке может уменьшать его сопротивление (см. рис.), так как уменьшает давление на передней части его поверхности. Другой пример — использование искусственно вызванного отрыва потока для образования вихря, создающего вихревую подъёмную силу (см. Крыла теория). На самолётах используются также интерцепторы, вызывающие искусственный отрыв потока на части крыла для создания управляющих аэродинамических сил и моментов, а также для получения более благоприятного изменения характеристик устойчивости при изменении числа Маха полёта, в особенности при полёте с околозвуковыми скоростями.

Лит.: Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, М., 1974; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., И., 1987.

В. Я. Нейланд.

Отрывное течение в сверхзвуковом потоке.

отсек летательного аппарата — изолированный объём для размещения двигателей, приборов, шасси и других агрегатов, а также топлива, грузов. Наличие О. позволяет осуществить рациональную компоновку, организовать надёжную противопожарную защиту и обеспечить удобную эксплуатацию различных систем на земле и в воздухе. Форма и конструкция О. зависят от его назначения, места размещения и конструкции летательного аппарата. Так, топливо, как правило, размещается в межлонжеронной части крыла (см. рис.) или в фюзеляже, грузовые О. — внутри фюзеляжа, приборное оборудование — в герметичных и негерметичных О. фюзеляжа и т. д. Основное требование к О. — степень его герметичности, зависящая от назначения. Например, герметизация топливных отсеков должна исключать течь топлива. Герметизация грузовых и специальных О. должна исключать доступ воздуха из внешней среды при возникновении пожара в О. и в то же время с помощью специальных клапанов обеспечивать быстрое выравнивание внутреннего давления в случае аварийной декомпрессии одного из смежных О. или салона герметичной кабины. Общей тенденцией развития конструкции летательных аппаратов является рациональное выделение постоянных зон расположения специальных О., предназначенных для размещения оборудования, топлива, двигателей, шасси и др.

В. К. Рахилин.

Топливный отсек крыла: 1, 3 — стенки лонжеронов; 2 — слой герметика; 4 — съёмная крышка.

отсос пограничного слоя — отвод жидкости или газа из пограничного слоя через проницаемую поверхность обтекаемого тела. В этом случае на проницаемой поверхности нормальный компонент v вектора скорости принимает отрицательно значение v(x, 0, z) = -v{{w }}(x, 0, z), где v{{w }} — скорость отсоса, или отсасывания.

В рамках теории пограничного слоя v{{w }}/V_c < < 1, где V_c — модуль вектора скорости на внешней границе пограничного слоя. Наличие отсоса приводит к уменьшению толщины пограничного слоя, делает профиль скорости более наполненным (см. рис. 1 к статье Вдув в пограничный слой) и, следовательно, повышает устойчивость ламинарного течения, вызывает увеличение местных значений напряжения трения и теплового потока. Количественно воздействия отсоса на характеристики пограничного слоя зависят от многих факторов: значения и закона распределения скорости отсоса на обтекаемой поверхности, формы тела и т. д. На рис. показано влияние О. п. с. на коэффициент c_f сопротивления трения (см. Аэродинамические коэффициенты) плоской пластины в потоке несжимаемой жидкости при нулевом угле атаки при различных значениях параметра отсоса a ₊ (цифры у кривых): a ₊ = vw Re_x^1/2/ V_c, где Re_x — местное (в точке х) Рейнольдса число. При больших числах Рейнольдса и ламинарном режиме течения значение c_f пластины возрастает с увеличением параметра отсоса a ₊ , но остаётся меньше соответствующего значения при турбулентном режиме течения на непроницаемой поверхности. Эта особенность позволяет использовать О. п. с. как эффективное средство ламинаризации пограничного слоя и снижения сопротивления трения летательного аппарата.

О. п. с. применяется также как средство предотвращения отрыва пограничного слоя к реализации около тела течения, близкого к безотрывному течению идеальной жидкости. Впервые на это указал Л. Прандтль (1904), который путём отсоса жидкости через щели в кормовой части кругового цилиндра практически полностью устранил отрыв пограничного слоя с его поверхности. Правда, при этом как расход отсасываемой жидкости, так и энергетические затраты на отсос очень значительны. О. п. с. как средство управления пограничным слоем используется, например, для энергетической механизации крыла. См. также статью Управление пограничным слоем.

В. А. Башкин.

Зависимость c_t от lgRe_x: сплошные кривые — ламинарное течение, штриховая кривая — турбулентное течение.

Охайн (Chain) Ханс Пабст фон (р. 1911) — немецкий конструктор турбореактивных двигателей. Учился в физическом институте Гёттингенского университета, где разработал концепцию турбореактивного двигателя с центробежным компрессором, в 1930 получил свой первый патент. В 1936 поступил на фирму “Хейнкель”, где создал турбореактивный двигатель He S1 с тягой 980 Н, а затем улучшенные варианты He S3 и He S3A. В 1939 состоялся первый полёт экспериментального самолёта He 178 с турбореактивным двигателем He S3B, в 1941 начались лётные испытания самолёта He 280 с двумя турбореактивными двигателями He S8A с тягой по 4900 Н. В 1942 О. создал двигатель He S30, доводка которого была прекращена, поскольку началось серийное производство турбореактивных двигателей фирмы “Юнкерс”. В 1947 эмигрировал в США, где работал в различных научно-исследовательских центрах.

охлаждаемая конструкция — одна из возможных термосиловых конструкций гиперзвукового летательного аппарата, в системе теплозащиты которой используется внутреннее конвективное охлаждение. Конструктивные элементы О. к., образующие внешние обводы летательного аппарата, представляют собой панели (рис. 1), включающие каналы для хладагента, которые одновременно могут служить силовыми подкрепляющими элементами. Система теплозащиты О. к. выполняется по одноконтурной (открытой) схеме, в которой хладагент выполняет функции и теплоносителя и теплопоглотителя, или по двухконтурной схеме, в которой теплоноситель циркулирует по замкнутому контуру, передавая теплоту расходуемому теплопоглотителю (рис. 2). Теплопоглотителем может служить топливо основной силовой установки. В качестве теплоносителя в двухконтурных системах теплозащиты используется водный раствор этиленгликоля, калий-натриевая эвтектика (жидкометаллический теплоноситель) и другие. Система теплозащиты О. к. включает также коллекторы подачи и сбора хладагента, подводящие и отводящие магистрали, регулирующую и измерительную аппаратуру, теплообменник (в двухконтурных системах), насосы подачи (отвода) хладагента. Для повышения эффективности системы в каналах охлаждения панелей и теплообменниках используются различные интенсификаторы теплообмена.

Благодаря работе системы охлаждения максимальная температура силовых элементов О. к. ограничивается некоторым заданным значением независимо от значения теплового потока, подводимого к поверхности летательного аппарата вследствие аэродинамического нагревания. Это позволяет использовать конструкционные материалы с высокой удельной прочностью, уменьшить температурные напряжения, исключить ползучесть материала и другие нежелательные явления, связанные с тепловым воздействием на конструкцию.

Недостатки О. к. — повышенная сложность по сравнению с горячей конструкцией, определяемая наличием большого числа дополнит, элементов и необходимостью регулирования расхода хладагента в каждой зоне конструкции и в зависимости от режима движения летательного аппарата, а также пониженная надёжность, так как выход из строя даже одного из каналов охлаждения может привести к недопустимому возрастанию температуры панели.

В. В. Лазарев.

Рис. 1. Панели охлаждаемой конструкции: а — с внешним “тепловым барьером”; б — с охлаждением внешней поверхности: 1 — обшивка; 2 — канал охлаждения; 3 — подкрепляющий стрингер; 4 — сотовый заполнитель; 5 — теплоизоляционное покрытие.

Рис. 2. Схемы систем охлаждения: а — одноконтурная; б — двухконтурная: 1 — охлаждаемая панель; 2 — коллекторы; 3 — магистраль; 4 — насос; 5 — регулятор расхода; 6 — теплообменник.

охлаждение двигателя газотурбинного — защищает от перегрева основную камеру сгорания, турбину, затурбинное устройство, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло. Охлаждаются также масло, циркулирующее в маслосистеме, и опора с подшипниками. Для регулирования радиального зазора между корпусом и рабочими лопатками компрессора в некоторых двигателях охлаждается корпус компрессора. Основным хладагентом является воздух, отбираемый из промежуточных ступеней компрессора или за ним, мотогондола продувается встречным потоком воздуха. Масло охлаждается, как правило, топливом двигателя, реже — встречным потоком воздуха. Охлаждение масла происходит в специальных теплообменниках (см. Масляная система). Для охлаждения стенок жаровых труб в основных камерах сгорания применяется конвективно-плёночная система охлаждения. Охлаждающий воздух подаётся через несколько кольцевых щелей в стенке вдоль внутренней поверхности жаровой трубы. По мере роста параметров рабочего процесса двигателя возрастают лучистые потоки теплоты светящегося пламени в жаровой трубе к её стенкам, в связи с чем растет число поясов охлаждения и увеличивается конвективная составляющая охлаждения. Для снижения температуры стенки жаровой трубы на её внутреннюю поверхность наносятся теплозащитные покрытия. Для тепловой защиты силового корпуса форсажной камеры от высокотемпературных продуктов сгорания применяют ненапряжённые (в силовом отношении) проницаемые экраны. По тракту охлаждения (каналу между корпусом и экраном) протекает газ (или чистый воздух) с относительно низкой температурой. Вытекающий из тракта охлаждения через отверстие или щели в экране газ охлаждает экран, а остальной газ в конце тракта поступает для охлаждения реактивного сопла. В современных авиационных газотурбинных двигателях температура газа перед турбиной значительно превышает уровень температур, допустимый по условиям жаростойкости и жаропрочности применяемых в турбинах материалов. Поэтому требуется интенсивное охлаждение узлов турбины для обеспечения её работоспособности. Наиболее теплонапряжёнными элементами являются сопловые и рабочие лопатки, диски турбин. При умеренном уровне температуры газа перед турбиной (до 1250 К) применялись простейшие схемы воздушного охлаждения — обдув воздухом дисков, корпусов и хвостовиков лопаток. более высокие температуры газа перед турбиной были освоены в результате разработки развитых схем охлаждения турбин и применения новых литейных жаропрочных сплавов на никелевой основе. Для охлаждения используется воздух, отбираемый из компрессора двигателя. Для охлаждения сопловых лопаток первых ступеней турбин чаще всего используется конвективно-плёночная схема с внутренним дефлектором. В сопловых лопатках последующих ступеней применяется чисто конвективная схема охлаждения с внутренним дефлектором. На рис. а показана типичная конвективно-пленочная схема охлаждения сопловых лопаток. Для охлаждения рабочих лопаток применяются разнообразные схемы охлаждения, одна из которых показана на рис. б. В некоторых конструкциях рабочих лопаток применяется такое же конвективно-пленочное охлаждение, как и в сопловых лопатках. При конвективно-плёночном охлаждении соплового аппарата первой стукни турбины за расчётную температуру газа, определяющую работу турбины, принимается температура смеси газа и охлаждающего воздуха в критическом сечении решётки соплового аппарата.

Тепловое состояние самого соплового аппарата определяется по максимальным локальным значениям температуры газа на входе, которые заметно больше среднемассовой температуры газа из-за неравномерности поля температур на выходе из камеры сгорания. Окружная неравномерность поля температур газа перед сопловым аппаратом не влияет на температуру рабочих лопаток вследствие естественного осреднения поля при вращении рабочего колеса. Для теплового состояния рабочих лопаток и диска большое значение имеет радиальное поле температур газа, осреднённых в каждом коаксиальном сечении проточной части турбины. Обычно максимальное значение температуры газа наблюдается в среднем сечении; в периферийном и корневом сечениях температуры газа снижаются, что создаёт благоприятные условия для охлаждения корпусов и дисков турбины. Охлаждение турбины связано с определённым ухудшением параметров двигателя, которое становится тем большим, чем больше расход воздуха на охлаждение. Уменьшение расхода охлаждающего воздуха достигается путём снижения его температуры в теплообменнике промежуточного охлаждения или при отборе его из промежуточных ступеней компрессора. Повышение эффективности охлаждения, применение новых жаропрочных и жаростойких материалов и теплозащитных покрытий также приводит к уменьшению расхода охлаждающего воздуха или даёт возможность дальнейшего повышения температуры газа перед турбиной. При относительно малых лучистых потоках теплоты от продуктов сгорания к стенкам реактивного сопла их тепловая защита сводится только к оттеснению высокотемпературных продуктов сгорания от стенок, поэтому охлаждение стенок сопла осуществляется с помощью одной завесы воздуха, организуемой в дозвуковой части сопла.

Совершенствование систем охлаждения узлов авиационных газотурбинных двигателей является необходимым условием форсирования его параметров и расширения области применения двигателей по скорости полёта.

К. М. Попов.

Охлаждаемые турбинные лопатки: а — сопловая; б — рабочая; 1 — корпус сопловой лопатки; 2 — передний дефлектор; 3 — турбулизаторы потока охлаждающего воздуха; 4 — задний дефлектор; 5 — отверстия перфорации; 6 — ребро, направляющее поток охлаждающего воздуха; 7 — корпус рабочей лопатки.