"ПАЙПЕР" (Рірег Аігcraft Corp.)-самолётостроит. фирма США. Осн. в кон. 20-х гг. под назв. "Тейлор эркрафт" (Тауlог Аігсгаft Со.), совр. назв. с 1937. Выпускает лёгкие самолёты авиации общего назначения с ПД и ТВД. Наибольшее распространение получили: J-3 "Каб" (первый полёт в 1936, построено 14 125), РА-28 "Супер каб" (1949, построено 5135) и РА-28 "Чероки" (1963, построено св. 10 тыс.). В 80-х гг. серийно выпускалось более 20 типов лёгких административных самолётов, среди них: с ПД - "Арчер", "Дакота", "Турбо арроу", "Сенека", "Навахо", "Чиф-тен", "Уорриор", "Малибу", с ТВД - "Шайенн". К нач. 1990 построено ок. 130 тыс. самолётов.
ПАЛУБНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ-то же, что карабельный летательный аппарат.
"ПАН АМ" (Pan Am, Pan Аmerican World Airways) - авиакомпания США. Осушествляла перевозки в страны Юж. и Центр. Америки, Европы, Азии, Африки. Осн. в 1927, одна из первых в США. В 1989 перевезла 17,4 млн. пасс., пассажирооборот 47,73 млрд. п.-км. Авиац. парк- 108 самолётов. В кон. 80-х гг. вследствие финансовых трудностей начала постепенно утрачивать своё значение, в 1991 обанкротилась и прекратила существование.

"ПАНАВИА" (Panavia)- международный консорциум, созданный для разработки и серийного выпуска многоцелевого боевого самолёта "Торнадо" с крылом изменяемой стреловидности. Образован в 1969 фирмами "Бритиш эркрафт корпорейшен" (с 1977 "Бритиш аэроспейс", Великобритания), "Мессершмитт-Бёльков-Блом" (ФРГ) и "Аэриталия" (Италия). Первый полёт опытного самолёта состоялся в 1974, серийного - в 1979. К нач. 1991 было выпущено ок. 900 самолётов для стран-участниц программы и на экспорт.

Истребитель концерцнума "Панавиа" "Торнадо"

ПАНЕЛЬ в авиастроении-конструктивно-технол. элемент силовой конструкции ЛА, включающий часть обшивки и силового набора. С целью сокращения цикла сборки ЛА в общем стапеле производятся только установка и стыковка готовых П., предварительно собранных при внестапельной сборке. Габаритные размеры стыкуемых П. определяются конструктивными и технол. разъёмами агрегата. В высокоресурсных ЛА ширина П. подбирается исходя из условий обеспечения живучести конструкции. По конструктивным признакам различают П.: сборные, монолитно-сборные и трёхслойные. Все они могут иметь разл. форму с одинарной или двойной кривизной.
Сборные П. включают листы обшивки, окантовки, стрингеры, полушпангоуты, нервюры и др., выполненные из готовых полуфабрикатов в виде листов, профилей, штампованных окантовок н др. (рис. 1).

Рис. 1. Сборная панель: 1 - обшивка; 2 - нервюра; 3 - стрингер; 4 - верхняя часть лонжерона.

Технология изготовления сборных П. отличается наиболее полным использованием исходных материалов и применением высокопроизводит. автоматич. сверлильно-клепального оборудования. Соединение деталей выполняется клёпкой, сваркой, клее-сваркой или болтами. Монолитно-сборные П. включают предварительно изготовл. оребрённые детали обшивки, полушпангоуты или нервюры (рис. 2).

Рис. 2. Монолитно-сборная панель обшивки крыла: а - крыло, образованное верхней и нижней монолитными панелями; б - конструкция, состоящая из нескольких панелей.

Входящие в П. детали обшивки могут изготавливаться из штамповок, плит, прессов. панелей, механически обработ. листов. Гл. преимущество монолитно-сборных П. - малая масса, получаемая благодаря тщательной конструктивной проработке и высококачественной механич. обработке. Соединение элементов П. с обшивкой и друг с другом производится аналогично соединенню деталей сборной П. Трёхслойные П. включают верх. и ниж. обшивки, связанные между собой лёгким наполнителем (рис. 3)

Рис. 3. Трехслойная панель: 1 - верхняя обшивка; 2 - сотовый блок; 3 - нижняя обшивка.

В качестве обшивки, как правило, используются листы из алюм. или др. сплавов, а в качестве наполнителя - сотовые блоки, пенопласт и др. пористые материалы. Трёхслойные П. позволяют получить при малой строит. высоте жёсткую и прочную конструкцию с минимальной массой.
ПАРАЛЛАКС (от греч. раrаllахіs - уклонение) в авиации, космонавтике - боковое смещение плоскости конечной орбиты ЛА относительно точки старта, измеряемое обычно по дуге большого круга от точки старта ЛА до следа плоскости конечной орбиты (см. рис.) на пов-сти Земли. В зависимости от решаемой задачиможет быть равен нулю, если плоскость конечной орбиты проходит через точку старта, или составлять тысячи км.

ПАРАМЕТРЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА ДВИГАТЕЛЯ (от греч. parametron - отмеривающий, соразмеряющий) - совокупность размерных и безразмерных величин, определяющих состояние рабочего тела в характерных сечениях газовозд. тракта двигателя. С учётом кпд элементов, характеризующих совершенство протекающих в них процессов, П. р. п. д. определяют уд. параметры авиац. двигателя: удельную тягу Руд или удельную мощность Nуд и удельный расход топлива Суд (по тяге) или Се (по мощности). П. р. п. д. включают параметры термодинамич. цикла: темп-ру газа перед турбиной (за осн. камерой сгорания) Тг, темп-ру газа за форсажной камерой сгорания Тф (или коэф. избытка воздуха в форсажной камере), общую степень повышения давления в компрессорах, а также (в ТРДД)-степень повышения давления в вентиляторе и степень двухконтурности m. Кроме того, рабочий процесс двигателя определяется степенью повышения давления скоростным напором набегающего потока и его темп-рой на входе, к-рые определяются скоростью и высотой полёта и состоянием атмосферы.
Все перечисленные П. р. п. д., кроме темп-р, являются подобия критериями двигателя. Критериями подобия для нагрева рабочего тела являются отношения и Tф/Твх темп-р газа в рабочем процессе к темп-ре воздуха на входе (см. Приведённые параметры двигателя). Степень повышения входного давления скоростным напором есть функция Маха числа полёта, к-рое также является критерием подобия рабочего процесса.
Выбор значений П. р. п. д. определяется их влиянием на уд. параметры двигателя, назначением двигателя, требуемыми надёжностью и ресурсом. Уд. тяга ТРДД всегда возрастает с повышением Тг и падает с увеличением m (рис. 1).

Рис. 1. Пример влияния параметров рабочего процесса на удельную тягу Pуд ТРДД (Н=11 км, М=0,85).

В двигателях трансп.самолётов значения П. р. п. д. выбираются из соображения достижения макс. экономичности при реализации макс. возможного значения Тг, что обусловливает применение нефорсир. ТРДД. Значение Тг max определяется взлётным режимом в жаркую погоду (темп-ра воздуха 30 °С, давление 0,1 МПа) и достигает 1600-1700 К. При этом в крейсерском полёте (высота Н= 11 км, М=О,75-0,85) для обеспечения потребной тяги Тг=1300-1400 К, и это значение при п = 30-35 и m=5-6 близко к оптимальному по уд. расходу топлива Суд (рис. 2).

Рис. 2. Пример влияния параметров рабочего процесса на удельный расход топлива Суд ТРДД (Н=11 км, М=0,85).

В ТРДДФ сверхзвук. манёвренных имногоцелевых самолётов П. р. п. д. выби-рают, достигая компромисса между требованиями по тяге (габариту и массе) и экономичности. Первое требование удовлетворяется выбором T г mах и применением форсажа. Значение Tг mах достигает 1600-1800 К. Второе требование особо важно при необходимости полёта сверхзвук. самолё-та с дозвук. скоростью, для чего обычно выбирается m0 = 0,3 - 2 на расчётном режиме. Ограничение m связано с ростом габарита двигателя в связи с падением Pуд.ф (рис. 3).

Рис. 3. Пример влияния параметров рабочего процесса на удельную тягу двигателя Pуд.ф ТРДДФ (Н=0, М=0).

ПАРАПЛАН-общее назв. ЛА с гибким крылом, а также первых дельтапланов (до появления у них балансирного управления). Для уменьшения скорости свободного падения парашютиста в 30-е гг. в СССР разрабатывались конструкции крыла-парашюта (Г. А. Шмидт, Н. С. Смирнов, 1935; Б. В. Павлов-Сильванский, 1936,и др.), относящиеся к П. и являвшиеся прообразом дельтаплана (рис. 1)

Рис. 1. Крыло-парашют конструкции Г.А. Шмидта и Н.С. Смирнова.

П. в виде гибкого крыла дельтавидной формы в плане предполагалось использовать в качестве планирующего парашюта для возвращения посадочного модуля амер. космич. аппарата "Джемини". Возможно также применение П. с жёстким или надувным каркасом в качестве аварийного средства для спасения пилота самолёта, в качестве разведыват. дистанционно-пилотируемых аппаратов, для десантирования людей, грузов и техники. Имеются бескаркасные конструкции гибкого дельтавидного крыла, являющегося куполом спортивного парашюта, и парашюта-крыла прямоугольной формы в плане с однослойным крылом-куполом (рис. 2).

Рис. 2. Параплан - дельтовидное крыло Дельта-2-Уинг (США).

Развитием П. являются управляемые планирующие парашюты-крылья прямоугольной формы с двухслойной оболочкой, имеющие аэродинамическое качество более 1,5. В зарубежной патентной и техн. литературе термин "П." относится в осн. к таким конструкциям. Эти П.-планирующие парашюты имеют аэродинамич. качество 2,5-3, площадь прямоугольного крыла 19-21 кв. м, скорость горизонт. полёта 9-11 м/с. Кроме термина "П." употребляются так-же др. назв. ЛА с гибким крылом: парапланёр, параглайдер, гибколёт. Дельтапланы благодаря особенностям системы управления, конструкции и более высокому аэродинамич. совершенству выделились в самостоят. класс.
В 80-е гг. название П. закрепилось за конструкцией парашют-крыло, снабж. мототележкой, обеспечивающей автономный старт и самостоят. полёт П.
ПАРАСОЛЬ [франц. parasol, букв. - зонтик от солнца; по назв. франц. самолёта-разведчика Моран-Сольнье L, известного как Моран парасоль (1913)] - моноплан с крылом над фюзеляжем (см. рис.).

Подкосный моноплан-парасоль АИР-3 ("Пионерская правда") конструкции А.С. Яковлева (1929, СССР).

Конструкция распространения не получила из-за относительно невысоких аэродинамич. хар-к.
ПАРАШЮТ (франц. parachute, от греч. para - против и франц. chute - падение)- устройство для торможения объекта, движущегося в сопротивляющейся среде. Комплекс П., раскрывающихся последовательно один за другим, составляет парашютную систему. Для снижения скорости свободного падения лётчика (при вынужденном покидании ЛА), десантника, спортсмена-парашютиста, техн. объекта или груза служат спасательные, десантные, спортивные и грузовые П. Для обеспечения безопасной посадки космич. аппаратов в атмосфере Земли (планет) применяются посадочные П. Для создания заданных усилий, направленных против вектора скорости движения объекта в воздухе, используются спец. П.: противоштопорные, стабилизирующие, вытяжные, тормозные.
Осн. части П.: купол со стропами, крепящимися к подвесной системе, вытяжное кольцо с тросом и шпильками, ранец для компактного размещения купола, строп и вытяжного П. Используются П., имеющие разл. форму купола в плане (круглую, прямоугольную, треугольную), площадь купола 50-80 кв. м. Площадь запасного П. 40-50 кв. м (миним. площадь для безопасного снижения человека с куполом тормозящего действия). Скорость нормального снижения П. не превышает 7 м/с. Купол П. выполняется из тканей (шёлк, хлопок, нейлон, капрон, стеклометаллизир. волокно и т. п.) разл. воздухопроницаемости - от 0 до 500 куб. дм/(кв. м*с), к-рые отличаются несминаемостью, высокими прочностью, термостойкостью и малой уд. массой.
П. вводится в действие принудительно - при отделении парашютиста от ЛА на длину вытяжной верёвки (фала), один конец к-рой крепится к ЛА, а другой - к вытяжному кольцу П.,- от полуавтоматич. прибора или вручную.
Схема и описание П. впервые даны Леонардо да Винчи (1475). Первые прыжки с П. совершили: с башни обсерватории - франц. физик Л. С. Ленорман (1783), с возд. шара - франц. воздухоплаватель А.Ж. Гарнерен (1797). Эти П. имели жёсткий каркас, к-рый поддерживал раскрытый купол. Первый ранцевый спасат. П. был создан в России в 1911 Г. Е. Котельниковым. Его П. РК-1 с помощью подвесной системы крепился на спине лётчика. П. успешно прошёл испытания. Партия П. РК-1 (70 шт.) поступила для снаряжения лётчиков тяжёлых бомбардировщиков "Илья Муромец". П. РК-1 использовался в воздухоплавании для прыжков с подбитых аэростатов во время 1-й мировой войны. Котельников, совершенствуя свой П., создал модель с мягким ранцем (РК-3, 1923) и ряд грузовых П. Большой вклад в развитие парашютной техники в СССР внесли И. Л. Глушков, О. И. Волков, Н. А. Лобанов, А. И. Привалов, Ф. Д. Ткачёв и др., а также испытатели Е. Н. Андреев, В. Г. Романюк, П. И. Долгов и др. В 1956 в СССР был создан первый в мире щелевой манёвренный спортивный П. Т-2. Активное управление им и горизонт. скорость перемещения обеспечивала реактивная сила возд. потока, вытекающего через регулируемые щели в куполе. Дальнейшее развитие щелевого купола с втянутой вершиной обеспечивало П. высокую манёвринность и аэродинамическое качество, равное 1, при вертик. скорости снижения 5 м/с (Ут-15).
В 70-е гг. проводились исследования разл. конструкций планирующих П., что привело к созданию индивидуальных П. с планирующим куполом в форме дельтавидного крыла (Дельта-ІІ-УИНГ, США), парашюта-крыла прямоугольной формы в плане (RL-6, ГДР) с однослойным многощелевым крылом-куполом. Спортивный планирующий П. представляет собой крыло (с аэродинамич. качеством более 2,5) прямоугольной формы с двухслойной воздухо-непроницаемой оболочкой. К таким П. относятся: ПО-9 (СССР, см. рис. 1 и 2), "Страто-стар" (США), RL-10 (ГДР). Эти планирующие П. имеют аэродинамич. качество 2,5-3,3, площадь крыла-купола 16,8-21 кв. м, скорость горизонт. полёта 9-13,5 м/с при скорости снижения 3-5 м/с. Управляют планирующим П. двумя стропами управления, к-рыми осуществляют рифление всей задней кромки купола или правой и левой её частей.

Рис. 2. Схема раскрытия парашюта ПО-9 серии 2: А - вытяжной парашют под действием пружинного механизма отошёл от ранца и попал в воздушный поток; Б - под действием силы сопротивления воздуха вытяжной парашют последовательно выдёргивает ленту рифления из карманов на дне ранца, затем вытягивает стропы и купол из распашного чехла; В - после вытягивания строп на всю длину купол парашюта попадает в воздушный поток; Г - под действием набегающего потока, преодолевая силу сопротивления ленты рифления, купол наполняется; Д - набегающий поток воздуха наполняет внутреннюю полость купола, купол принимает крыловидную форму и начинается планирующий спуск системы парашютист-парашют в режиме торможения. Взявшись за клеванты, парашютист натягивает стропы управления, при этом развязывается узел фиксации строп управления, и купол переходит в режим управляемого полёта.

Грузовые П. позволяют десантировать грузы и технику массой до 20 т (напр., бронетранспортёры). Они могут иметь один купол площадью до нескольких тыс. кв. м или многокупольную систему. Грузы сбрасываются в контейнере или на платформе, сброс может производиться на малой высоте с помощью вытяжного П.
Противоштопорный П. (см. Противоштопорные устройства) применяется для аварийного вывода самолёта или планёра из штопора во время лётных испытаний (исследований их штопорных хар-к).
Стабилизирующие и вытяжные П. имеют самостоят. назначение - стабилизацию объектов при свободном падении, при движении с горизонт. скоростью (сброс грузов с малых высот), при извлечении грузов из ЛА, но они используются гл. образом в сложных парашютных системах в качестве промежуточных устройств для подготовки ввода в действие осн. П.
ПАРАШЮТИРОВАНИЕ см. в ст. Посадка.
ПАРАШЮТНЫЙ СПОРТ -один из видов авиационного спорта; соревнования в прыжках с ЛА с использованием парашюта. В СССР развитие П. с. обязано деятельности Осоавиахима, по инициативе и под руководством к-рого в нач. 30-х гг. стали проводиться показат. прыжки, а затем и состязания парашютистов. Первые прыжки совершены 27 июля 1930 группой спортсменов (6 чел.) под рук. воен. лётчика Л. Г. Минова. После 1-го слёта спортсменов-парашютистов (Тушино, 1935), в к-ром приняли участие 128 мужчин и 20 женщин из 21 аэроклуба страны, во мн. городах регулярно проводились соревнования по укладке парашютов, прыжкам с парашютной вышки, технике выполнения прыжков с самолёта. С 1949 ежегодно проводились всесоюзные соревнования по П. с.
Различают неск. разновидностей П. с.: классич. пардшютизм, групповая и купольная парашютная акробатика, парашютное многоборье, пара-ски. Чемпионаты мира и Европы по классическому парашютизму проводятся один раз в 2 года. Первый чемпионат мира состоялся в 1951 в Югославии. Всес. соревнования организовывались ежегодно (с 1956). В программу соревнований по классич. парашютмзму могут включаться след. осн. упражнения: одиночные и групповые прыжки с выс. 1000-1200 м на точность приземления в круг радиусом 5 м (зачёт по попаданию в центр мишени диам. 5 см); индивидуальные акробатич. прыжки с выс. 2000 м с задержкой раскрытия парашюта не более 30 с и выполнение комплекса фигур в свободном падении (спирали и сальто). Победителем в точности приземления считается спортсмен, имевший наименьшее отклонение от центра мишени во всех 4-6 прыжках, и команда, показавшая наименьшее отклонение от центра мишени в сумме всех прыжков участников группы (до 4 чел.)во всех прыжках упражнения. Победителем в одиночных акробатич. прыжках объявляется спортсмен, выполнивший комплекс акробатич. фигур за наименьшее время. Абс. чемпионом по классич. парашютизму считается спортсмен, имеющий лучшие показатели в сумме двух упражнений,-одиночные прыжки на точность приземления (рис. 1) и одиночная акробатика.

Рис. 1. Прыжок на точность приземления.

Чемпионаты мира и Европы по групповой и купольной акробатике организуются один раз в 2 года. Первый чемпионат мира состоялся в 1975 в ФРГ. Чемпионаты СССР проводились ежегодно с 1982. В программу соревнований по групповoй и купольной парашютной акробатике (рис. 2) включаются: групповые акробатич. прыжки командами из 4 чел.; групповые акробатич. прыжки командами из 8 чел.; купольная акробатика (чередование для команд нз 4 чел.); скоростное построение для команд из 8 чел. При групповых акррбатич. прыжках отделение от самолёта (вертолёта) производится на выс. 3000 м (4 чел.) или 3800 м (8 чел.), свободное падение длится 50 с (4 чел.) или 65 с (8 чел.). При купольной акробатике прыжки выполняются с выс. 2200 м (4 чел). или 1500 м (8 чел.), рабочее время парашютистов 180 с для группы из 4 чел. и 100 с для группы из 8 чел.

Рис. 2. Купольная парашютная акробатика (парашютная этажерка).

По парашютному многоборью чемпионаты СССР проводились с 1975. В состязания включались упражнения:одиночные и групповые прыжки на точность приземления; стрельба из малокалиберной винтовки (50 м, 20 выстрелов); легкоатлетич. кросс (мужчины 3 км, женщины 1500 м); плавание вольным стилем на 100 м. Победителем считался спортсмен, показавший лучшие результаты по сумме всех упражнений.
Чемпионаты мира по параски [от пара(шют) и ски (от англ. ski-лыжа)] проводились в 1987 и 1989. В их программу входили: скоростной спуск на лыжах и парашютный прыжок на точность приземления в заданном квадрате.
П. с. в СССР занималось до 80 тыс. чел., ежегодно совершалось ок. 850 тыс. прыжков. Руководство П. с. осуществлялось ДОСААФ СССР, в учебных авиац. орг-циях к-рого проводилась подготовка спортсменов. Аэроклубы и авиаспортклубы ДОСААФ располагали необходимой материальной базой (ЛА, парашютной техникой) и квалифицир. инструкторами. Осн. типы парашютов: ПО-9, УТ-15, УТ-15 (серия 4). П. с. культивируется в 60 странах мира (пара-ски в 16). В ходе междунар. встреч сов. парашютисты неоднократно завоёвывали призовые места. На 1 янв. 1991 им принадлежало большинство мировых рекордов (52 из 66 зарегистрированных ФАИ). Абс. чемпионами мира были: И. А. Федчишин (1954), Н. И. Пряхина и П. Ф. Островский (1958), Л. М. Ерёмина и В. С. Крестьянников (1966), Т. Н. Воинова и Е. В. Ткаченко (1968), Л. Г. Ячменев (1970), Н. П. Сергеева (1974), В. Н. Закорецкая и Г. Н. Сурабко (1976), И. А. Тёрло (1978), Л. А. Корычева (1982), Н. П. Ушмаев - единственный в мире парашютист, получивший это звание дважды (1974, 1980), С. М. Разамазов (1990). Закорецкая - обладательница 51 мирового рекорда, единственная в мире женщина, совершившая 10 тыс. прыжков с парашютом.
ПАРЕНИЕ ПЛАНЕРА полёт планёра с использованием атм. восходящих потоков для сохранения или увеличения высоты полёта. Парение является необходимым элементом длит. полёта планёра. Тактика парения различна в восходящих потоках разной физ. природы. В динамич. потоках, возникающих под действием ветра у протяжённых склонов холмов и гор, траектория П. п. состоит из прямолинейных участков, направление к-рых перпендикулярно направлению ветра, и разворотов на 180°. В термич. потоках, поперечные размеры к-рых невелики, парение осуществляется по спиральным траекториям. Поскольку осн. цель парения - увеличение высоты полёта, режим полёта по углу атаки выбирается близким к миним. скорости. снижения. При этом сопротивление аэродинамическое планёра вдвое превышает его еопротивление на угле атаки, отвечающем макс. аэродинамическому качеству, подъёмная сила больше в 1,7 раза, а миним. скорость снижения на 10-12% меньше. Поэтому полёт на режиме миним. скорости снижения может существенно увеличить темп набора высоты за счёт скорости восходящего потока по сравнению с режимом полёта с макс. аэродинамич. качеством.
ПАССАЖИРОВМЕСТЙМОСТЬ самолёта - число пассажирских кресел в салонах самолёта. Зависит от плотности компоновки салонов и класса устанавливаемых кресел. Миним. значение П. соответствует "смешанной" компоновке салонов (8-20% кресел первого класса, остальные - туристского). Для достижения макс. П. применяются компоновки с размещением кресел экон. класса и компоновки "максимальной плотности". См. также Коэффициент пассажирозагрузки.
ПАССАЖИРООБОРОТ - показатель объёма работы по перевозке пассажиров; измеряется в пассажиро-километрах (п.-км). П. авиац. транспорта СССР в млрд. п.-км составлял в 1940-0,2, в 1965-38,1, в 1970-78,2, в 1980-160,6, в 1990-243,8.
ПАССАЖИРОПОТОК - число пассажиров, перевезённых в единицу времени (год, квартал и т. д.). П. характеризует интенсивность и равномерность перевозок. Годовая неравномерность по направлениям (туда и обратно) невелика, но отмечаются месячные колебания (особенно на курортных линиях). В 1970 авиац. транспортом СССР перевезены 71 млн. чел., в 1980-104 млн., в 1990- 138 млн. чел.
ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ гражд. самолёт для перевозки пассажиров, их багажа, почты и грузов. Хар-ки П. с., их двигателей и оборудования должны удовлетворять Нормам лётной годности. Осн. требования к П. с.: безопасность полётов, экономичность эксплуатации, надёжность систем, обеспечивающих полёт, миним. уровень шума на местности и комфорт для пассажиров, к-рый создаётся кондиционированием воздуха, миним. уровнем внутрикабинного шума, оформлением интерьера, удобными креслами, устройствами для развлечения и т. п. (см. Класс пассажирского салона).
Кочструктивные особенности П. с.: высокая степень резервирования систем и агрегатов; высокая эксплуатац. живучесть конструкции; большие герметизир. фюзеляжи; вместительные багажные помещения; шасси, обеспечивающие мягкую посадку; двигатели, имеющие миним. расход топлива на крейсерских режимах полёта.
Классификация П. с. может быть выполнена по след. признакам: дальность полёта, тип двигателей, поколение самолёта. В зависимости от дальности полёта различают П. с. местных линий (дальность до 1000 км) и магистральные самолёты, (дальность от 1000 до 11 000 км и более). За рубежом выделяется также т. н. авиация общего назначения. К ней относятся самолёты с числом мест не более 30 (учебные, административные, аэротакси), а также планёры и гражд. вертолёты. По типу двигателей различают поршневые, турбовинтовые и турбореактивные (реактивные) П. с. Реактивные П. с. могут быть с однои двухконтурными (турбовентиляторными) двигателями. П. с. 1950-80-х гг. в СССР подразделяли на 3 поколения, отличающиеся гл. обр. типом двигателей. П. с. первого поколения оснащались ТВД и одноконтурными ТРД. Для второго поколения характерны двухконтурные ТРД с умеренной степенью двухконтурности, для третьего - с высокой степенью двухконтурности. К др. характерным признакам относятся: схема размещения двигателей (в крыле, в хвостовой части фюзеляжа, на пилонах под крылом), диаметр фюзеляжа (у самолётов первых двух поколений он был не более 4 м, у П. с. третьего поколения превысил 6 м), техн. совершенство систем бортового оборудования.
Осн. направления развития П. с. указанных поколений - значит. увеличение производительности самолёта и, следовательно, его экон. и топливной эффективности, повышение уровня аэродинамич., весового, конструктивного и технол. совершенства П. с. каждого последующего поколения. Достигалось это на каждом этапе разл. средствами: для самолётов первого поколения - увеличением крейсерской скорости полёта при экономически оправданных расходах топлива; для второго поколения - применением более экономичных двухконтурных двигателей и повышением плотности компоновки салонов, для третьего - значит. увеличением пассажировместимости, а также улучшением комфорта с целью привлечения пассажиров.
Осн. проблема создания П. с. 90-х гг., т. е. самолётов четвёртого поколения, состояла в сокращении расхода топлива, приходящегося на единицу трансп. работы (на один п.-км). Гл. направлениями её решения стали повышение аэродинамическоео качества, уменьшение массы самолёта и улучшение экономичности двигателей (использование сверхкритических профилей крыла, увеличение удлинения крыла, применение активных систем управления и композиционных материалов, совершенствование двигателей и т. д.). Кроме того, решались проблемы дальнейшего повышения безопасности полёта, охраны окружающей среды, уменьшения шума на местности и др.
Историческая справка. Развитие П. с. в СССР началось с порш. одномоторных самолётов с малыми пассажировместимостью и грузоподъёмностью. Первый отечеств. П. с. АК-1 был создан в 1924.В 30-е гг. строились П. с. разл. типов, но выпуск каждого обычно не превышал неск. десятков машин. В большом кол-ве производились восьмиместные П. с. К-5 (К.А. Калинина); 9-местные АНТ-9 (А.Н.Туполева). Самым распространёнкым П. с.за рубежом в 30-е гг. был DC-3 фирмы "Дуглас" (США). В СССР этот самолёт под назв. "Ли-2" строился по лицензии (выпущено более 2 тыс. машин). Он был основным П. с. ГВФ в те годы (до него - П. с. К-5). После Вел. Отечеств. войны в СССР были созданы двухдвигательный 27-местный П. с. Ил-12 (1945), а затем Ил-14 (1950). Эти самолёты послужили основой формирования массовой возд.-трансп. системы СССР. В 50-х гг. в СССР и за рубежом появились турбовинтовые и турбореактивные П. с.
На хар-ки П. с. разл. классов оказывало влияние появление новых типов двигателей. В период порш. П. с. взлётная масса, а также грузоподъёмность и пассажировместимость постепенно возрастали. Напр., взлётная масса самолёта К-5 составляла 3,75 т, Ли-2-10,7 т, Ил-14-17,5 т. Разработка П. с. с ТВД началась созданием средних магистральных самолётов (взлётная масса 50-80 т) Ил-18 и Ан-10 (СССР); Виккерс "Вайкаунт" и "Авангард", Бристоль "Британия" (Великобритания); Локхид "Электра" (США). Затем были созданы ближние магистральные П. с. (15-20 т) Ан-24 (СССР), Фоккер F. 27 "Френдшип" (Нидерланды); "Авро-748", Хэндли Пейдж "Гералд" (Великобритания), "Потез-842" (Франция). В классе дальних магистральных П. с. был построен сов. самолёт Ту-114. С появлением ТРД развитие П. с. шло от "тяжёлых" к "лёгким". Причиной такой последовательности создания П. с. явилось то, что реактивные П. с. отличались большой скоростью полёта, но при этом и большим расходом топлива. Экон. эффект от полётов с большими скоростями, компенсирующий повыш. расход топлива, достигается лишь при болыиой дальности полёта на многотоннажных П. с., у к-рых велика коммерч. отдача. Средние и ближние магистральные П. с. с ТРД создавались, как правило, позже на базе более экономичных двигателей.
Рост пассажировместимости, грузоподъёмности, скорости и дальности полёта, сопровождающийся возрастанием взлётной массы П. с., приводит к повышению их производительности и эффективности. Изменение этих хар-к происходило плавно - при использовании одного типа двигателей путём совершенствования аэродинамики П. с. и газодинамич. процессов двигателя и скачкообразно - при появлении новых типов двигателей.
ПАТРУЛЬНЫЙ ЛЕТАІЕЛЬНЫЙ АППАРАТ - выполняет к.-л. задачу наблюдения (охраны) в заданном р-не. Патрулирование может производиться в целяк контроля территориальных вод (см. рис.), лесных массивов, движения на автомоб. дорогах, состояния нефте- и газопроводов и линий электропередач в отдал. р-нах и т. п. За рубежом патрульными часто наз. также противолодочные летательные аппараты.

ПВ-1 (пулемёт воздушный)-один из первых сов. авиац. пулемётов. Создан в 1926 А. В. Надишкевичем на основе пехотного пулемёта "Максим" калибра 7,62 мм; при этом была повышена скорострельность с 600 до 780 выстрелов в 1 мин и уменьшена масса с 20 до 14,5 кг. До сер. 30-х гг. был осн. оружием сов. истребителей.
Пе - марка самолётов, созданных под рук. В. М. Петлякова. Возглавлявшееся им ОКБ специализировалось на разработке бомбардировщиков. Осн. данные нек-рых самолётов приведены в табл.

ОКБ берёт начало с создания в июле 1934 в КОСОС (конструкторском отделе сектора опытного стр-ва) ЦАГИ бригады для проектирования тяжёлого бомбардировщика АНТ-42 (ТБ-7) с четырьмя ПД. К этому времени тяжелый бомбардировщик ТБ-3 стал уязвимым при зенитном обстреле и атаках истребителей вследствие недостаточности высоты и скорости полёта, поэтому НИИ ВВС выдал ЦАГИ техн. требования к самолёту с более высокими хар-ками.
ТБ-7 отличался от ТБ-3 более обтекаемой формой: были установлены зализы между осн. агрегатами конструкции, гофриров. обшивку заменили гладкой, переднее шасси сделали убирающимся. Были применены возд. винты с изменяющимся в полёте шагом. Из-за отсутствия высотных двигателей на самолётах опытной партии для достижения необходимой высоты полёта установили дополнит. ПД М-100 для привода нагнетателя, обеспечивающего наддув и высотность четырёх осн. ПД АМ-34. На самолёте применили новейшие образцы электро-, радио- и навигац. оборудования, электропривод нек-рых агрегатов управления двигателем. С внедрением этих нововведений была создана качественно новая машина. При использовании нагнетателя самолёт превзошёл по скорости все известные тяжёлые бомбардировщики и сравнялся с лучшими истребителями. Высокая манёвренность на выс. 8000-10000 м обеспечивала прицельное бомбометание и хорошую защиту манёвром от зенитной артиллерии. Мощное оборонит. вооружение (по два пулемёта ШКАС и УБ, две пушки ШВАК) обеспечивало надёжную защиту от истребителей. Макс. бомбовая нагрузка составляла 4 т. Решение о серийном произ-ве было принято в 1938, однако первый серийный самолёт с четырьмя ПД АМ-35А был построен в 1940. Название Пе-8 дано этому самолёту после гибели Петлякова в 1942. Самолёт оставил значит. след в истории отечеств. авиации; он (наряду с др. самолётами) применялся для нанесения бомбовых ударов по Берлину в первые месяцы Вел. Отечеств. войны; в 1942 на нём осуществлён перелёт с дипломатич. миссией в США; в ходе войны эти самолёты наносили бомбовые удары по глубоким тылам Германии и её союзников. После войны Пе-8 применялся в Арктике как трансп. самолёт; взлётная масса достигла 35 т, весовая отдача более 50%. Всего построено 93 самолёта (кроме ПД АМ-35А применялись М-82, М-105, АЧ-ЗОБ и др.).
После необоснов. ареста Петляков возглавил в ЦКБ-29 НКВД отдел, в к-ром в авг. 1938 было начато проектирование высотного цельнометаллич. истребителя "100" (рис. 2). Осн. назначение самолёта - ведение боя со скоростными бомбардировщиками на выс. 6500-11000 м. Для решення этой задачи впервые в отечеств. самолётостроении экипаж истребителя размещался в герметич. кабинах (в передней - лётчик, в задней - штурман и стрелок-радист). Силовая установка самолёта включала два ПД М-105, каждый из к-рых имел два турбокомпрессора наддува ТК-2, разработанных в ЦИАМ. В управлении широко использовались электромеханизмы. Вооружение - два пулемёта ШПКАС и две пушки ШВАК. Первый полёт "100" совершил 22 дек. 1939. В отчёте о гос. испытаниях особо отмечалось удобство герметич. кабин для длит. пребывания на больших высотах и высокие аэродинамич. хар-ки самолёта. Однако назначение самолёта было изменено. Анализ боевых действий в Испании показал, что успех применения бомбардировочной авиации во фронтовых операциях зависит от наличия пикирующих бомбардировщиков (это было подтверждено успешным применением самолёта Юнкерс Ju-87). Поэтому, ввиду отсутствия в СССР пикирующего бомбардировшика, позволявшего производить прицельное бомбометание, было принято решение создать на базе самолёта "100" пикирующий бомбардировщик без герметич. кабин и турбокомпрессора (оставив без изменения крыло, центроплан, шасси и оперение и установив четыре пулемёта ШКАС, бомбы до 1 т). Самолёту дали обозначение "ІООПБ", затем "ПБ-100" и в 1940 - Пе-2 (рис. 3). В первомайском параде 1941 приняли участие серийные Пе-2.
В авг. 1941 был построен двухместный истребитель дальнего действия Пе-3, являвшийся модификацией Пе-2. Было много сочетаний вооружения этого самолёта пулемётами УБ, ШКАС и пушкой ШВАК. Пе-3 применялись для патрулирования в зоне ПВО Москвы, для дальней фоторазведки, иногда для бомбометания.
В окт. 1941 ОКБ было эвакуировано в Казань на з-д № 22, где в варианте истребителей были созданы Пе-2И (успешно прошедший гос. испытания) и одноместный Пе-2ВИ (ВИ-1) с гермокабиной.
12 янв. 1942 в авиац. катастрофе Петляков погиб. ОКБ возглавил А. М. Изаксон, затем А. И. Путилов. В июне 1943 гл. конструктором по серийному произ-ву и модификациям Пе-2 назначен В. М. Мясищев (см. ст. М), под рук. к-рого, наряду с успешным обеспечением выпуска серийных самолётов, осуществлена разработка ряда удачных модификаций; в 1940-45 их выполнено ок. 30. Всего было построено св. 11 400 самолётов Пе-2.
ПЕДАЛИ УПРАВЛЕНИЯ - один из рычагов управления. П. у. предназначены для отклонения руля направления (см. Рули управления) с целью создания сил и моментов для управления движением ЛА по курсу. По принятым в мировой практике правилам при движении правой педали (ноги) вперёд самолёт (планёр) должен поворачивать вправо. По конструкции различают П. у., перемещающиеся в горизонт. плоскости (используются в осн. на лёгких, спортивных самолётах; см. рис.), в вертик. плоскости (наиболее распространены) и по направляющим (встречаются редко). См. также Штурвальное управление.

Впервые П. у. были установлены на франц. самолёте "Ньюпор IV" (1911) для управления перекашиванием (гошированием) крыльев. О П. у. вертолётом см. в ст. Вертолёт.
ПЕЛЕНГ (от голл. peiling) - 1) угол между одной из осн. плоскостей (обычно плоскость меридиана), принятых за начало отсчёта угловых координат, и направлением на наблюдаемый объект. Отсчитывается от сев. направления (напр., меридиана) по ходу часовой стрелки. 2) Строй летат. аппаратов.
ПЕНОМАТЕРИАЛЫ в авиастроении. П. - лёгкие газонаполненные материалы ячеистого строения, напоминающие по структуре затвердевшую пену. Изготовляются из полимеров, резин, стекла, керамики, алюминия и др. в-в. Различают П. замкнуто-ячеистой и открыто-пористой структуры. При замкнуто-ячеистой структуре газ заполняет не сообщающиеся между собой ячейки, при открыто-пористой - ячейки сооощаются между собой. Серийно выпускаемые П. имеют смешанную структуру.
П. получают путём "вспенивания" в-ва, находящегося в вязкотекучем или высокоэластическом состоянии. Для этого в состав композиций вводят газообразователи - порофоры, к-рые при нагревании разлагаются с выделением газа. Так получают разнообразные виды пенопластмасс. Для изготовления пенопластмасс используются также процессы, в к-рых газ выделяется при хим. реакции между компонентами (пенополиуретаны). Существуют способы механич. диспергирования воздуха в жидкой композиции ("мипора"). Резиновые губки обычно изготовляют путём насыщения композиции газом при высоком давлении в процессе вулканизации; при сбросе давления газ "вспучивает" высокоэластичную массу. Плотность П. органич. происхождения (пенопластмасс, пенорезин)-от 15-20 до 500-700 кг/куб. м.
Разновидность П.- сферопласты (или синтактные пенопласты), получаемые путём смешения микросфер с полимерным связующим. Плотность сферопластов зависит от материала микросфер (стекло, полимеры, углерод и др.), их уд. содержания и составляет от 200-300 до 700-800 кг/куб. м.
Пеностекло, пенокерамику получают путём обжига шихты, содержащей добавки мела, мраморной муки, кокса и др. в-в, разлагающихся при нагревании с выделением в расплавл. массе газообразных продуктов. Вспененный материал затем охлаждается. Плотность такого П. от 100-200 до 700-1000 кг/куб. м.
Для получения пеноалюминия (плотность от 250 до 750 кг/м3) в расплавл. металл вводят гидриды титана, циркония, разлагающиеся с выделением водорода. Пенистая структура сохраняется при быстром охлаждении.
Свойства П. зависят от их хим. состава, плотности, структуры. Чем меньше плотность, тем меньше и механич. прочность П., но тем лучше их теплоизоляц. свойства. П. замкнуто-ячеистой структуры отличаются малым водопоглощением, сохраняют плавучесть в течение мн. лет. П. на основе полимеров и керамики - хорошие диэлектрики. Пенопластмассы на основе фенопластов и полиимидов сохраняют работоспособность до 200-350°С, пеноалюминий-до 400-500°С, пенокерамика - до 800-1000°С.
П. выпускают в виде листов, плит, готовых формованных изделий, а также в виде полуфабрикатов для вспенивания на месте применения непосредственно в объёмах конструкций. В авиаАтроении П. применяют в качестве заполнителей несущих плоскостей самолётов, для теплоизоляции кабин, для изготовления радиопрозрачных обтекателей, линзовых антенн, отражателей, герметизации блоков радио- и электротехнич. аппаратуры; эластичные П. используются как демпфирующие и амортизирующие материалы, как мягкие элементы авиац. кресел; крупноячеистый поролон служит в качестве взрывоподавляющего и огнепреграждающего средства в топливных баках.
"ПЕРВОЕ РОССИЙСКОЕ ТОВАРИЩЕСТВО ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ С.С. ЩЕТИНИН И Ко" , завод Щетинина,- первое специализир. авиастроит. предприятие в России. Осн. в июле 1909 в Петербурге (С.С. Щетинин - директор-распорядитель, юрист по образованию, спортсмен-авиатор). Освоение произ-ва самолётов началось в 1910 с постройки бипланов "Россия-А" и монопланов "Россия-Б" (изготовлено по 5 экз. каждого), а затем стали выпускаться самолёты франц. моделей по заказам Воен. ведомства. С приходом на з-д Д. П. Григоровича получили развитие работы по гидросамолётам. В 1914 была построена его первая летающая лодка М-1, в 1915 и 1916 созданы широко известные лодки М-5 и М-9, к-рые отличались высоким для своего времени техн. уровнем и были приняты на вооружение. В 1910-17 было выпущено св. 1300 самолётов разл. типов. Произ-во лодок Григоровича лродолжалось и после национализации з-да (он вошёл в состав з-да "Красный лётник").
ПЕРЕВОЗКА ВОЗДУШНАЯ транспортировка пассажиров, багажа, грузов и почты, выполняемая авиатранспортными предприятиями на возд. судах за установленную плату в соответствии с условиями договора П. в.
Общие вопросы, связанные с междунар. П. в., регулируются нормами Варшавской конвенции 1929 и Гаагского протокола 1955, а также нац. законодательством. Междунар. ассоциация возд. транспорта (ИАТА) выработала общие условия П. в., с учётом к-рых во всех странах каждое авиапредприятие самостоятельно разрабатывает правила П. в.
ПЕРЕВОЗКА ЧАРТЕРНАЯ - см Чартер воздушный.
ПЕРЕВОЗОЧНЫЕ ДОКУМЁНТЫ (билет, багажная квитанция, грузовая накладная, почтовая накладная). При перевозке пассажиров перевозчик обязан выдавать билет установленной формы и багажную квитанцию, к-рые удостоверяют договор возд. перевозки и его условия. Утраченный билет не возобновляется, и уплаченные за него деньги не возвращаются. Пассажир обязан хранить билет до окончания перевозки, а в случае возникновения претензии - до её разрешения. За безбилетный проезд с пассажира взыскивается стоимость перевозки и налагается штраф. Билет даёт право на полёт только между аэропортами отправления и назначения и через аэропорты пересадок (остановок) пассажира, к-рые указаны в билете. Билет с гарантированной датой даёт право на полёт от указанного в нём начального аэропорта или аэропорта обратного вылета только в дату и рейсом, к-рые в нём указаны; билет с открытой датой - только после внесения в него перевозчиком. даты вылета и номера рейса. Багажная квитанция объединена с билетом. В случае провоза багажа сверх установл. нормы бесплатного провоза, а также в случае объявления пассажиром ценности багажа выдаётся отд. квитанция на оплачиваемый багаж.
Договор возд. перевозки груза (почты), его условия и принятие груза (почты) к перевозке удостоверяются грузовой (почтовой) накладной. Вместо накладной могут использоваться техн. средства, o сохраняющие запись информации об условиях заключённого договора перевозки, Тарифы и сборы, взимаемые при перевозке грузов, указываются в грузовой накладной перевозчиком. На каждую грузовую отправку составляется отд. грузовая накладная. По одному П. д. могут осуществляться перевозки разл. видами транспорта (перевозки в прямом смешанном сообщении). См. также Варшавская конвенция 1929.
ПЕРЕВОРОТ - фигура пилотажа: поворот ЛА относительно продольной оси на 180° с последующим движением по нисходящей траектории в вертик. плоскости и выводом в горизонт. полёт в направлении, обратном вводу (см. рис.).

Выполняется при нормальной перегрузке, значительно превышающей единицу. Область значений высот и скоростей полёта, при к-рых выполняется ввод в П., ограничена.
ПЕРЕВОРОТ НА ГОРКЕ-фигура пилотажа: в верх. части горки ЛА поворачивается вокруг продольной оси на 180° с последующим искривлением траектории вниз в вертик. плОскости и выходом в горизонт. полёт в направлении, противоположном вводу в горку (см. рис.)

ПЕРЕГОНОЧНАЯ ДАЛЬНОСТЬ полёта - дальность полёта при отсутствии коммерческой (боевой) нагрузки с запасом топлива, определяемым ограничениями по прочности ЛА, и с минимально необходимым для выполнения задания снаряжением. Для увеличения запаса топлива могут использоваться дополнит. внутренние и подвесные топливные баки.
ПЕРЕГОРОДКИ на крыле ЛА - пластины, установленные вертикально на стреловидном крыле параллельно плоскости симметрии ЛА. Обычно П. устанавливают на верх. пов-сти крыла; иногда П. выполняют с охватом носовой части профиля (см. рис.).

П. ослабляют неблагоприятные эффекты, связанные с интенсивными поперечными течениямн на верх. пов-сти стреловидного крыла, направленными в сторону концов крыла. Эти поперечные течения приводят к утолщению, пограничного слоя и возникновению срывов потока в концевых сечениях крыла при сравнительно малых углах атаки. Развитие срывного обтекания снижает несущие свойства концевых сечений крыла и ухудшает тем самым продольную устойчивость и поперечную управляемость ЛА (см. Боковая управляемость) с крылом прямой стреловидности при больших углах атаки. Установка П. приводит к увеличению макс. значения коэф. подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты) и критич. углов атаки, улучшению продольной статической устойчивости, повышению эффективности элеронов, расположенных в концевых сечениях крыла. Эпюры распределения давления показывают, что в сечениях крыла прямой стреловидности, расположенных по размаху ниже П., несущие свойства существенно возрастают, и хотя в сечениях, расположенных выше П., эти свойства несколько уменьшаются, в целом установка П. создаёт существ. положит. эффект увеличения подъёмной силы крыла при больших углах атаки. На крейсерских режимах полёта наличие П. приводит к нек-рому росту аэррдинамич. сопротивления ЛА.
ПЕРЕГРУЗКА -1) П. в центре масс - отношение n результирующей силы R (сумма тяги и аэродинамич. силы, см. Аэродинамические силы и моменты) к произведению массы ЛА m на ускорение свободного падения g: n = R/mg (при определении П. для условий разбега и пробега следует дополнительно учитывать силы реакции земли). П. определяет нагруженность конструкции ЛА (см. Эксплуатационная перегрузка) и характеризует его манёвренность. Обычно рассматриваются проекции n на оси выделенной по условиям задачи системы координат ЛА. Напр., проекции n на оси связанной системы координат позволяют судить о возможности ЛА набирать скорость (продольная П. nх), кривизне траекторий в вертикальной (нормальная П. nу) и горизонтальной (поперечная П. nz) плоскостях. В расчётах на прочность учитываются местные П., равные сумме П. в центре масс и отношений ускорений, определяемых вращением ЛА и упругими колебаниями конструкции в рассматриваемой точке, к g (см. также Виброперегрузка).
П. измеряется акселерометрами и датчиками П., сигналы к-рых могут использоваться в системе управления. Практически на всех совр. самолётах ведётся непрерывная запись П., к-рая используется для последующего анализа пилотирования, сбора статистики по повторяемости нагрузок, при разборе лётных происшествий, аварий и т. д.
2) Динамический фактор полёта, оказывающий определённое влияние на организм человека. По характеру воздействия П. могут быть ударными (кратковременными) и длительными. Ударные П. (от тысячных до десятых долей секунды) имеют место при авариях, жёсткой посадке ЛА, катапультировании, раскрытии парашюта и приземлении. Длительные П. возникают в манёвренном полёте - т. н. пилотажная перегрузка (ПП). ПП характеризуется направлением, длительностью и повторяемостью действия. Направление вектора ПП всегда противоположно вектору ускорения (прямолинейнюму или радиальному). По направлению относительно главной оси тела человека различают продольные, поперечные и боковые ПП. В полёте чаще всего встречаются продольные П. - вдоль линии "голова-таз". В .собый класс выделяют большие и длительные П. (БДП)-более 7 ед. более 10 - с и с градиентом нарастания более 1 ед/с.
Изменения, происходящие в организме человека под влиянием ПП, зависят от параметров перегрузки, внеш. условий, функцион. состояния организма и средств защиты от П. Действие ПП субъективно воспринимается как повышение веса тела и сопровождается выраженным затруднением дыхания и движений конечностей, появлением зрительных нарушений (серая и чёрная пелена), иногда возникают неприятные и даже болевые ощущения (гл. обр. в подложечной и загрудинной областях). Воздействие ПП характеризуется увеличением гидростатич. давления крови и неоднородной деформацией разл. органов, что приводит к усиленному перемещению крови в ниж. половину тела и особенно в сосуды брюшной полости, к снижению притока крови к сердцу и её обогащения кислородом в лёгких, ухудшению кровотока в сосудах мозга и глазного яблока, повышению возбудимости центральной нервной системы и проводящей системы сердца. В крайних случаях, при экстрем. значениях ПП или при ослабленном состоянии организма (перегревание, заболевание, утомление, мышечное расслабление и др.), а также при отсутствии противоперегрузочного костюма возможно кратковрем. обморочное состояние, к-рое может сопровождаться полной или частичной потерей пространств. ориентации, судорогами, снижением работоспособности в период восстановления.
При повторных воздействиях БДП при условии их постепенного нарастания обычно возникает состояние повыш. тренированности организма. Для профилактики неблагоприятного воздействия БДП и повышения их переносимости проводят систему мероприятий с использованием средств противоперегрузочной защиты. К ним относятся разл. устройства, создающие противодавление на ниж. половину тела и в лёгких, уменьшающие составляющую П. вдоль линии "голова-таз", напр. за счёт наклона спинки кресла назад, а также спец. подготовка, тренировка на центрифугах и в манёвренном полёте. Не менее важное значение имеет соблюдение общегигиенич. требований, грамотное выполнение лётчиком противоперегрузочных приёмов, знание правил эксплуатации защитного противоперегрузочного снаряжения и поведения в критич. ситуациях.
ПЕРЕДАТОЧНАЯ ФУНКЦИЯ линейной стационарной системы управления (системы автоматического регулирования)- отношение изображений (результатов преобразования) выходного и входного сигналов с нулевыми начальными данными. Наиболее часто используется преобразование Лапласа, устанавливающее следующую зависимость между ф-цией времени Х(і) (оригиналом) и её изображением Х(р):

Обратное преобразование Лапласа определяет оригинал по его изображению:

Линейному диф. ур-нию с пост. коэф. ai и bj

(Xвых - отклик системы на внеш. воздействие Хвх) соответствует ур-ние в изображениях (в теории управления это ур-ние принято изображать графически - см. рис.), где и есть П. ф. системы. При этом , , а Хвх и Xвых - изображения входного и выходного сигналов, вычисленные при условии, что в начальный момент времени указанные ф-ции и их производные равны нулю [ур-ние A(р) = 0 - характеристическое уравнение, а корни ур-ния В(р) =0, характеризующие воздействие входного сигнала на систему, наз. нулями П. ф.]. П. ф. системы определяется только её статич. и динамич. свойствами; результатом её обратного преобразования является импульсная переходная функция, т. е. реакция системы на импульсное входное воздействие.

П. ф. сложной системы является комбинацией П. ф. составляющих её звеньев. Для многомерной системы, имеющей неск. входов, могут быть определены П. ф. по всем параметрам состояния и их линейным комбинациям при каждом входном воздействии. П. ф. широко применяются при анализе динамики ЛА и синтезе систем управления, т. к. позволяют полностью или частично решить ряд задач этого класса с помощью алгебраич. операций.
При исследовании динамики ЛА с системами управления, включающими бортовые ЭВМ, используется т. н.Z-преобразование сигналов и соответствующие ему дискретные (импульсные) П. ф. систем и их элементов.
ПЕРЕДАТОЧНОЕ ОТНОШЁНИЕ в системе управления - отношение приращения угла отклонения (б, рад) руля управления к приращению перемещения (х, м) рычага управления (РУ) лётчиком. П. о. может бытъ пост. или перем. по перемещению РУ или по режимам полёта. Изменение kш необходимо для обеспечения приемлемых хар-к управляемости (напр., обеспечение потребных перемещений РУ на единицу нормальной перегрузки или угловой скорости крена) или для ограничения отклонения рулей по условиям прочности (напр., уменьшение отклонения руля направления с увеличением скорости полёта).
В системах управления с механич. проводкой управления применяются неск. типов устройств изменения kш. К простейшим устройствам относится механизм нелинейной передачи от РУ к рулю (рис. 1).

Механизм нелинейной передачи обеспечивает малое отклонение руля вблизи нейтрального положения РУ (kш min) и большое отклонение при крайних его положениях (kш max). Устройства др. типа производят однократное дискретное изменение kш, напр. после взлёта и перед посадкой самолёта по сигналам уборки или выпуска шасси, или закрылков. Применение указанных простейших устройств регулирования kш не позволяет обеспечить оптим. хар-ки управляемости во всём диапазоне режимов полёта ЛА, особенно для управления продольным движением. Поэтому в системах управления этим движением прменяются более сложные устройства регулирования kш-автоматы П. о., изменяющие kш в зависимости от режимов полёта, напр. скорости V, высоты полёта H, т. н. балансировочного отклонения руля ббал (см. Балансировка). Такой автомат может обеспечить практически пост. перемещение РУ на единицу нормальной перегрузки. Наибольшее распространение в системах управления продольным движейием получили две осн. схемы автоматов регулирования kш. В первой схеме (рис. 2) с помощью обычно электромеханич. привода изменяется плечо в одном из звеньев механич. проводки по сигналам вычислителя kш.

В др. схеме регулирование kш осуществляется суммированием движения механич. проводки и выходного элемента последоват. сервопривода. В этой схеме в вычислитель дополнительно вводится сигнал от датчика перемещений РУ. При значит. диапазоне изменения kш (более чем в 2,5 раза) требуются спец. меры обеспечения надёжности таких устройств (напр., резервирование). Др. назв. П. о.- коэффициент передачи.
ПЕРЕКОМПЕНСАЦИЯ обращение знака шарнирного момента (изменение направления шарнирного момента на противоположное "нормальному"). Проявляется, когда центр давления (см. также Фокус аэродинамический) рассматриваемого органа управления (ОУ) оказывается впереди его оси вращения. Поскольку значение и направление усилия на ручке управления непосредственно связано со значением и направлением шарнирного момента (рис. 1), полёт на самолётах с ручным управлением с перекомпенсированным ОУ значительно усложняется и является нежелательным.

На рис. 2 приведены примеры зависимостей коэф. шарнирного момента mш.

ОУ от угла его отклонения б для неперекомпенсированного (кривая 1), перекомпенсированного (кривая 2), частично перекомпенсированного (кривая 3) ОУ и для ОУ с местным уменьшением шарнирного момента (кривая 4). П. ОУ может возникнуть не сразу при его отклонении, а начиная с какого-то угла; такой ОУ наз. частично перекомпенсированным. ОУ, имеющий зависимость козф. шарнирного момента вида 4 на рис. 2 (возникающую, напр., при использовании аэродинамической компенсации), наз. ОУ с местным уменьшением шарнирного момента, поскольку во всём диапазоне углов его отклонения обращение знака шарнирного момента не наблюдается. Однако если в области снижения шарнирного момента лётчик триммером уменьшит его до нуля (кривая 5), то при дальнейшем увеличении угла отклонения ОУ происходит обращение знака шарнирного момента и возникает местная П. (область П. заштрихована) ОУ на сбалансир. режимах полёта.
Полёт самолёта с частично перекомпенсир. ОУ или с ОУ, имеющим местное уменьшение шарнирного момента, также может привести к большим затруднениям при пилотировании из-за возможного обращения знака усилий на рычаге управления.
ПЕРЕКРЫТИЕ НЕСУЩИХ ВИНТОВ геом. хар-ка взаимного расположения несущих винтов в горизонт. плоскости у вертолётов двухвинтовой и многовинтовой схем. Мерой П. н. в. служит коэффициент перекрытия, равный отношению расстояния между центрами втулок несущих винтов к их радиусу (см. рис.). У винтов, ометаемые площади к-рых только касаются друг друга, коэф. перекрытия равен 2.

При сближении втулок винтов получаются - схемы с перекрытием. В практике проектирования коэф. перекрытия берётся обычно 1,5-1,7. Применение винтов с перекрытием позволяет создать более компактные конструкции вертолётов, обладающие меньшей массой, но при этом увеличивается взаимное влияние винтов, к-рое уменьшает подъёмную силу (т. е. увеличивает потребную мощность).
ПЕРЕЛЁТЫ на самолётах. П., в особенности беспосадочные, показывают на каждом этапе развития авиации предельные возможности авиатехники по дальности, продолжительности и крейсерской скорости полёта и по выносливости конструкции. Они характеризуют мастерство и мужество лётчиков. ФАИ регистрирует дальность полёта по прямой и по замкнутому маршруту в числе семи видов абс. мировых рекордов, а также в числе рекордов по классам, группам и категориям ЛА (см. Рекорды авиационные). Ранее регистрировались также рекорды дальности за сутки, по ломаной линии, с пассажирами, с грузом, женские. Поэтому мн. П. были рекордными. Как показатель возможностей авиации П. имеют большое общественное значение, а в первые десятилетия развития самолёта они были ещё и важным стимулом его совершенствования.

ПЕРЕНОСА ЯВЛЕНИЯ необратимые процессы пространств. переноса к.-л. физ. величины (массы, импульса, энергии, электрич. заряда и т. д.), происходящие в неоднородных сплошных средах вследствие взаимодействия хаотически движущихся микрочастиц (напр., молекул). К П. я. относятся, напр., вязкость (внутр. трение)- перенос импульса, обусловленного градиентом среднемассовой скорости; теплопроводность - перенос энергии вследствие градиента темп-ры; диффузия - перенос в-ва (компонента смеси) при наличии градиентов концентраций. Перенос в-ва под действием градиентов общего давления смеси (бародиффузия) и темп-ры (термодиффузия) и перенос энергии под действием градиентов концентраций компонентов смеси (диффузионный термоэффект) относятся к т. н. перекрёстным процессам, в к-рых градиент одной физ. величины вызывает перенос другой. Перенос физ. величины осуществляету: я в направлении, обратном градиенту соответствующей газодинамич. переменной. П. я. изучают кинетика физико-химическая и кинетическая теория газов. В в движущихся средах происходит также конвективный перенос.
В аэродинамике изложенные выше традиционные определения П. я. с линейными переносными свойствами среды оправданы при Кнудсена числе Кn<1. При Кn>1 П. я. носят более сложный нелокальный и, вообще говоря, нелинейный характер и определяются не только перемещением и столкновением молекул и атомов среды между собой, но и взаимодействием их с обтекаемой пов-стью.
ПЕРЕНОСНЫЕ СВОЙСТВА СРЕДЫ - связи между интенсивностями переноса физ. величин и градиентами газодинамич. переменных в сплошных средах. Ур-ния аэрои гидродинамики (Навье-Стокса уравнения и др.) основаны на линейных связях, описывающих переноса явления: напряжения внутр. трения. Здесь m - динамич. вязкость, е - компонента тензора скоростей деформаций. В высокотемпературном воздухе происходят разл. физ.-хим. процессы (напр., в гиперзвук. течении около спускаемого ЛА), и его необходимо рассматривать как многокомпонентную смесь многоатомных газов. П. с. с. для неё определяются т. н. методом Чепмена-Энскога (см. Кинетическая теория газов). При расчёте течения в пограничном слое обычно пренебрегают баро- и термодиффузией, тогда диффузионный поток і-го компонента смеси

Коэффициенты переноса зависят от темп-ры, концентраций и сечений упругих столкновений молекул, влияние многоатомности молекул приближённо учитывается только в коэф. l введением т. н. поправки Эйкена. В общем случае вид ур-ний аэродинамики высокотемпературных газов, П. с. с. и небходимость учёта тех или иных явлений переноса зависят от соотношений между временами релаксации поступат. и внутр. степеней свободы молекул, интенсивности разл. физ.-хим. процессов в газах. Коэф. переноса являются также ф-циями сечений неупругих столкновений и концентраций молекул, находящихся в разл. энергетич. состояниях.
ПЕРЕПУСК ВОЗДУХА - управляемый отбор воздуха из проточной части компрессора (преимущественно из средних его ступеней) и выпуск его за пределы проточной части ГТД или возврат в др. место ГТД. Осн. назначение П. в. - обеспечение устойчивой работы компрессора на пусковых и переходных режимах, что достигается увеличением расхода воздуха и уменьшением углов атаки в лопатках первых ступеней, расположенных до сечения отбора воздуха. В нек-рых схемах ГТД воздух, отбираемый из компрессора, направляется в реактивное сопло и используется для создания тяги.
ПЕРЕХВАТ ВОЗДУШНОГО СУДНА-НАРУШИТЕЛЯ - одна из форм защиты суверенитета гос-ва и установленного им правопорядка в возд. пространстве от посягательств со стороны воздушных судов - нарушителей. Перехват осуществляется возд. судами ПВО с целью опознания возд. судна-нарушителя, указания его экипажу на нарушение и последующего выведения нарушителя за пределы запретного р-на или сопровождения на ближайший аэродром посадки. Указания возд. судна-перехватчика, передаваемые при помощи визуальных сигналов или по радио, обязательны для экипажа возд. судна-нарушителя и должны выполняться независимо от указаний, к-рые могут быть получены из др. источников, напр. от органа обслуживания возд. движения. В противном случае к возд. судну-нарушителю могут быть приняты меры принуждения. Междунар. орг-ция гражд. авиации (ИКАО) разработала и рекомендовала всем гос-вам единые визуальные сигналы, а также стандартную фразеологию радиопереговоров для использования гражд. и воен. возд. судами при перехвате.
В 1984 гос-ва - участники Чикагской конвенции 1944 приняли поправку к конвенции, в к-рой согласились воздерживаться от применения оружия к находящимся в полёте гражд. возд. судам в процессе выполнения перехвата, с тем чтобы не подвергать угрозе безопасность возд. судна и жизнь его пассажиров. Это обязательство не должно истолковываться как изменяющее в к.-л. мере права и обязательства гос-в, предусмотренные в Уставе ООН в отношении самообороны. Одновременно в поправке подчёркнута обязанность гос-в принимать меры, запрещающие использование зарегистрированных в нём гражд. возд. судов для к.-л. целей, несовместимых с целями конвенции.
ПЕРЕХВАТ ВОЗДУШНОЙ ЦЕЛИ - основной способ боевых действий активных средств ПВО по уничтожению уклоняющейся и оказывающей огневое и помеховое противодействие возд. цели. Возд. цель (ВЦ) - объект перехвата, предварительно обнаруженный, опознанный и предназначенный для поражения. П. в. ц. состоит обычно из предварит. этапа (при управлении активными средствами ПВО от внеш. АСУ) и атаки (при управлении от бортовой информац. - управляющей системы). В качестве активных средств (АС) ПВО при П. в. ц. применяются авиац. - ракетные комплексы перехвата (АРКП) и зенитно - ракетные комплексы. Пример состава системы средств П. в. ц. представлен на рис.

Информац. обеспечение П. в. ц. осуществляется на первом этапе от РЛС внеш. АСУ, к-рая измеряет координаты ВЦ (или группы ВЦ) и координаты используемых АС. Информация о текущих координатах, состоянии и трассах возд. объектов составляет возд. обстановку, к-рая отображается на индикаторах командного пункта (КП). Боевой расчёт КП, оаенивая возд. обстановку и возможности АС ПВО, принимает решение о П. в. ц. и определяет метод наведения АС. Управление АРКП проводится боевым расчётом пункта наведения, реализующим решение КП с помощью вычислителей, системы отображения информации и средств связи. На втором этапе АРКП управляется от бортовой радиолокац. станции (БРЛС), с помощью к-рой измеряются относит. координаты цели, вычисляются команды управления АРКП, осуществляется пуск ракет по ВЦ.
Команды управления являются функциями фазовых координат ВЦ. Соответствующая зависимость наз. законом управления, к-рый реализует один из методов наведения (метод погони, метод атаки и др.). Управление осуществляется воздействием на органы управления ЛА, в результате чего реализуются заданные крен, поперечная перегрузка ЛА и тяга двигателя.
В общем виде боевые возможности АС оцениваются зоной перехвата - областью пространства, в к-рой может быть Достигнуто поражение ВЦ, вероятностью поражения ВЦ при перехвате её внутри зоны, а также пропускной способностью. Размеры зоны перехвата являются функцией хар-к АС, нач. состояния АС и ВЦ, а также параметров движения ВЦ. В гарантированной зоне перехвата поражение ВЦ достигается в случае применения ею любых манёвров уклонения. Пропускная способность единичного АС характеризуется осреднённым по зоне перехвата макс. темпом "обслуживания" ВЦ.
П. в. ц. по заданному типу поражения - величина случайная. Вероятность W успешного П. в. ц. внутри зоны перехвата приближённо оценивается формулой

где f1 - плотность распределения вероятности относительных фазовых координат возд. цели в процессе выполнения первого этапа наведения; f2 - плотность распределения вероятности захвата цели БРЛС в относит. фазовом пространстве; Рб - распределение условной вероятности поражения ВЦ боевым снаряжением АС в фазовом пространстве; - пересечение зоны возможных атак в фазовом пространстве и зоны захвата ВЦ БРЛС.
Системы ПВО нач. 80-х гг. были рассчитаны на перехват любых видов аэродинамич. и воздухоплават. ЛА (крылатых ракет, аэростатов, самолётов и вертолётов всех типов) с эффективной поверхностью рассеяния 0,1 м и более, летящих на выс. 0,015-30 км с макс. скоростями до 5000 км/ч, при любых погодных условиях.
ПЕРЕХВАТЧИК - см. Истребитель-перехватчик.
ПЕРЕХОД ЛАМИНАРНОГО ТЕЧЕНИЯ В ТУРБУЛЁНТНОЕ - смена режима движения вязкой жидкости, наблюдаемая в нек-рой области пограничного слоя или в каналах, следах и т. п., происходящая из-за, потери устойчивости ламинарного потока.
Впервые П. л. т. в т. исследовал О. Рейнольдс (1883), к-рый установил, что режим движения жидкости (газа) зависит от значения безразмерного параметра, назв. позднее Рейнольдса числом Re. В области, эти возмущения в движущейся жидкости уже непрерывно нарастают и их развитие в зависимости от Rе носит весьма сложный характер. Вначале имеет место нестационарное ламинарное течение с незатухающими пульсациями, с потерей устойчивости гидродинамической. При дальнейшем возрастании Rе нестационарность течения усиливается и образуется т. н. перемежающееся течение, когда в потоке происходит чередование областей с ламинарными и турбулентными течениями или чередование во времени этих режимов в данном месте потока. Хар-кой этого течения служит коэф. перемежаемости, представляющий собой относительное время существования турбулентного режима в фиксиров. сечении. Применительно к ЛА такая смена режимов течения будет наблюдаться в пограничном слое при движении вдоль обтекаемой пов-сти, при этом начало области, где Rе = Rе*, наз. точкой потери устойчивости, а конец области, точкой перехода (рис. 1).

На П. л. т. в т. влияет также градиент давления, степень шероховатости пов-сти тела, степень турбулентности набегающего потока, сжимаемость потока и его тешюобмен с обтекаемой пов-стью и ряд др. факторов. Понижение давления вдоль профиля в направлении течения эффективно подавляет возмущения в ламинарном пограничном слое, а повышение давления, наоборот, усиливает возмущения. Увеличение шероховатости пов-сти и степени турбулентности потока смещает точку перехода вверх по потоку.Наличие теплообмена на обтекаемой пов-сти изменяет положение области перехода: охлаждение пов-сти способствует стабилизации ламинарного течения, нагревание пов-сти понижает устойчивость пограничного слоя.
Для эксперим. изучения П. л. т. в т. в аэродинамич. трубах чаще всего применяют пневмометрич. метод и метод смачиваемого каолинового покрытия, основанные соотзетственно на различии профилей скорости и интенсивности испарения жидкостей в ламинарном и турбулентном пограничном слоях. В качестве примера на рис. 2 представлена фотография модели крыла ЛА с каолиновым покрытием, полученная во зремя испытания в аэродинамич. трубе: тёмная область на крыле, где не испарилась жидкость, является областью ламинарного течения, светлая - турбулентного. Эксперим. изучение П. л. т. в т. связано с рядом трудностей, вызванных сильной зависимостью получаемых результатов от условий эксперимента. В частности, пограничный слой, образующийся на стенках рабочей части аэродинамич. трубы, генерирует акустич. возмущения в поле течения, к-рые достигают пов-сти исследуемой модели и оказывают значит. влияние на явление перехода.

П. л. т. в т. играет важную роль в аэродинамике ЛА, т. к. от соотношения на крыле размеров участков ламинарного и турбулентного течений зависят условия обтекания и отрыва пограничного слоя, а следовательно, аэродинамич. хар-ки ЛА.
ПЕРЕХОДНЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ - режимы работы авиац. двигателя, при к-рых осн. параметры (тяга, мощность, частота вращения и т. п.) изменяются во времени, а параметры, характеризующие условия полёта (высота, скорость, темп-ра атм. воздуха и т. п.), сохраняются практически неизменными. П. р. р. д. вызываются изменением расхода топлива, положения регулирующих органов элементов двигателя или того и другого одновременно. Среди осн. П. р. р. д., сопровождаемых увеличением тяги (мощности), обычно рассматриваются запуск двигателя, приёмистость двигателя, включение системы форсирования и т. п., а среди П. р. р. д., сопровождаемых уменыиением тяги (мощности), - выключение системы форсирования, сброс газа, выключение (выбег) двигателя, включение системы реверсирования. П. р. р. д. характеризуются временем изменения тяги (мощности) от её значения на исходном режиме до 0,95 (1,05 при снижении тяги) значения на конечном режиме, линейностью изменения тяги и др. параметрами.
ПЕРИОДИЧЕСКИЕ ИЗДАНИЯ авиационные. В России в 19 в. вопросы авиации и воздухоплавания освещались в осн. в журналах общетехн. и общенауч. направленности ("Записки Русского технического общества", "Морской сборник" и т. д.). В нач. 20 в. было основано большое число специализир. изданий, наиболее известные из к-рых "Вестник воздухоплавания", "Техника воздухоплавания", "Аэро и автомобильная жизнь". Осн. массовым сов. изданием до Вел. Отечеств. войны был журнал "Самолет", освещавший достижения отечеств. и зарубежной авиации и внёсший большой вклад в пропаганду авиац. знаний в СССР. В послевоен. годы наибольшее распространение получили журналы *Крылья Родины", "Авиация и космонавтика", "Гражданская авиация". С 1978 издаётся газета "Воздушный транспорт".
В 20-х гг. сложилась традиция, сохранившаяся в осн. до наших дней, публиковать в периодич. печати гл. обр. науч.-популярные материалы. Науч. работы публикуются, как правило, в т. н. продолжающихся изданиях, выпускаемых н.-и. орг-циями и высшими уч. заведениями ("Труды ЦАГИ" - с 1919, журнал "Ученые записки ЦАГИ"-с 1970 и др.). Выходили разл. науч.-техн. сборники, напр. "Самолетостроение. Техника воздушного флота" (с 1965, издание Харьковского авиац. ин-та). Аннотации, обзоры и переводы зарубежных авиац. материалов публикуются в реферативном журнале "Воздушный транспорт" (с 1963) и экспресс-информации "Авиастроение" (с 1964)- изданиях Всесоюзного ин-та науч. и техн. информации (ВИНИТИ), в бюллетене "Техническая информация" (ЦАГИ), журнале "Аэрокосмическая техника" (пер. с англ., с 1961). С 1964 выходит издание "Из истории авиации и космонавтики" (выпускает Ин-т истории естествознания и техники).
За рубежом первый авиац. и воздухоплават. журнал "Аэронот" (Aeronaute) начал издаваться в 1868 во Франции. В нач. 20 в. авиац. журналы появились во всех крупных странах. Широкое распространение получили журналы "Аэрофиль" (Aerophile, Франция, издавался с 1893), "Аэроплейн" (Aeroplane, позднее Aeroplane and Astronautics, Великобритания, с 1911), "Флайт" (Flight, позднее Flight International, Великобритания, с 1909), "Авиэйшен уик" (Aviation Week, позднее Aviation Week and Space Technology, США, с 1916) и др. Наиболее авторитетные науч. издания до 2-й мировой войны: "Джорнал оф Ройял аэронотикал сосайети" (Journal of Royal Aeronautical Society, Великобритания), "ЦФМ" (Zeitschrift fur Flugtechnik und Motorluftschiffahrt, с 1910, Германия), "Аэронотик" (Aeronautique, с 1919, Франция), "Эркрафт энджиниринг" (Aircraft Engeneering, с 1929, Великобритания). Совр. авиац. науч.-популярные издания разнообразны по содержанию и периодичности выпуска, напр.: в ежедневных бюллетенях "Интеравиа эр леттер" (Interavia Air Letter, с 1933 - Швейцария, с мая 1990 - Великобритания), "Аэроспейс дейли" (Aerospace Daily, с 1968, США) публикуется краткая текущая информация в осн. организац. и экон. характера, в еженедельных и двухнедельных журналах "Флайт интернэшонал" и др.- расширенная текущая информация с преобладанием техн. тематики, в ежемесячных журналах, наиболее известными из к-рых являются "Интеравиа аэроспейс ревыо" (Interavia Aerospace Review, с 1946) и "Эр интернэшонал" (Air International, с 1971),- статьи обзорного характера. Обзорные статьи по воен. ЛА периодически публикуются в журналах "Интернэшонал дефенс ревью" (International Defense Review, с 1968), "Джейнс дефенс уикли" (Jane's Defence Weekly, с 1985), "Милитари текнолоджи" (Military Technology, с 1977) и "Вертехник" (Wehrtechnik, с 1969). Науч.-техн. об-ва и н.-и. авиац. ин-ты и центры издают науч. журналы, а также большое число препринтов и техн. заметок (AIAA Paper, 5АЕ Рареr, ЫА5А TND, АRC СР и т. д.). Вопросы развития гражд. авиации освещаются в журнале "Бюллетень ИКАО" (ІСАО Bulletin, с 1946, орган ИКАО, с 1990 наз. ІСАО Journal), боевого применения и орг-ции ВВС - в журналах, выпускаемых ВВС ряда стран. Выходят специализиррванные ист.-авиац. журналы "Аэроспейс хисторнан" (Aerospace Historian, с 1954), "Аэроплейн мансли" (Aeroplane Monthly, с 1973) и т. д., реферативные авиац. журналы "СТАР" (STAR, Sientific and Technical Aerospace Reports, с 1963, США, орган НАСА), "Интернэшонал аэроспейс абстрактс" (International Aero Spase Abstracts, с 1961, США, орган Амер. ин-та авиации и космонавтики).
ПЕРМСКОЕ МОТОРОСТРОИТЕЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО (ПМКБ) - берёт начало от КБ Пермского авиамоторного з-да № 19, осн. в 1934. С 1939 самостоят. пр-тие (ОКБ-19, затем ПМКБ). Награждено орденами Ленина (1943) и Октябрьской Революции (1982). О поршневых и газотурб. авиац. двигателях, разработ. в ПМКБ под рук. А. Д. Швецова и его преемника П. А. Соловьёва.
ПЕРМСКОЕ ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ОБЪЕДИНЕНИЕ "МОТОРОСТРОИТЕЛЬ". Пермский авиамоторный з-д № 19 вступил в строй в 1934. До 1939 в него входило КБ А. Д. Швецова. В 1935-41 з-д производил ПД М-25А, М-25В, М-62, М-62ИР. В период Вел. Отечеств. войны выпускал ПД АШ-82, АШ-82ФН, а в послевоен. годы - АШ-73ТК, АШ-82Т, АШ-82В. В 1953 начато произ-во ГТД. Строились ТРД АМ-3 (РД-ЗМ), ТВД АИ-20, турбовальные двигатели Д-25В, ТВ2-117, ТРДД Д-20П, Д-30, а также редукторы для вертолётов Ми-6, Ми-8, Ми-26. В кон. 80-х гг. начато освоение ТРДД ПС-90А для пасс. самолётов нового поколения. В 1979 на основе з-да образовано ПО. Пр-тие (объединение) награждено 2 орденами Ленина (1936, 1970), орденами Октябрьской Революции (1984), Красного Знамени (1945).
ПЕРСОНАЛ АВИАЦИОННЫЙ - работники гражд. авиации, деятельность к-рых непосредственно связана с её использованием. Подразделяется на лётный состав, обслуживающий персонал на борту возд. судна, персонал, осуществляющий управлерие возд. движением, инж.-техн. персонал по эксплуатации возд. судов. Работникам П. а. по установл.. перечню (пилотам, штурманам и др.) присваивается класс и выдаётся свидетельство. Лица П. а. допускаются к работе на том или ином типе возд. судна и авиац. оборудования в зависимости от присвоенного им класса и знания нормативных документов, регламентирующих их работу, а также удовлетворяющие спец. требованиям (напр., возрастные, медицинские). Особое внимание в нац. законодательстве многих стран уделяется правовым вопросам, касающимся экипажа возд. судна.
ПЕРФОРАЦИЯ СТЕНОК (от позднелат. perforatio - пробуравливание) аэродинамических труб - система отверстий круглой, эллиптической, щелевой или к.-л. др. формы, расположенных на стенках рабочей части аэродинамической трубы (АТ). При этом рабочая часть окружается камерой (см. рис.) и через перфорацию происходит массообмен между осн. потоком газа в трубе и газом, находящимся в камере. Исследования свойств сверхзвук. течения газа в перфориров. границах были начаты в СССР в 1947 под рук. С. А. Христиановича; большой вклад в разработку этой проблемы внесли Г.Л. Гродзовский, А.А. Никольский, Г.П. Свищёв, Г.И. Таганов.

П. с. характеризуется степенью проницаемости (отношением суммарной площади отверстий ко всей площади стенки), к-рая обычно выбирается в зависимости от Маха числа М и для М=1-1,3 изменяется в пределах 5-20%. П. с. используется для осуществления непрерывного перехода скорости потока через скорость звука и уменьшения влияния границ рабочей части АТ при аэродинамич. испытаниях моделей ЛА, регулирования в небольших пределах чисел М на выходе т. н. жёстких сверхзвук. сопел, уменьшения неравномерности сверхзвук. потока.
Размещение модели в рабочей части со сплошными стенками уменьшает проходное сечение, что при определ. дозвук. скорости набегающего потока приводит к "запиранию" АТ, т. е. к образованию в области расположения модели критич. сечения, в к-ром скорость потока равна местной скорости звука. Запирание АТ возможно также на выходе из рабочей части даже при отсутствии в ней модели нз-за поджатия дозвук. потока пограничным слоем, нарастающим на стенках сопла и рабочей части трубы. Отвод газа из рабочей части через перфорацию позволяет осуществить непрерывный переход через скорость звука в рабочей части АТ с моделью и без неё (о расходном сопле см. в ст. Газовая динамика).
В сверхзвук. потоке возмущения в виде волн сжатия и волн разрежения, отражённые от сплошной стенки и от свободной границы, отличаются знаком. Поэтому применение П. с. в сверх- и гиперзвук. АТ снижает интенсивность отражённых возмущений и тем самым уменьшает влняние границ рабочей части при испытаниях моделей ЛА и уменьшает неравномерность сверхзвук. потока. Более равномерное поле скоростей, увеличение допустимой загрузки рабочей части и снижение потерь полного давления получают при использовании принудит. отсоса, к-рый осуществляется либо насосами, либо автоотсосом путём отклонения подвижных створок. Существ. ослабление влияния стенок можно получить регулированием их проницаемости и изменением давления со стороны камеры по всей пов-сти.
ПЕТЛЯ - то же, что Нестерова петля

Петляков Владимир Михайлович (1891—1942) — советский авиаконструктор. Окончил Московское высшее техническое училище (1922). В 1917—1918 техник-чертежник авиационного расчётно-испытательного бюро при аэродинамической лаборатории Московского высшего технического училища. В 1921—1936 в Центральном аэрогидродинамическом институте (в КБ А. Н. Туполева). Руководил проектированием крыльев многие самолётов АНТ, внедрением в серию бомбардировщиков АНТ-4, АНТ-6, созданием бомбардировщика АНТ-42 (Пе-8) — см. Ту. П. — один из организаторов металлического самолётостроения в СССР, создал (совместно с В. Н. Беляевым) метод расчёта многолонжеронного металлического свободнонесущего крыла с гофрированной обшивкой (известен как «метод Петлякова»). С 1936 главный конструктор. Был необоснованно репрессирован и в 1937—1940 находился в заключении, работая при этом в ЦКБ-29 НКВД над бомбардировщиком ПБ-100 (Пе-2). В 1941 возглавил КБ на заводе №22 в Казани, где были продолжены работы над модификациями Пе-2. Погиб в авиационной катастрофе. Государственная премия СССР (1941). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красной Звезды. См. статью Пе.

Лит.: Гай Д. И., Профиль крыла, М., 1981.

В. М. Петляков.

Петров Борис Николаевич (1913—1980) — советский учёный в области автоматического управления, академик АН СССР (1960), вице-президент АН СССР (1979), Герой Социалистического Труда (1969), действительный член четырёх иностранных академий наук. После окончания МЭИ (1939) работал в Институте проблем управления АН СССР, с 1944 — одновременно в Московском авиационном институте (с 1948 профессор). Председатель Совета по международному сотрудничеству в области исследования и использования космического пространства при АН СССР «Интеркосмос» (с 1966). Основные труды по теории инвариантности системы автоматического управления, теории нелинейных сервомеханизмов, адаптивных и терминальных систем, систем с переменной структурой, по системе автоматического управления авиационными и космическими аппаратами, по основам построения высокоточных измерительных устройств. Ленинская премия (1966), Государственная премия СССР (1972). Награждён 5 орденами Ленина, орденами Октябрьской Революции, Трудового Красного Знамени, Красной Звезды, медалями, а также иностранными орденами. В 1980 АН СССР учреждена золотая медаль имени Б. Н. Петрова.

Соч.: Бортовые терминальные системы управления, М., 1983 (совм. с др); Избр. труды, т. 1—2, М., 1983.

Б. Н. Петров.

Петров Георгий Иванович (1912—1987) — советский учёный в области механики, академик АН СССР (1958; член-корреспондент 1953), Герой Социалистического Труда (1961). Окончил Московский государственный университет (1935), работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1934—1941, 1943—1944), ЛИИ (1942—1943), затем в других научно-исследовательских институтах. С 1965 в Институте космических исследований АН СССР (в 1965—1973 директор, с 1973 заведующий отделом). Основные труды по прикладной газовой динамике и космической аэродинамике. Провёл исследования по сверхзвуковым диффузорам, распространению колебаний в вязкой жидкости, устойчивости вихревых слоев, физическим условиям распада ламинарного течения. Разработал оптические методы визуального изучения воздушных слоев. Государственная премия СССР (1949, 1978). Награждён 4 орденами Ленина, 3 орденами Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: О распространении колебаний в вязкой жидкости и возникновении турбулентности, М., 1938 (Труды ЦАГИ, в. 345).

Г. И. Петров.

Петров Иван Фёдорович (р. 1897) — советский военный и научный деятель, генерал-лейтенант авиации (1942), кандидат технических наук (1940). Окончил военную школу морской лётчиков в Самаре (1920), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1929; ныне Военно-воздушная инженерная академия имени профессора Н. Е. Жуковского). В 1923—1925 морской лётчик-инструктор 1‑го класса Севастопольской школы морской авиации. Работал лётчиком-испытателем в научно-исследовательском институте военно-воздушных сил (1929—1940, в 1939—1940 заместитель начальника института); проводил государственные испытания самолётов Н. Н. Поликарпова и А. Н. Туполева, летал на 137 типах самолётов. В 1940—1941 начальник Центрального аэрогидродинамического института. В 1941 заместитель командующего ВВС Рабоче-крестьянской Красной Армии. В 1942—1947 начальник научно-исследовательского института ГВФ, в 1947—1951 начальник ЛИИ, в 1952—1963 ректор Московского физико-технологического института. Награждён 3 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 3 орденами Красного Знамени, 2 орденами Отечественной войны 1‑й степени, орденом Трудового Красного Знамени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

Соч.: Штопор самолета, М., 1934 (совм. с А. И. Филиным).

И. Ф. Петров.

ПЗЛ (PZL, Pa{{n}}stwowe Zaktady Lotnicie) — объединение польских государственных предприятий по производству авиационной техники. Образовано в 1928. Наиболее крупные предприятия:

ВСК-ПЗЛ «Мелец» [WSK (Wyt-wornia sprzetu komunikacyinego) — PZL Mielec]. Образовано в 1938. К началу 1988 выпустило более 13,5 тысяч самолётов различных типов, включая МиГ-15/17 и Ан-2 (по лицензии), учебно-тренировочные TS-8 «Бес» и TS-11 «Искра» (первый полёт в 1960, см. рис. в табл. XXXIII), сельскохозяйственные самолёты М-15 и М-18 «Дромадер» (1976). С 1977 участвовало в производстве компонентов для аэробуса Ил-86, а с конца 80‑х гг. и для Ил-96-300, с 1984 выпускало по лицензии лёгкий пассажирский самолёт Ан-28, с 1980 — лёгкий пассажирский и санитарный вариант самолёта Пайпер РА-34 «Сенека» (под обозначением М-20). Созданы сельскохозяйственные самолёты М-21 и М-24 (варианты М-18), учебно-тренировочный самолёт М-26 «Искорка» (1986), построены опытные образцы учебно-боевых самолётов I-22 (1985).

ВСК-ПЗЛ «Свидник» (WSK—PZL Swidnik). Образовано в 1951. В 50‑х гг. выпускало по лицензии самолёт МиГ-15 (под обозначением LiM-1) и вертолёт Ми-1 (под обозначением SM-1), вертолёт SM-2 собственно разработки. С 1964 производило по лицензии вертолёт Ми-2 в различных вариантах. Участвовало в производстве компонентов для самолётов Ан-28, Ил-86 и Ил-96-300. С конца 80‑х гг. производило вертолёт W-3 «Сокол» с двумя турбовинтовыми двигателями (первый полёт в 1979), с 1987 — вертолёт «Каня» (1979, на основе Ми-2).

ВСК-ПЗЛ«Варшава — Окенце» (WSK—PZL Warszawa—Okencie). Образовано в 1928. До Второй мировой войны здесь были разработаны и серийно производились истребители Р.7 (первый полёт в 1930), Р.11 (1931), Р.24 (1933, см. рис. в таблице XIX), бомбардировщики Р.23 «Карась» (1934), Р.37 «Лось» (1936). В 50‑х гг. выпускались лёгкие самолёты «Юнак» 2, по советской лицензии По-2 и Як-12, в 60‑х гг. — PZL-101 «Гаврон» (на основе Як-12), налажено производство сельскохозяйственного оборудования. С начала 60‑х гг. выпускался самолёт общего назначения PZL-104 «Вильга» (первый полёт в 1962, смотри рис. в таблице ХХХШ), с 1974 — сельскохозяйственный самолёт PZL-106 «Крук» (1973), с 1979 — PZL-110 «Колибер» (лицензионный вариант французского самолёта SOCATA «Ралли» 100 ST), с конца 80‑х гг. — учебно-тренировочный самолёт PZL-130 «Орлик» (1984).

ВСК-ПЗЛ «Жешув» (WSK-PZL Rzeszow). Образовано в 1938. После Второй мировой войны предприятие выпускало по лицензии советские двигатели М-11, РД-10, РД-45, ВК-1, АИ-26 и АШ-62, а также турбореактивный двигатель польской разработки НО-10 и SO-1. В 80‑х гг. основную продукцию составляли строившиеся по лицензии советские ГТД-350 (для вертолётов Ми-2), ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТ-10 (для самолётов Ан-28) и поршнев двигатели PZL-F (по лицензии американской фирмы «Франклин» для самолётов PZL-110, М-20 и др), а также поршневые двигатели PZL-3S собственной разработки (для самолётов PZL-106, IAR-827 и др) и ТУРБОРЕАКТИВН ДВИГАТ SO-3 для самолёта TS-11. М. А. Левин.

«ПИА» (PIA, Pakistan International Arlines) — авиакомпания Пакистана. Осуществляет перевозки внутри страны и в страны Западной Европы, Азии, Африки, а также в США, Канаду, Австралию. Основана в 1954. В 1989 перевезла 5,1 миллионов пассажиров, пассажирооборот 9,14 миллиардов пассажиро-км. Авиационный парк — 41 самолёт.

пикирование [от французского piquer (une tete) — падать вниз головой] — снижение летательного аппарата по наклонной к горизонту (с углом наклона более 30{{°}}) прямолинейной траектории, лежащей в вертикальной плоскости (см. рис.). Ввод в П. выполняется либо без крена, либо двумя поворотами летательного аппарата вокруг продольной оси на 180{{°}}, либо разворотом с креном более 90{{°}}. Вывод из П. выполняется без крена с перегрузкой, превышающей единицу. П. является одной из фигур пилотажа. Различают пологое (угол наклона траектории до 45{{°}}) и крутое (угол более 45{{°}}) П.

Пикирование.

пикирующий бомбардировщик — бомбардировщик, который предназначается для поражения целей с пикирования. Сброс бомб с пикирования позволяет повысить точность бомбометания, что необходимо при поражении малоразмерных целей (железнодорожных мостов, переправ, артиллерийский позиций, колонн на марше, пунктов управления и т. д.). Прицеливание и сброс бомб производятся в условиях визуальной видимости цели. Для увеличения времени прицеливания и повышения точности бомбометания необходимо увеличивать время пикирования и уменьшать высоту вывода из пикирования. Для этого устанавливаются воздушные тормоза (решётки, тормозные щитки), которые уменьшают прирост скорости самолёта в процессе пикирования и устраняют выход её за допустимые значения. Вывод из пикирования создаёт значительные перегрузки, поэтому П. б. должен иметь повышенную прочность. Ввод в пикирование, прицеливание, сброс бомб и вывод из пикирования осуществляют специальные автоматические системы.

Бомбометание с пикирования применялось ещё в Первую мировую войну. Первым, специально построенным П. б. был Ju-87 (Германия, 1937). Первое массовое применение П. б. — бомбардировка фашистами Барселоны (Испания, 1938). В 1940 в СССР был создан П. б. Пе-2 (см. в статье Пе). Он успешно применялся в период Великой Отечественной войны. Позднее задачи П. б. были возложены на истребители-бомбардировщики (в ВВС США на некоторые виды ударных самолётов).

В. И. Жулев.

Пиккар, Пикар (Piccard), Огюст (1884—1962) — швейцарский физик, пилот, конструктор стратостатов и батискафов, доктор наук (1913). Окончил (1910) Политехническое училище в Цюрихе. В 20‑х гг. совершал полёты на свободных аэростатах в научных целях (в том числе для проверки гипотезы о постоянстве скорости света). Для исследования космических лучей в верхних слоях атмосферы построил стратостат объёмом 14,13 тысяч м³, на котором в 1931 и 1932 совершил полёты, достигнув высоты 16370 м. На батискафах собственной конструкции в 1948 и 1953 опускался на глубину до 3160 м (в Тирренском море).

Пилатр де Розье (Pilatre de Rosier) Жан Франсуа (1756—85) — французский воздухоплаватель, физик и химик. 21 ноября 1783 вместе с армейским офицером маркизом Ф. д'Арландом совершил полёт на тепловом аэростате братьев Монгольфье. Это был первый полёт аэростата с людьми. Аэростат продержался в воздухе около 25 мин, пролетев около 9 км. 23 июня 1784 П. де Р. вместе с химиком Пру на «монгольфьере» поднялись на высота около 4000 м. В 1785 П. де Р. предпринял попытку перелететь через Ла-Манш. С этой целью он построил аэростат особой конструкции, которая позволяла регулировать высоту полёта, избавляя от расходования водорода и сброса балласта, неминуемых при полёте на «шарльере». Этот тип аэростата получил название «розьер». 15 июня 1785 П. де Р. со своим помощником Роменом поднялся в воздух, чтобы, используя попутный ветер, перелететь в Англию. В полёте возник пожар. Оба воздухоплавателя погибли, упав в море вместе с горевшими остатками аэростата. Так первый пилот аэростата стал первой жертвой воздухоплавания.

Аэростаты типа «розьер» применяются при спортивных полётах через Атлантический и Тихий океаны. Портрет см. на стр. 415.

Ж. Ф. Пилатр де Розье.

пилон (от греческого pyl{{o}}n, буквально — ворота) — несущая обтекаемая конструкция (см. рис.) для установки вынесенных агрегатов летательного аппарат (крыла, двигателя) или крепления внешних грузов (баков, вооружения и т. п.). Наиболее распространённые формы П. — трапеция, параллелограмм или близкие к ним фигуры. Конструкция П. может быть моноблочной, ферменной с несиловой обшивкой или смешанной.

пилот (французского pilote, от piloter — вести самолёт) — то же, что лётчик. В нашей стране термин «П.» обычно применяют к лицам, управляющим гражданскими самолётами и вертолётами или воздухоплавательными летательными аппаратами (аэростатами, дирижаблями).

пилотаж (французское pilotage, от piloter — вести самолёт) — пространственное маневрирование летательного аппарата с целью выполнения фигур в воздухе. По степени сложности П. делят на простой П., сложный пилотаж и высший пилотаж, по числу участвующих в полёте летательных аппаратов — на одиночный и групповой пилотаж. К фигурам простого П. относят вираж, горизонтальную восьмёрку, змейку, боевой разворот, спираль, скольжение, пикирование и горку с углами наклона траектории полёта к горизонту до 45{{°}}. П. осуществляется в спортивных целях, для тренировки лётчиков маневрированию в воздушном бою и атакам наземных целей.

пилотажно-навигационное оборудование — обеспечивает решение задач навигации и управления летательным аппаратом. Объём задач, решаемых П.-н. о. зависит от типа летательного аппарата, его назначения и условий применения. К основным задачам относятся: определение пилотажно-навигационных параметров, в том числе текущего местоположения летательного аппарат; определение отклонений от заданной траектории полёта; формирование команд управления движением центра масс летательного аппарата на заданной траектории; формирование команд управления движением летательного аппарата относительно центра масс; индикация пилотажно-навигационных параметров; формирование и выдача сигналов предупреждения о возможности выхода летательного аппарата на критические режимы полета и об отказах аппаратуры. Для решения этих задач необходима следующая информация: параметры движения центра масс летательного аппарата — координаты, вектор скорости, высотно-скоростные параметры, характеризующие движение летательного аппарата относительно воздуха; параметры движения летательного аппарата относительно центра масс —угловая ориентация основных осей летательного аппарата относительно земной системы координат (углы крена, тангажа и курс) и угловая ориентация летательного аппарата относительно вектора скорости (углы атаки, углы скольжения, сноса); параметры относительного движения летательного аппарата (относительно наземных ориентиров, других летательных аппаратов и т. п.). В таблице приведены основные средства измерения пилотажно-навигационных параметров.

Рост интенсивности воздушного движения, необходимость повышения безопасности, регулярности и экономичности полетов, а же повышения эффективности боевого применения летательного аппарата во всё усложняющихся условиях полётов потребовали значительного расширения функций, решаемых П.-н. о., их автоматизации, повышения точности, надежности, контролеспособности. Необходимость решения этих задач привела к созданию пилотажно-навигационных комплексов (ПНК), представляющих собой функционально и структурно законченные сложные информационно-управляющие системы, построенные на основе взаимодействия датчиков пилотажно-навигационной информации, средств индикации, сигнализации и исполнительных устройств с использованием ЭВМ.

Информационное обеспечение ПНК. Надёжное решение задач в различных условиях полёта достигается использованием автономных и неавтономных датчиков, а также применением алгоритмов совместно комплексной обработки избыточной информации. Совместное использование всей имеющейся на борту пилотажно-навигационной информации позволяет достигнуть максимальной точности в полёте по маршруту, при выводе летательного аппарата в заданный район или в точку захода на посадку, при посадке, в низковысотном полёте и полёте строем, а также повышает помехоустойчивость и контролеспособность П.-н. о.

Структура ПНК. Принцип построения ПНК основан на создании резервированных и полностью контролируемых трактов, начиная от датчиков информации и кончая исполнительными элементами, что обеспечивает требуемую надёжность и отказобезопасность (см. Контроль бортового оборудования, Резервирование). Для наиболее ответственных с точки зрения безопасности режимов система строится, как правило, двухотказной, а для менее ответственных — одноотказной. При этом частота возникновения отказа любой системы, приводящего к катастрофической ситуации, не должна превышать 10^-9 на 1 ч полёта.

В ПНК используются три способа управления: автоматический (с помощью средств автоматики без участия лётчика), директорный (стабилизация центра масс летательного аппарата осуществляется лётчиком по директорным командам, индицируемым на пилотажных приборах) и ручной (управление самолётом осуществляется лётчиком по информации, выдаваемой пилотажно-навнгационными индикаторами). В общем случае для каждого способа процесс управления может быть представлен с помощью контура короткопериодического движения, обеспечивающего управление движением относительно центра масс, и контура траекторного длиннопериодического движения, обеспечивающего управление движением центра масс летательного аппарата на заданной траектории (см. рис.). При этом контур короткопериодического движения выполняет команды, формируемые контуром траекторного движения, путём воздействия на управляющие поверхности. См. также Автоматическое управление, Директорное управление, Ручное управление.

Особенность ПНК — сочетание высокого уровня автоматизации с сохранением участия экипажа в выполнении наиболее ответственных задач, функций контроля и управления в аварийных режимах. Поэтому одновременно с автоматизацией (прежде всего таких задач, как штурманские расчёты и посадка) требуется обеспечить эффективное взаимодействие экипажа с оборудованием. Необходимые условия автоматизации — наличие вычислительных средств и обеспечение отказобезопасности автоматических режимов. Взаимодействие экипажа с оборудованием осуществляется с помощью системы отображения информации, системы сигнализации внутрикабинной и пультов управления. Общность задач, решаемых П.-н. о. на самолётах различных классов, позволяет осуществить разработку типовых унифицированных комплексов. Основные факторы, определяющие состав П.-н. о.,— дальность и время полёта, оснащённость трасс и аэродромов посадки. В соответствии с этим для дальних магистральных самолётов требуются большая степень резервирования датчиков н вычислителей и дополнительные средства определения местоположения летательного аппарата. Унификация и стандартизация оборудования обеспечивает его взаимозаменяемость н снижение стоимости.

Основные направления дальнейшего развития П.-н. о.: повышение степени автоматизации; интеграция (см. Интеграция бортового оборудования); применение бесплатформенных инерциальных систем, спутниковых систем, экстремальной навигации по физическим полям Земли; использование электронных индикаторов; микроминиатюризация оборудования; применение цифровой техники; использование более эффективных методов технического обслуживания на основе развития автоматизированного полётного и послеполётного контроля.

О. В. Виноградов.

Пилотажный стенд — комплексное техническое средство для моделирования процессов пилотирования с участием лётчиков (экипажей) в наземных условиях. В отличие от тренажёра, на котором обеспечивается обучение и тренировка экипажей одного конкретного типа летательных аппаратов, П. с. является более универсальным средством, предназначенным для проведения прежде всего исследовательских работ по проектируемым или опытным летательным аппаратам.

Основными элементами П. с. являются: имитаторы условий работы лётчика (макет кабины с пилотажно-навигационными приборами, рычагами управления, имитаторами загрузки этих рычагов, внешней визуальной обстановки, перегрузок, угловых ускорений и акустических воздействий); математическая модель динамики летательного аппарат и работы его систем в реальном масштабе времени, которая реализуется на ЭВМ, а иногда во взаимодействии с реальными элементами систем управления; пульт управления работой П. с. и ходом эксперимента; средства регистрации и обработки экспериментальных данных.

Находясь в кабине П. с., лётчик получает информацию о движении летательного аппарата и работе его систем по показаниям приборов, картине внешней визуальной обстановки на экране П. с., а также по воздействиям от других имитаторов условий полёта и выполняет соответствующие управляющие действия рычагами управления и селекторами (кнопками, тумблерами и т. п.). Сигналы об управляющих действиях лётчика поступают в модель динамики летательного аппарата и его систем, в которой вычисляются текущие параметры движения летательного аппарата (координаты, скорости и ускорения) и состояния элементов его систем. На основании этих параметров соответствующие имитаторы П. с. производят изменение показаний пилотажно-навигационных приборов, картины визуальной обстановки, перегрузок, угловых ускорений и других факторов полёта. Таким образом, на П. с. в реальном масштабе времени реализуется модель замкнутой системы управления «самолёт — лётчик» (см. в статье Лётчик), в которой натурным элементом является лётчик.

Для имитации визуальной обстановки используют различные средства: телевизионные имитаторы, в которых изображение с макета местности снимается перемещаемой над ним оптической системой с передающей телевизионной камерой; теневые имитаторы, в которых изображение на экране создаётся путём просвечивания подвижного макета местности или диапозитива точечным источником света, и другие. На современных П. с. всё больше используются имитаторы, на экранах которых синтезируется изображение визуальной обстановки с помощью ЭВМ. Возможности таких имитаторов, во многом определяемые быстродействием используемых ЭВМ, непрерывно возрастают вместе с развитием вычислительной техники.

Перегрузки и угловые ускорения, действующие на лётчика, моделируются преимущественно перемещениями кабины лётчика. На некоторых П. с. пределы перемещений достигают {{±}}45{{°}} по угловым степеням свободы и {{±}}10 м — по линейным. Находят применение также такие средства и способы имитации перегрузок и угловых ускорений, как центрифуга, наддув противоперегрузочного костюма, натяжение привязных ремней, сдавливание лётчика специальными подушками на кресле и другие. Рычагов управления загрузка моделируется либо с помощью натурных элементов системы управления, либо с помощью имитатора со следящим приводом, который перемещает рычаг управления на расстояние, определяемое по прикладываемому лётчиком усилию согласно необходимому закону загрузки.

Для достаточно полного моделирования динамики летательного аппарата П. с. оснащаются быстродействующей цифровой вычислительной машиной. Для обеспечения высокого качества моделирования полёта с минимальными затратами П. с., как правило, создаются специализированными, предназначенными для решения определенного круга задач. При этом воспроизводятся лишь те факторы, которые существенно влияют на результаты решаемых на стенде задач.

П. с. применяются для изучения новых путей обеспечения устойчивости и управляемости летательного аппарата, для разработки общих требований к пилотажным характеристикам и методов исследования динамики летательного аппарата. В процессе проектирования с помощью моделирования на П. с. проверяется степень соответствия пилотажных характеристик летательного аппарата возможностям лётчика и производится уточнение характеристик планёра, двигателя, систем управления и пилотажно-навигационного оборудования. При проведении лётных испытаний летательных аппаратов П. с. дают возможность выбрать для исследования в полёте режимы и предварительно их проанализировать. Тем самым П. с. позволяют существенно сократить сроки и затраты на создание летательных аппаратов, повысить его эффективность и безопасность полёта. Часто П. с. являются единственно возможным средством решения возникающих задач, например, при анализе лётных происшествий или при разработке летательных аппаратов, не имеющих близких прототипов.

В. В. Родченко.

Пилотажный стенд Центрального аэрогидродинамического института.

пилотирование летательного аппарата — целенаправленное выдерживание углового положения и параметров траектории полёта летательн аппарат лётчиком для обеспечения решения целевой задачи. В качестве целевой задачи П. может задаваться приведение летательного аппарата в район аэродрома посадки, заход на посадку, дозаправка топливом в воздухе, полёт строем и другие. П. летательного аппарата может выполняться в ручном, полуавтоматическом либо автоматическом режимах, а также по командам с земли (см. Ручное управление, Директорное управление. Пилотирование по приборам, Автоматическое управление, Дистанционно-пилотируемый летательный аппарат). П. осуществляется путём приведения текущих значений координат углового и траекторного движений летательного аппарата к их значениям, определяемым целевой задачей.

Информацию о параметрах углового движения летательного аппарат лётчик получает визуально или с помощью гироскопических датчиков и индикаторов углов и угловых скоростей, перегрузок, углов атаки и скольжения; информацию о параметрах траекторного движения и местоположения летательного аппарата — с помощью приборов системы навигации (см. Пилотажно-навигационное оборудование).

Для осуществления П. самолёта используются аэродинамические рули, воздушные щитки и тормоза (см. Органы управления), устройства для непосредственного управления подъёмной и боковой силами, тяга силовой установки и другие. На самолёт вертикального взлёта и посадки и воздушно-космических летательных аппаратах дополнительно используются реактивные управляющие системы (см. Газодинамическое управление). На вертолётах в качестве основных средств создания управляющих сил и моментов служат несущий винт и рулевой винт.

Вместо термина «П.» часто употребляют термин «управление».

В. И. Кобзев.

пилотирование по приборам — пилотирование летательного аппарата, выполняемое в условиях полёта, когда пространственное положение летательного аппарата и его местоположение не могут быть определены визуально или в тех случаях, когда визуальная ориентировка не обеспечивает точности, необходимой для осуществления безопасного полёта. К таким условиям относятся полёты ночью, в тумане (то есть при отсутствии видимости горизонта). При полёте по приборам для пространственной ориентации применяются авиагоризонты и указатели курса. Выдерживание заданной скорости и предотвращение выхода летательного аппарата на опасные режимы полёта обеспечиваются с помощью указателей текущих и предельных значений приборной скорости, Маха числа М и угла атаки. Приборы, индицирующие барометрическую и геометрическую высоту полёта, позволяют выдерживать заданную высоту полёта и предотвратить столкновение с землёй при полётах на малых высотах и при заходе на посадку. При полётах в сложных метеоусловиях и ночью для определения местоположения используются навигационные приборы, показывающие координаты летательного аппарата или его положение относительно линии заданного пути.

Основная особенность процесса пилотирования при отсутствии видимости заключается в том, что положение и движение летательного аппарата воспринимаются пилотом опосредствованно — путём получения необходимой информации от пилотажно-навигационных приборов. Такой процесс усложняет работу лётчика и приводит к более длительному времени определения параметров полёта, чем при визуальной ориентировке. В связи с этим развитие пилотажно-навигационных приборов идёт по пути создания средств индикации, позволяющих пилоту быстро воспринимать и обобщать необходимую информацию. Для этой цели пилотажно-навигационные приборы комбинируют по принципу их совместно использования, размещая, например, в одном корпусе указатели скорости и числа М, указатели курса, курсового угла и пеленга радиостанции. При нормальных режимах полёта стрелки комбинированного прибора располагаются в легко запоминаемой конфигурации. Центральными приборами на доске пилота являются командно-пилотажный (рис. 1) и навигационно-плановый (рис. 2) приборы, в которых совмещена вся необходимая информация для пространственной ориентировки и определения местоположения летательного аппарата относительно заданной траектории.

В центре командно-пилотажного прибора (КПП) расположен авиагоризонт (стилизованное изображение самолёта) и планки (жёлтые линии) директорного управления (вертикальная — по курсу, горизонтальная — по вертикали); индикатор слева указывает отклонение скорости летательного аппарата от заданной (∆V), а справа — заданной высоты полёта или глиссады (по вертикали), зелёный индекс указывает на боковое и вертикальное (при снижении летательного аппарата индекс приближается к горизонту) отклонение летательного аппарата от взлётно-посадочной полосы; по нижней шкале отсчитывается угол крена: «шарик» внизу — индикатор наличия скольжения.

В центре навигационно-планового прибора (НПП, часто его называют навигационно-пилотажным) размещены курсовая (вертикальная) и глиссадная (горизонтальная) планки, индицирующие отклонение летательного аппарата от заданной линии пути (в том числе от глиссады) по курсу и по высоте. Вращающаяся внутри шкала — индикатор курса летательного аппарата; отсчёт текущего курса по центральному индексу вверху, но этой же шкале отсчитывается угол скоса летательного аппарата (в приведённом на рис. случае индекс сноса справа). Разрезная черно-белая широкая стрелка на шкале курса — индикатор задатчика путевого угла (ЗПУ); крамальера задатчика — справа внизу, на индикаторе справа вверху — значение заданного путевого угла, счетчик слева вверху указывает расстояние до промежуточного пункта маршрута. Разрезная жёлтая стрелка — указатель курсового угла приводной радиостанции, отсчёт по внешней шкале. Так же, как на КПП, красные флажки появляются при запрете на использование индикации курса («КС»), отсутствии курсовой («К») и глиссадной («Г») информации. Широкие возможности получения экипажем интегральной информации о режиме полёта обеспечивают электронные индикаторы, использующие многоцветные электронно-лучевые экраны.

Л. М. Бондаренко.

Рис. I. Контрольно-пилотажный прибор.

Рис. 2. Навигационно-плановый прибор.

Пилюгин Николай Алексеевич (1908—1982) — советский учёный в области автоматики н телемеханики, академик АН СССР (1966; член-корр. 1958), с 1967 член Президиума АН СССР, дважды Герой Социалистического Труда (1956, 1961). Окончил Московское высшее техническое училище (1935), работал в Центральном аэрогидродинамическом институте (1934—1941), руководитель ряда научно-исследовательских организаций, с 1948 главный конструктор, с 1969 заведующий кафедрой Московского института радиотехники, электроники и автоматики (профессор с 1970). Под руководством П. создана теория проектирования прецизионных систем управления летательным аппаратом; разработаны методы анализа и синтеза сложных динамических систем, широко применяющиеся при проектировании систем управления; созданы основы проектирования систем управления с вычислительными машинами и разработаны научные методы и технические комплексы их экспериментальной отработки. Депутат Верховного Совета СССР с 1966. Ленинская премия (1957), Государственная премия СССР (1967). Награждён 5 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, медалями. Бронзовый бюст в Санкт-Петербурге.

Н. А. Пилюгин.

Пионтковский Юлиан Иванович (1896—1940) — советский лётчик-испытатель. В Красной Армии с 1917. Участник Гражданской войны. В 1918 окончил Московскую военную школу лётчиков. Работал лётчиком, лётчиком-инструктором, командир авиаотряда Военно-воздушной академии Рабоче-крестьянской Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского. С 1927 лётчик-испытатель. Провёл лётные испытания более 50 типов и модификаций самолётов конструкции А. С. Яковлева (от АИР-1 до Як-1). Участвовал в испытаниях тяжёлых штурмовиков ТШ-1 и ТШ-2, двухместного истребителя ДИ-4, пушечного истребителя И-Z, самолётов-парабол типа БИЧ Б. И. Черановского и других; осуществил ряд перелётов на легкомоторных самолётах, в том числе Севастополь-Москва (1927). Летал на самолётах свыше 300 типов и модификаций. Погиб при испытании самолёта Як-1. Награждён орденами Ленина, Красной Звезды.

Ю. И. Пионтковский.

Пито трубка [по имени изобретателя — французского учёного А. Пито (Н. Pitot)] — приёмник полного давления в потоке жидкости (газа), представляющий собой Г-образную трубку, обращённую своим отверстием навстречу потоку. Измерение полного давления с помощью П. т. основано на полном торможении потока. Значение воспринимаемого П. т. давления зависит от угла между направлением потока и осью приёмной части П. т. Степень этой зависимости определяется формой головной (приёмной) части П. т., отношением диаметра приёмного отверстия к внешнему диаметру трубки и в меньшей степени скоростью набегающего потока и другими факторами. Наибольшей чувствительностью к углу скоса потока обладают П. т., имеющие хорошо обтекаемую форму головной части (сферическую, коническую, оживальную); она значительно меньше у П. т. с прямым срезом. Наименьшей чувствительностью к скосу потока обладают П. т. с протоком (см. рис.), которые обеспечивают измерение с погрешностью, не превышающей 1% при угле скоса до 50{{°}}. П. т. применяются главным образом при определении потерь энергии в различных каналах. Используются также для измерения скорости полёта летательных аппаратов (см. Приёмник воздушных давлений) или потока газа или жидкости (при этом с помощью других средств одновременно измеряются статическое давление и температура торможения).

Трубка Пито с протоком: 1 — набегающий поток; 2 — к чувствительному элементу.

плавучесть самолета — способность самолёта плавать на воде при заданном весе, имея при этом определенную ватерлинию, называемую грузовой. Положение грузовой ватерлинии определяется из условия равенства гидростатической силы и веса и отсутствия эксцентриситета между ними.

Различают плавучесть гидросамолётов и плавучесть сухопутных самолётов, совершающих аварийную посадку на воду. Плавучесть гидросамолёта обеспечивается водоизмещением его лодки и поплавков. Плавучесть сухопутного самолёта обеспечивается водоизмещением агрегатов, сохраняющих герметичность при аварийной посадке на воду (гермокабина, топливные баки и другие гермоотсеки). Для обеспечения безопасности плавания каждый самолёт должен обладать запасом плавучести (в %), под которым понимают:

{{формула}}

где Vn — водоизмещение, соответствующее посадочному весу; V — водоизмещение, соответствующее погружению сухопутного самолёта до уровня входных дверей или аварийных люков без опасности заливания водой объёмов, создающих плавучесть; для гидросамолёта V — водоизмещение полного объёма лодки. Обеспечение П. с. — расчётный случай для дальних пассажирских самолётов.

Способность самолёта сохранять плоскость действующей ватерлинии (не опрокидываться) после прекращения действия на него возмущающей силы характеризует его остойчивость. Самолёт остойчив, если метацентрическая высота положительна.

Лит.: Косоуров К. Ф., Гидросамолеты, их мореходность и расчет. Л.—М., 1935; Жуковский Н. Е., Теоретическая механика, 2 изд., М.—Л., 1952.

В. А. Максимов.

плазово-шаблонный метод (ПШМ) обеспечения взаимозаменяемости — метод зависимого образования форм и размеров сопрягаемых элементов конструкции летательных аппаратов и технологической оснастки, необходимой для изготовления и сборки этих элементов. Метод основан на перенесении форм и размеров деталей и оснастки с единого эталона форм и размеров, которым является чертёж изделия в натуральную величину с проекциями и сечениями — теоретический плаз.

С теоретическим плаза методом фотоконтактного копирования переносят на конструктивный плаз информацию о теоретических контурах сечений агрегатов по месту установки плоских и пространственных узлов летательного аппарата с целью геометрической увязки и согласования форм и размеров всех входящих деталей. В качестве заготовки конструктивного плаза используют преимущественно специальный чистовой прозрачный материал. Внутри теоретического контура узла тушью вычерчивают толщины, сечения элементов, контуры и элементы всех деталей, включая заклёпки и болты. На конструктивный плаз наносят информацию о контрольно-фиксирующих и технологических отверстиях с целью технологической увязки заготовок деталей, формообразующей, контрольной и сборочной оснастки.

Форму и размеры деталей летательных аппаратов и оснастки воспроизводят и контролируют с помощью комплекта увязанных между собой жёстких металлических шаблонов, скопированных по отдельным сечениям с теоретического плаза. Шаблоны делятся на основные и производственные. Основным шаблоном служит контрольно-контурный (ШКК), обработанный по теоретическому контуру и полностью повторяющий конструктивный плаз. ШКК является вторичным эталоном по отношению к теоретическому плазу, предназначен для геометрической увязки, обработки и контроля комплекта производственных шаблонов на деталь, узел летательного аппарата и оснастку. С помощью комплекта производственных шаблонов форма и размеры ШКК переносятся на технологическую оснастку. К производственным относятся шаблоны контуров, развёртки деталей, заготовки, фрезерования, гибки и другие. На шаблонах наносят информацию, необходимую для изготовления деталей и оснастки.

Для обеспечения взаимозаменяемости агрегатов летательных аппаратов по стыкам применяют калибры разъёмов каждого агрегата — жёсткие пространственные конструкции, увязывающие сопряженные поверхности агрегатов и узлы их стыковки. При производстве летательных аппаратов небольших размеров взаимное расположение отдельных плоских сечений поверхности агрегатов летательных аппаратов и его разъёмов обеспечивают с помощью монтажных эталонов агрегатов (МЭА) — комплекта шаблонов и калибров разъёмов агрегата, соединённых в единую конструкцию. Увязку поверхности летательного аппарата в целом осуществляют с помощью макетов поверхностей агрегатов. Макеты представляют собой МЭА со сплошной, точно обработанной поверхностью. При изготовлении крупных самолётов вместо МЭА применяют координатные стенды (КС), которые обеспечивают многократную и идентичную установку шаблонов и калибров в пространстве. При установке комплекта шаблонов и калибров с помощью КС предварительно вскрывают взаимоувязанные базовые отверстия. Для этого применяют плоские КС, называемые также плаз-кондукторами. Межзаводскую взаимозаменяемость при производстве летательных аппаратов обеспечивают с помощью стационарных жёстких и прочных контркалибров и контрэталонов.

ПШМ используются при изготовлении обшивок и каркаса планёра самолёта. Расположение элементов бортовых систем внутри планёра определяют с помощью плоских плазов. Окончательную пространственную увязку делают на полноразмерном объёмном макете или эталоне, которым является отдельный экземпляр летательного аппарата, если летательный аппарат имеет небольшие размеры, либо отдельные технологические агрегаты (кабина экипажа, приборный отсек и т. п.), если летательный аппарат крупногабаритный. На технологических летательных аппаратах или агрегатах отрабатывают расположение элементов бортовых систем и создают вторичные эталонные элементы систем, которые подобно шаблонам используют как жёсткие носители форм и размеров. В развитие этой системы увязки сформировался метод объёмной увязки элементов планёра и бортовых систем летательного аппарата на основе базового эталона агрегата. По созданным эталонам делают технологическую оснастку, необходимую для проведения монтажно-сборочных работ.

ПШМ совершенствовался по мере развития конструкций летательных аппаратов, методов их производства, а также с внедрением вычислительной техники и оборудования с ЧПУ. ПШМ имеет серьёзные недостатки, обусловленные самой его сущностью. К ним относятся: длительный цикл и значительная трудоёмкость технологической подготовки производства из-за последовательного, связанного переноса формы и размеров с первоисточников; необходимость изготовления большой номенклатуры жёстких носителей форм и размеров для обеспечения геометрической увязки; невозможность перехода на автоматизированные технологические процессы изготовления взаимоувязанных деталей и оснастки. Поэтому область применения ПШМ всё более сокращается и в ближайшей перспективе будет включать 15% общей номенклатуры увязываемых элементов конструкций летательного аппарата и оснастки. ПШМ вытесняется методом независимой увязки элементов летательного аппарата с использованием математического моделирования поверхностей летательного аппарата и воспроизведения их на оборудовании с числовым программным управлением. В независимом методе изготовления деталей летательного аппарата и технологической оснастки применяются известные принципы обеспечения взаимозаменяемости, при этом он базируется на аналитических методах задания аэродинамических поверхностей агрегатов летательного аппарата, средствах создания геометрических образов деталей в памяти ЭВМ и широком применении станков, управляемых от ЭВМ или систем с числовым программным управлением.

П. Н. Белянин, Б. К. Гончаров, А. А. Смоляр.

планер (французское planeur, от planer — парить) — 1) безмоторный летательный аппарат тяжелее воздуха с неподвижной несущей поверхностью — крылом для создания аэродинамической подъёмной силы. В свободном полёте П. летит со снижением (планирует) по наклонной траектории под действием собственно веса. Горизонтальный полёт или полёт с набором высоты называется парением и осуществляется благодаря использованию энергии восходящих потоков воздуха (см. Парение планёра).

По назначению П. подразделяются на спортивные (рис.1), экспериментальные (рис. 2) и транспортно-десантные. Спортивные П. могут быть одно- и двухместными, стандартного (размах крыла до 15 м), открытого (без ограничений) и клубного классов. В зависимости от назначения различают учебные (рис. 3), пилотажные, тренировочные и рекордные П. Аэродинамическая компоновка П. (подобно самолётной) может быть различной (моноплан, биплан, «летающее крыло», бесхвостка и т. п.). Существуют также так называемые балансирные П. (управление осуществляется перемещением тела пилота, смотри также статью Дельтаплан).

Для взлёта и посадки П. оборудуется лыжным или колёсным шасси (у рекордных П. убираемым). Для взлёта П. используют резиновые амортизаторы, наземные мотолебёдки, автомобили, а также самолёты (наиболее распространённый способ). Балансирные и сверхлёгкие П. взлетают после разбега пилота с возвышенности. Существуют мотопланёры, для автономного старта которых применяются маломощные поршневые или реактивные двигатели (рис. 4). Для изготовления П. используется дерево, дуралюмин, стеклопластики и углепластики. Спортивные П. строят в основном из пластиков. Основные характеристики некоторых спортивных П. приведены в таблице.

Историческая справка. Создание П. и осуществление управляемых полётов на них предшествовали первым удачным полётам самолёта. Эксперименты с П. проводил Дж. Кейли в 1809—1853, опытные полёты на змеях-П. на расстояние до 30 м были осуществлены французским моряком Ж. М. Ле Бри в 1857—1868 и А. Ф. Можайским в 1876. Важное значение для развития авиации имели полёты на планерах О. Лилиенталя, построившего ряд удачных П. балансирного типа. Большой вклад в совершенствование конструкции П. внесли П. Пилчер (Великобритания) и О. Шанют (США). Братья О. и У. Райт, снабдив несколько увеличенную копию своего удачно летавшего П. аэродинамическими рулями и лёгким двигателем, получили самолёт, на котором совершили первый полёт в 1903. В дореволюционной России конструкции П. разрабатывали Н. Е. Жуковский, А. В. Шиуков, С. П. Добровольский.

Широкий размах планёростроение получило в СССР в 20—30‑х гг. Лучшие П. в этот период были созданы конструкторами О. К. Антоновым, К. К. Арцеуловым, В. К. Грибовским, Г. Ф. Грошевым, В. И. Емельяновым, С. В. Ильюшиным, С. П. Королёвым, В. С. Пышновым, М. К. Тихонравовым, Б. Н. Шереметевым, А. С. Яковлевым и другими. П. И. Гроховскому принадлежит идея использования П. для десантных целей. В 1932 был построен первый в мире 18-местный десантный П. «Яков Алкснис» конструкции Б. Д. Урлапова. В опытном конструкторском бюро Гроховского в 1935 был построен надувной резиновый одноместный П. Во время Великой Отечественной войны для десантирования и для снабжения партизан применялись П. А-7 конструкции Антонова, Гр-29 — Грибовского, КЦ-20 — Д. Н. Колесникова и П. В. Цыбина. В 1942 Антоновым был разработан П. КТ («Крылья танка») для транспортировки лёгких танков. Во время Второй мировой войны в США, Великобритании, Германии и Японии также использовались десантные многоместные П. После войны десантные П. строились и были на вооружении во многие странах (в СССР — Ил-32, Як-14, Ц-25). С появлением тяжёлых транспортных самолётов и вертолётов десантные П. утратили свою роль.

В 60—70‑х гг. широкое использование ламинарных профилей крыла и появление новых полимерных материалов позволило резко улучшить летно-технические данные спортивных П. (конструкций Антонова, Б. О. Карвялиса, Б. И. Ошкиниса). Первый в СССР стеклопластиковый П. БК-7 был создан Карвялисом в 1972.

2) Конструкция летательного аппарата (без двигателей, оборудования, вооружения).

Лит.: Шереметев Б. Н., Планеры, М., 1959; Костенко И. К., Сидоров О. А., Шереметев Б. Н., Зарубежные планеры, М., 1959; Замятин Б. М., Планеры н планеризм, М., 1974; Красильников А. П., Планеры СССР, М., 1991.

А. А. Бадягин, Ю. В. Макаров.

Рис. 1. Стеклопластиковый планёр ЛАК-12 (СССР).

Рис. 2. Экспериментальный планёр-бесхвостка «Дископлан II» конструкции М. В. Суханова (СССР).

Рис. 3. Планёр первоначального обучения ЛАК-14 (СССР).

Рис. 4. Мотопланёр МАК-15 МП конструкции М. А. Кузакова (СССР).