"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.

Табл. — Пилотажно-навигационные параметры и средства их измерения

Группы параметров

 

Измеряемый параметр

 

Приборы н датчики

 

Информационные системы

 

Параметры движения Центра масс летательного аппарата

Координаты текущего местоположения

 

-

 

Радиотехническая система ближней навигации, радиотехническая система дальней навигации, астроориентатор, инерциальная система, спутниковая система навигации

 

 

 

Высота полёта

 

Высотомеры

 

Система воздушных сигналов

 

 

 

Путевая скорость

 

-

 

Доплеровскнй измеритель, инерциальная система

 

 

 

Воздушная скорость

 

Указатели истинной

воздушной и приборной скоростей и числа Маха

 

Система воздушных сигналов

 

 

 

Вертикальная скорость

 

Вариометр

 

Система воздушных сигналов, инерциальная система

 

Параметры движения относительно центра

 

Курс

 

Авиационный компас (магнитный), гирополукомпас, астрокомпас

 

Курсовая система, курсовертикаль, инерциальная система

 

 

 

Крен, тангаж

 

Авиагоризонт

 

Гировертикаль, курсовертикаль, инерцнальная система

 

 

 

Углы атаки, скольжения

 

Указатели поворота и скольжения, датчик угла атаки

 

 

 

 

 

Угловые скорости

 

Датчик угловой скорости

 

Бесплатформенная инерциальная система (БИНС)

 

Параметры относительно движения Л А.'

Курсовой угол, дальность, отклонение от заданной линии снижения

 

Радиополукомпас, автоматический радиокомпас, дальномер

 

Радиолокатор, радиотехнические курсо-глиссадные средства посадки, радиотехнические средства межсамолётной навигации

 

Время

Полётное время

 

Часы

 

Бортовая система хранения времени

 

 

Крыло самолёта с двигателями, подвешенными на пилонах (а), и хвостовая часть фюзеляжа самолёта с двигателями, подвешенными на пилонах (б).

Контур пилотажно-навигационного оборудования.

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).

Табл. — Характеристики одноместных спортивных планеров

Планёр

 

Страна, год создания

 

Размах крыла, м

 

Площадь крыла, м2

 

Удлинение крыла

 

Взлётная масса, кг

 

Масса пустого планёра, кг

 

Максимальное аэродинамическое качество (Kmax)

 

Скорость полета при

Kmax, км/ч

 

ЛАК-12 «Литва»

СССР, 1979

 

20,42

 

14,63

 

28,5

 

650

 

340

 

48

 

113

 

SZD-42 «Янтарь-2»

Польша, 1976

 

20,5

 

14,24

 

29,2

 

450

 

250

 

48

 

90

 

«Нимбус-30»

ФРГ, 1986

 

24,6

 

16,85

 

36,0

 

750

 

400

 

57

 

125

 

JP-15/38 «Кармам»

Франция, 1979

 

15,0

 

11,0

 

20,6

 

420

 

210

 

38

 

100

 

MG-3-15L «Кондор»

Италия, 1979

 

15,0

 

11,25

 

20,0

 

510

 

340

 

42

 

115

 

SCHEMPP-NIRTH "VENTUS"

 

ФРГ, 1987

 

15.0

 

9,49

 

23,6

 

430

 

215

 

44

 

95

 

 

планерный спорт — один из видов авиационного спорта, соревнования на планерах в скорости, дальности полёта и прохождении специальной заданной дистанции. Соревнования могут проводиться как на одноместных, так и на двухместных планерах стандартного (с размахом крыла до 15 м) и открытого (без ограничений) классов.

Планеризм в России возник в начале XX в., когда стали организовываться первые кружки (организатором одного из них был К. К. Арцеулов — пилот-паритель №1) и проводиться соревнования планеристов. Энтузиастами планеризма были Н. Е. Жуковский, П. Н. Нестеров, Н. Б. Делоне, С. П. Добровольский. В 1908 на планёре собственно конструкции совершил полёты А. В. Шиуков. С полётами на планерах связано начало творческой деятельности известных учёных и конструкторов А. Н. Туполева, О. К. Антонова, А. С. Яковлева, В. М. Мясищева, В. П. Ветчинкина, Б. Н. Юрьева. На планёре собственно конструкции летал С. П. Королёв. Массовое развитие П. с. связано с деятельностью Общества друзей воздушного флота и Осоавиахима. Призыв Общества друзей воздушного флота «От модели к планёру, от планёра — к самолёту» способствовал не только увеличению числа созданных энтузиастами летательных аппаратов, но и активизации спортивной жизни, проведению соревнований планеристов. В 1923 в Крыму в поселке Коктебель (ныне поселок Планёрское) состоялись 1‑е Всесоюзные планёрные состязания, которые затем стали проводиться ежегодно. Неуклонно росли мастерство и достижения советских планеристов. К 1941 из 18 мировых рекордов, зарегистрированных Международной авиационной федерацией, 13 принадлежало спортсменам СССР. Рекордсменами мира были С. Н. Анохин, И. М. Сухомлин, В. М. Ильченко, М. К. Раценская, В. Л. Расторгуев, И. А. Карташов, В. А. Степанчонок, Е. И. Зеленко и другие.

В послевоенные годы П. с. получил дальнейшее развитие. В 1948 создана всесоюзная секция П. с. (с 1966 Федерация планёрного спорта СССР). С 1949 П. с. включён в Единую всесоюзную спортивную классификацию. В 1964 в Орле открыт Центральный планёрный аэроклуб, ставший основной учебно-методической базой планеризма.

Руководство П. с. в стране осуществлял ДОСААФ СССР. Подготовка спортсменов проводилась в планёрных школах, кружках, юношеских планёрных школах (ЮПШ), но главным образом в аэроклубах ДОСААФ, имевших планёрное звено и располагавших необходимой материальной базой — планерами, самолётами-буксировщиками, специальным имуществом (парашюты, барографы, транспортные тележки для эвакуации планеров с площадки и др.). Основными аппаратами были «Янтарь-стандарт» (стандартный класс), ЛАК-12 (открытый класс), учебно-тренировочный «Бланик» и ЛАК-16 (для ЮПШ).

Программа соревнований может включать полёты: по замкнутым маршрутам через один или несколько поворотных пунктов; в цель и на открытую дальность через один или несколько поворотных пунктов; в цель с возвращением к месту старта. Назначаемая дистанция 150—750 км. Соревнования могут проводиться в моноклассе (спортсмены выступают в одном классе планеров) или в смешанном классе (в этом случае для каждого типа планёра устанавливается специальный коэффициент его качества).

Маршруты полётов на всех классах планеров для мужчин и женщин должны быть раздельными.

В 1990 проведён 52‑й чемпионат СССР по П. с. (высшая лига — 28 мужчин, 13 женщин). В том же году состоялся 5‑й розыгрыш первенства СССР по П. с. среди юношей (14—16 лет), в программу которого входили 2 полёта на высоту 1 м и 3 полёта на высоту до 5 м. С целью выявления сильных и перспективных планеристов с 1983 ежегодно (с января по ноябрь) во всех организациях, занимавшихся П. с., проводились всесоюзные заочные соревнования. К участию в них допускались спортсмены, имевшие квалификацию не ниже 1‑го спортивного разряда. В программу этих соревнований входили полёты: на открытую дальность; в цель; в предписанном районе; по, треугольному маршруту на дальность и с числом облётов не более трёх. Минимальная дистанция маршрута 150 км.

За рубежом П. с. наиболее развит в ФРГ, США, Франции, Великобритании, Швеции, Новой Зеландии. Чемпионаты мира и Европы проводятся один раз в 2 года. Первый чемпионат мира состоялся в 1937 (Германия). Советские планеристы впервые приняли участие в 7‑м чемпионате мира (ПНР, 1958). По состоянию на 1 января 1991 из 70 мировых рекордов, регистрируемых Международной авиационной федерацией, 4 принадлежали советским планеристам (США — 12, другие страны — 54).

С середины 70‑х гг. за рубежом получило развитие строительство планеров с небольшими двигателями (мотопланёры), проводятся самостоятельные соревнования на таких аппаратах, ведётся отдельный учёт рекордов. С 1988 П. с. — олимпийский вид спорта.

Г. П. Поляков, М. Н. Смольков.

Планеристы готовятся к полёту.

Буксировка планёра самолётом.

планирование — полёт летательного аппарата со снижением по наклонной траектории с углом наклона менее 20{{°}} с выключенными или работающими с малой тягой движителями. При установившемся П. (при полёте с постоянной скоростью) силы, действующие на летательный аппарат, находятся в равновесии, при этом тяга движителей всегда меньше сопротивления аэродинамического (см. также Пикирование). Практически все самолёты могут совершать посадку из режима П.

платная нагрузка — см. в статье Нагрузка летательного аппарата.

Платонов Константин Константинович (1906—1984) — советский психолог, один из основоположников отечественной авиационной психологии, доктор медицинских (1953) и психологических (1972) наук, профессор (1954), заслуженный деятель науки РСФСР (1967). Окончил Харьковский институт народного образования (1929), Ленинградский государственный институт медицинских знаний (1930). В 1936 возглавил филиал Института авиационной медицины имени академик И. П. Павлова при Качинской авиашколе. Проводил исследования в области психологии лётного обучения, психологического анализа и рационализации методов наземной тренировки, отбора кандидатов для лётного обучения. Участник Великой Отечественной войны. В 1947—1959 проводил исследования психологии лётного труда (создал для этого специальный самолёт-лабораторию), оборудования кабины летательных аппаратов, проблем лётных способностей и структуры личности и других. Награждён орденами Красного Знамени, Отечественной войны 2‑й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями.

К. К. Платонов.

пленочное охлаждение поверхности — способ тепловой защиты, при котором охлаждающее вещество (газообразное или жидкое) вдувается в высокотемпературный поток газа через щель или проницаемый участок поверхности (перфорированный или пористый) и охлаждает не только область вдува охладителя, но и расположенный за ней участок поверхности, у которой создаётся тонкий слой (плёнка) относительно холодного газа (жидкости). В зоне вдува температура защищаемой поверхности приблизительно равна температуре вдуваемого газа; по мере удаления от зоны вдува температура поверхности повышается, приближаясь к температуре равновесной без вдува. Длина защищаемого участка поверхности возрастает с увеличением расхода охлаждающего газа. Обычно используется серия последовательно расположенных зон вдува охлаждающего газа. П. о. вдувом газа применяется для тепловой защиты камер сгорания и сопел воздушно-реактивных двигателей — для этого обычно используется воздух, отбираемый из тракта двигателя перед камерой сгорания. Конвективно-плёночное охлаждение применяется для лопаток турбин авиационных газотурбинных двигателей (см. Охлаждение двигателя).

П. о. вдувом жидкости используется для охлаждения и защиты от эрозии стенок камер сгорания и сопел жидкостных ракетных двигателей при высоких температураx, когда внешнее охлаждение стенок оказывается недостаточным. В качестве охладителя обычно используется горючее, которое подаётся на поверхность через щели или серию отверстий. Жидкость образует на поверхности тонкую плёнку, увлекаемую вследствие трения потоком газа. По мере движения жидкость испаряется, поглощая теплоту. Пары жидкости, поступая в пограничный слой, действуют на него так же, как газ, вдуваемый через пористую поверхность — увеличивают толщину слоя и уменьшают теплоотдачу. При достаточно большом значении Рейнольдса числа Re, определяемом по толщине плёнки, скорости жидкости и её вязкости, на ней образуются волны, и часть жидкости уносится в виде капель, не реализовав теплоту испарения.

Лит.: Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, под ред. В. К. Кошкина, М., 1975; Полежаев Ю. В., Юревич Ф. Б., Тепловая зашита, М., 1976.

В. Я. Боровой.

плечо оперения летательного аппарата — длина проекции на продольную ось летательного аппарата отрезка, соединяющего заданную точку на средней аэродинамической хорде крыла (обычно в диапазоне центровок летательного аппарата) с точкой, лежащей на ¼ средней аэродинамической хорды оперения летательного аппарата. В расчётах часто пользуются относительным П. о. — П. о., выраженным в долях средней аэродинамической хорды или размаха крыла. П. о. — один из основных параметров, определяющих эффективность оперения (см., например, Эффективность органов управления).

плоскопараллельное течение, плоское течение, —течение, в котором частицы газа движутся параллельно некоторой фиксированной плоскости, при этом в соответственных точках всех плоскостей, параллельных данной, газодинамические переменные имеют одинаковые значения. В декартовой системе координат с осью OZ, направленной перпендикулярно к данной фиксированной плоскости, газодинамические переменные П. т. не зависят от координаты z и удовлетворяют уравнениям с двумя независимыми переменными x и y.

плот надувной — спасательное средство, предназначенное для поддержания на плаву вне воды и защиты от окружающих неблагоприятных гидрометеоусловий одного или несколько человек (см. рис.). П. н. имеют одноместное или многоместное исполнение; обычно выполняются из двух (редко одной) надувных камер плавучести, днища и защитного тента. Камеры плавучести, а часто и днище надуваются от автономного источника сжатого газа. П. н. входят в состав аварийно-спасательного оборудования летательного аппарата и, как правило, оснащаются комплектом средств жизнеобеспечения, сигнализации и оказания первой помощи, а также аварийным радиомаяком (или радиостанцией).

Шестиместный спасательный надувной плот.

Плотников Павел Артемьевич (р. 1920) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1966), заслуженный военный лётчик СССР (1966), дважды Герой Советского Союза (1944, 1945). В Советской Армии с 1938. Окончил 3‑ю Новосибирскую военную авиационную школу (1940), Высшую офицерскую лётно-тактическую школу (1945), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженных Сил СССР (1960). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком, командиром звена и командиром эскадрильи бомбардировочного авиаполка. Совершил 343 боевых вылета. После войны на командных и штабных должностях в войсках и центральном аппарате МО СССР. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественной войны 1‑й степени, орденом Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в Барнауле.

Лит.: П. А. Плотников, в кн.: Боевая слава Алтая, 3 изд., Барнаул, 1978; Кузнецов И. И., Джога И. М., П. А. Плотников, в их кн.: Золотые Звезды Алтая, Барнаул, 1982.

П. А. Плотников.

площадей правило в аэродинамике: волновое сопротивление тонкого тела при нулевой подъёмной силе в транс- или сверхзвуковом потоке идеального газа определяется распределением S(x) площади поперечного сечения тела вдоль его оси и имеет то же значение, что и сопротивление тела вращения (эквивалентного тела), имеющего аналогичное распределение Sэкв(x) площади поперечного сечения. Волновое сопротивление тонкого тела можно вычислить, применяя импульсов теорему к некоторой (контрольной) поверхности, расположенной на достаточно большом расстоянии от него. На таких расстояниях поле течения, согласно правилу эквивалентности (см. Тонкого тела теория), не зависит от формы поперечного сечения тела, является осесимметричным и соответствует полю течения около эквивалентного тела вращения. Это и приводит в результате к П. п.

П. п. справедливо и для комбинации тонкого тела (фюзеляжа) с тонким крылом малого удлинения. При трансзвуковом обтекании это следует из принципа эквивалентности, который выполняется для конфигурации рассматриваемого типа, и Sэкв равна полной площади её поперечного сечения. При сверхзвуковых скоростях Sэкв вычисляется несколько иначе. Например, в случае осесимметричного фюзеляжа она определяется суммой Sэкв  =  Sф + Sкр, где Sф — площадь поперечного сечения фюзеляжа, Sкр — площадь проекции на поперечную плоскость сечения крыла плоскостью, составляющей угол Маха (см. Маха конус) с направлением набегающего потока.

Тела вращения, обладающие минимальным волновым сопротивлением при различных условиях имеют достаточно плавные обводы (см. Осесимметричное течение). Тогда из П. п. следует, что волновое сопротивление можно уменьшить путём обеспечения по возможности более гладкого и близкого к оптимальному распределения площадей поперечного сечения. Например, для комбинации «крыло — фюзеляж» с этой целью в месте расположения крыла у фюзеляжа должно быть предусмотрено сужение, компенсирующее увеличение полной площади сечения за счёт крыла.

Экспериментальные данные подтверждают П. п. и оно успешно применяется при разработке компоновок летательных аппаратов для уменьшения их волнового сопротивления.

Лит.: Эшли X., Лэндал М., Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов, пер. с англ., М., 1969.

В. Н. Голубкин.

«площадка» — ограниченный заданным временем участок прямолинейного горизонтального полёта летательного аппарата с постоянной скоростью и данными режимом работы силовой установки и конфигурацией летательного аппарата. Понятие «П». используется в лётно-испытательной практике.

площадь крыла — площадь проекции крыла на его базовую плоскость (см. Системы координат) при нулевом угле атаки (см. рис.). По геометрическому признаку различают площадь трапециевидной части крыла (иногда — треугольной)-без учёта наплывов крыла, полную П. к. — с учётом наплывов по передней и задней его кромкам; несущую П. к. — с учётом подфюзеляжной его части; омываемую часть крыла, находящуюся в потоке (равна полной площади крыла за вычетом его подфюзеляжной части). П. к. (полная и трапециевидная) включает площади закрылков, предкрылков, элеронов, элевонов, тормозных щитков, интерцепторов. К П. к. не относят площадь вертикальных законцовок крыла (см. Шайбы концевые), устанавливаемых для повышения аэродинамического качества самолёта и закрепляемых на концевых нервюрах крыла. По конструктивному признаку П. к. подразделяют на центропланную часть, вписанную, как правило, в обводы фюзеляжа (иногда частично выступает за его обводы) и консольную часть. У нёкоторых самолётов крыло не имеет центроплана (подфюзеляжной части).

Площадь крыла: а — трапециевидной части; б — полная; в — несущая; г — омываемой части.

ПМ-1 (пассажирский с двигателем «Майбах») — один из первых советских пассажирских самолётов (см. в статье Поликарпова самолёты).

По-2 — см. в статье Поликарпова самолёты.

поверхности рулевые — см. Рули управления.

поверхностные силы — силы, приложенные к поверхности элементарного объёма сплошной среды и обусловленные взаимодействием с частицами среды в соседних элементарных объёмах. Поскольку П. с. возникают при непосредственном механическом контакте между взаимодействующими элементами, их иногда называют также контактными силами. П. с. зависят от локальных свойств и характера движения среды.

П. с. характеризуются вектором напряжения pn представляющим собой предел отношения главного вектора П. с. к площади выделенной элементарной площадки dS при стремлении её к нулю. В общем случае вектор pn не совпадает с направлением внешней нормали n к dS, зависит от её ориентации и выражается через векторы px, py, pz, определяющие напряжения на площадках, ортогональных соответственно осям x, у, z:

pn  =  pxcosφx + pycosφy + pzcosφz,

где φx, φy, φz — углы между n и осями х, у и z.Каждый из векторов рx, ру, pz имеет вид:

pα  =  ipαx + jpαy + kpαz

где α — x,y,z — декартовы координаты, i, j, k — соответствующие единичные орты,

и, следовательно, компоненты этих векторов определяют собой напряжённое состояние среды в рассматриваемой точке поля течения (см. Тензор напряжений). При этом величины рxx, pyy, рzz называются нормальными напряжениями, а рxy, рxz, р, pyz, pzx, pzy — касательными напряжениями. В идеальной жидкости касательные напряжения равны нулю, а нормальные напряжения одинаковы по значению и не зависят от ориентации элементарной площадки. Понятие о П. с. является одним из фундаментальных в механике сплошных сред и используется при выводе уравнений, описывающих её движение.

В. А. Башкин.

поверхность тока — поверхность в поле течения, в каждой точке которой вектор скорости расположен в плоскости, касательной к этой поверхности в этой точке в данный момент времени. П. т. позволяют наглядно представить структуру потока около обтекаемого тела. Поскольку на П. т., согласно определению, выполняется условие непротекания, то при течении идеальной жидкости любую П. т. можно заменить твёрдой поверхностью — так называемый принцип затвердевания. В аэро- и гидродинамике этот принцип используется, например, при построении решений источников и стоков методом для «вырезки» из течений тел сложной конфигурации (например, волнолётов), которые сравнительно просто рассчитываются.

поворот на горке, ранверсман, — фигура пилотажа, состоящая из горки, разворота летательного аппарата на 180{{°}} без поворота вокруг продольной оси и пикирования в направлении, обратном направлению горки (см. рис.).

Поворот на горке.

повторно-статические испытания авиационных конструкций — разновидность усталостных испытаний, при которых все переменные нагрузки, возникающие в процессе эксплуатации летательного аппарата, включая высокочастотные нагрузки, заменяют эквивалентным действием переменных нагрузок низкой частоты, сформированным в виде программного блока, эквивалентно отражающего как функциональные, так и переменные нагрузки. Программный блок нагрузок воспроизводят в лабораторных условиях при помощи многоканальной системы нагружения с управлением от ЭВМ, .которая осуществляет: синхронное формирование изменений нагрузки по каждому из каналов нагружения; воспроизведение их при помощи следящих электрогидравлических приводов; контроль за нагружением и аварийную разгрузку в случае превышения заданного значения нагрузки. Результаты П.-с. и. используются для определения ресурса летательного аппарата. повторяемость нагрузок в эксплуатации летательного аппарата — интегральная характеристика числа нагружений летательного аппарата или его отдельных частей в период эксплуатации, определяемая числом возникающих нагрузок, равных и больших заданного уровня на 1 ч полёта (Ft) или на единицу пути (FL). П. н. для посадки летательного аппарата определяется числом нагрузок на одну посадку. П. н. представляется в форме кривых повторяемостей (рис. 1), которые получаются по результатам статистических измерений нагрузок в эксплуатации летательного аппарата или в ходе специальных лётных испытаний. П. н. при манёврах самолётов характеризуется функцией Ft числа перегрузок n, при полёте в неспокойном воздухе — повторяемостью FL эффективных порывов ветра Wэф (рис. 2). Повторяемость манёвренных перегрузок зависит от типа самолёта и ограничения перегрузки; для положительных и отрицательных приращений перегрузок типична асимметрия кривых Ft (см. рис. 1). Повторяемость Wэф зависит от высоты полёта, времени года и географического района эксплуатации самолёта; повторяемость положительных и отрицательных Wэф одинакова. П. н. при взлётах и посадках в значительной мере зависит от характеристик взлётно-посадочных устройств.

П. н. используется для определения числа действующих нагрузок (перегрузок) различного уровня при установлении ресурса самолёта по условиям сопротивления усталости; при этом число перегрузок N в интервале (n-{{}}n/2, n + {{}}n/2) на 1 ч полёта определяется соотношением N  =  Ft(n-{{}}n/2)-F{{L}}(n + {{}}n/2), где {{}}n  =  n-1 — приращение перегрузки. П. н. также используется для определения функции распределения экстремальных значений Фmax внешних нагрузок при определении эксплуатационных нагрузок в расчётах статической прочности: Фmax  =  ехр(-F{{,}}t), где t — время эксплуатации (в ч) каждого самолёта.

В. М. Чижов.

погода — состояние атмосферы Земли в рассматриваемом месте в определенный момент или за ограниченный промежуток времени (сутки, месяц, год). П. характеризуется атмосферным давлением, температурой, влажностью воздуха, скоростью и направлением ветра, количеством и формой осадков, облаками и другими атмосферными явлениями. С развитием авиации возникло понятие о П. в свободной атмосфере, возросло значение такого элемента, как метеорологическая дальность видимости.

П. в любой точке земного шара непрерывно изменяется в течение не только суток, но и нескольких минут. Часть этих изменений носит периодический характер в зависимости от действия солнечной радиации и вращения Земли вокруг своей оси (суточные изменения) или вокруг Солнца (годовые изменения). Непериодические изменения П. связаны с атмосферной циркуляцией и зависят от восходящих и нисходящих движений воздуха. С высотой интенсивность непериодических изменений П. уменьшается, однако в верхней тропосфере бывают резкие усиления ветра и атмосферной турбулентности, связанные со струйными течениями, учёт которых важен для авиации. Наиболее существенное значение для авиации имеют дальность видимости и высота облачности в районе аэродрома (см. Минимум погодный).

пограничный слой — тонкий по сравнению с характерным линейным размером тела слой жидкости или газа, прилегающий к твёрдой поверхности, в котором градиенты газодинамических переменных в нормальном к стенке направлении столь велики, что инерционные силы и силы трения имеют здесь один и тот же порядок. П. с. образуется при больших Рейнольдса числах Re  =  QVL/{{μ}}, где V — характерная скорость, L — характерный линейный размер, {{μ}} — характерная динамическая вязкость, Q — характерная плотность.

Понятие П. с. для анализа движения жидкости при больших числах Рейнольдса было предложено Л. Прандтлем (1904). Согласно Прандтлю задача об обтекании тела потоком вязкой жидкости распадается на две самостоятельные задачи: задачу об обтекании тела потоком идеальной жидкости, которая описывается Эйлера уравнениями, и задачу о движении вязкой жидкости в П. с., которая описывается уравнениями П. с. (уравнениями Прандтля). При этом, чтобы получить уравнения ламинарного пограничного слоя, используют уравнения Навье — Стокса; уравнения же турбулентного пограничного слоя получают из уравнений Рейнольдса. В обоих случаях уравнения П. с. имеют одинаковую структуру и для стационарного плоскопараллельного течения принимают вид:

{{формула}}

где х, у — криволинейные ортогональные координаты (координатная линия y  =  0 лежит на обтекаемой поверхности), u, {{υ}} — проекции вектора скорости на координатные линии х и у соответственно, р — давление,

{{формула}}

— касательное напряжение трения, {{μ}}т — турбулентная динамическая вязкость. Решение этой системы уравнений удовлетворяет условиям прилипания и непротекания на обтекаемой поверхности: u  =  {{υ}}  =  0 при у  =  0 и условию сращивания с внешним невязким потоком: u→u{{c}} при y{{→∞}}, где u{{,}} — скорость потока на внешней границе П. с. В отличие от уравнений Навье — Стокса и Рейнольдса, полученная система уравнений относится к параболическому типу; при её интегрировании величины u{{,}}(x) и р(х) — известные функции, представляющие собой распределения соответствующих величин вдоль поверхности тела при обтекании его потоком идеальной жидкости. Вследствие этого значительно упрощается математический анализ задачи.

Прандтль получил уравнения П. с. для ламинарного течения около прямолинейной стенки путём оценки обусловленных вязкостью и инерционностью членов, входящих в уравнения Навье — Стокса, и сохранением только главных членов. Он показал, что толщина П. с. {{δ}}~O({{ε}}), u~O(l), {{υ}}~O({{ε}}), где {{ε}}  =  Re-0,5. В 1927 немецкий учёный Р. Мизес (R. Mises) дал более формализованный, но вместе с тем и более строгий вывод уравнений П. с. Рассматривая плоскопараллельное ламинарное течение жидкости около криволинейной поверхности, он записал уравнение неразрывности и уравнения Навье — Стокса в безразмерном виде и произвёл преобразования: y  =  {{ε}}Y, {{υ}}  =  {{ευ}}. Если в преобразованных уравнениях совершить предельный переход {{ε→}}0, то получаются уравнения П. с., то есть они являются предельной формой уравнений Навье — Стокса, получающейся в определенных условиях при Re{{→∞}}. В последующие годы была установлена более глубокая, асимптотическая природа такого подхода к решению задачи.

Уравнения плоского П. с. после некоторых преобразований могут быть приведены к интегральному соотношению Т. Кармана (1921):

{{формула}}

здесь тω — касательное напряжение трения на поверхности тела). Величины {{δ}}* и {{δ}}** имеют размерность длины, являются интегральными характеристиками П. с. и играют важную роль в теории П. с. Величина {{δ}}* называется толщиной вытеснения и представляет собой расстояние по нормали к обтекаемой поверхности, которое определяет смещение линий тока вследствие вытесняющего действия П. с. Величина {{δ}}** называется толщиной потери импульса и характеризует изменение количества движения массы жидкости, протекающей через рассматриваемое сечение П. с. вследствие действия сил трения. В последующие годы были получены интегральные соотношения высших порядков: энергетическое соотношение (Л. С. Лейбензон, 1935), уравнение моментов k-ro порядка k{{ >  = }}1 (В. В. Голубев, 1936); при этом уравнение моментов 1‑го порядка совпадает с энергетическим соотношением.

Для исследования нелинейных уравнений П. с. используются различные подходы, связанные с введением новых зависимых и независимых переменных. Несмотря на всё их многообразие, можно выделить три принципиально различных подхода.

1. Решение задачи в переменных подобия, когда в качестве искомой функции выбирается функция тока {{φ}}(x, у) и вводятся преобразования

{{φ}}(x,y)  =  (2{{ξ}})1/2f({{ξη}})

{{формула}}

в результате которых уравнения П. с. сводятся к уравнению

{{формула}}

с граничными условиями

f({{ξ}}, 0)  =  f'({{ξ}}, 0)  =  0, f'({{ξ}}, {{}} )  =  1.

Здесь β  =  2ξ(du{{e}}/d{{ξ}})/u{{e}}, и штрих обозначает дифференцирование по η. В точке {{ξ}}  =  0 (x  =  0), где начинает формироваться П. с., уравнение в частных производных вырождается в обыкновенное дифференциальное уравнение, решение которого определяет собой начальное условие для исследуемой задачи. Переменные подобия впервые был» введены немецким учёным Г. Блазиусом (Н. Blasius, 1907); эти переменные очень удобны для численного анализа и широко используются в практике инженерных расчетов.

2. Решение задачи в переменных Мизеса, когда в качестве независимых переменных выбираются функция тока {{φ}} и координата х, а в качестве искомой функции — g (х, {{φ}})  =  р/Q + a2/2. В результате этих преобразований уравнения П. с. записываются в следующем виде:

{{формула}}

с граничными условиями

g(x, 0)  =  p/Q, g(x, ∞)  =  Р/Q + u2{{e}}/2.

Переменные Мизеса наиболее чётко раскрывают математическую природу уравнений П. с. как уравнений параболического типа. Вместе с тем их использование для численного анализа несет определенные трудности, поскольку на поверхности тела решение в общем случае является сингулярным (д2g/д{{φ}}2д{{→∞}} при {{φ→∞}}).

3. Решение задачи в переменных Л. Крокко(1946), когда в качестве независимых переменных берутся x и u, а в качестве зависимой переменной — напряжение трения {{τ}}. В результате соответствующих преобразований приходим к уравнению

{{формула}}

с граничными условиями

{{формула}}

В переменных Крокко порядок уравнения понижается на единицу, а независимые переменные изменяются на конечном интервале. Всё это делает очень привлекательным применение этих переменных для численного анализа. Вместе с тем их использование накладывает ограничения на класс рассматриваемых течений в силу необходимого условия монотонности профиля скорости u (следствие требования взаимооднозначного соответствия физических и преобразованных плоскостей). Кроме того, на внешней границе П. с. решение теряет аналитичность: д{{τ}}/дu{{→∞}} при u{{}}u{{e}}. Но эти ограничения не препятствуют широкому применению переменных Крокко для исследования практических задач.

Уравнения П. с. явились мощным и эффективным инструментом исследования прикладных задач; с другой стороны, развитие теории П. с. происходило под влиянием запросов практики, в первую очередь со стороны авиации. Примерно до начала 40‑х гг., когда скорости движения самолётов были относительно невелики и можно было не учитывать сжимаемость воздуха, основное внимание уделялось исследованию несжимаемого П. с. Поскольку внимание акцентировалось на аэродинамику крыла, а самолёты имели крылья большого удлинения, рассматривался преимущественно двумерный П. с. В силу слабого развития вычислительной техники применялись главным образом приближённые методы анализа (точные методы использовались для решения частных задач, когда уравнения П. с. сводятся к обыкновенному дифференциальному уравнению — автомодельные решения). Большая группа приближённых методов основана на использовании интегрального соотношения Кармана, когда несущественна «тонкая» структура П. с. и необходимо определить с приемлемой для практики точностью сопротивление трения. Для этого профиль скорости и аппроксимируется некоторым выражением (например, с помощью интеграла ошибок u/ue  =  erf{a(x)y}, которое после удовлетворения граничным условиям содержит неизвестную функцию от х. Если аппроксимирующее выражение подставить в интегральное соотношение Кармана, то после выполнения всех операций получается обыкновенное дифференциальное уравнение для определения неизвестной функции. Это уравнение интегрируется каким-либо известным способом. Среди методов этой группы наиболее известен метод Кармана — Польхаузена, основанный на использовании П. с. конечной толщины и на аппроксимации профиля скорости полиномом четвёртой степени. Использование интегральных соотношений высших порядков позволяет аппроксимировать профиль скорости выражением, которое содержит большое число неизвестных функций. Это приводит к повышению точности расчёта с одновременным увеличением трудоёмкости вычислений.

В период Второй мировой войны скорости полёта значительно возросли; при расчёте аэродинамических характеристик самолётов возникла необходимость учитывать сжимаемость среды, и поэтому стала интенсивно развиваться теория сжимаемого П. с. (в основном применительно к совершенному газу). Здесь большую роль сыграло преобразование А. А. Дородницына (1942), которое уравнения сжимаемого П. с. приводит к виду, очень близкому к уравнениям несжимаемого П. с. В это же время усилился интерес к осесимметричному П. с., поскольку носовые части фюзеляжей самолётов стали выполняться в виде осесимметричных тел. В теории осесимметричного П. с. важную роль сыграло преобразование Манглера (1945) — Степанова (1947), с помощью которого уравнения осесимметричного П. с. сводятся к уравнению плоского П. с., и, следовательно, эти два разных типа течения можно исследовать по одной и той же методике. В последующие годы в связи с выходом на сверхзвуковые скорости полёта и применением крыльев малого удлинения стало много внимания уделяться исследованию трёхмерного П. с.; Успехи в этом направлении во многом обусловлены появлением и быстрым развитием ЭВМ и разработкой точных методов численного анализа.

При сверхзвуковых скоростях движения самолетов и других летательных аппаратов имеет место аэродинамическое нагревание обтекаемой поверхности, которое также исследуется в рамках теории П. с. В связи с этим началась интенсивная разработка теории и методов анализа П. с. для сложных моделей движущейся среды: газ с постоянным молекулярным весом и переменный удельными теплоёмкостями, Равновесно диссоциирующий газ и др. При том большую роль начинают играть различные эффекты (излучение, явление поглощения энтропийного слоя в П. с. и т. д.), которые не встречались при дозвуковых скоростях движения или их значение было несущественно. Однако наличие мощных ЭВМ и эффективных методов численного анализа позволяет успешно решать всё возрастающие по трудности прикладные задачи.

В рамках уравнений П. с. можно эффективно исследовать другие типы течений, например, истечение жидкости или газа из отверстий и насадков, течение в дальнем следе за телом и другие.

Лит.: Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, пер. с нем., М., 1974; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости н газа, 6 изд., М., 1987.

В. А. Башкин.

подвесной контейнер — стандартный жёсткий корпус обтекаемой формы с отсеками (иногда герметичными) внутри, предназначенный для внешней подвески к летательного аппарата с целью транспортировки груза, оборудования, вооружения. П. к. крепится к летательному аппарату на унифицированных замках, а его оборудование подключается к бортовым системам питания и дистанционного управления. Впервые П. к. разработал и применил на самолёте ТБ-1 П. И. Гроховский (1931, СССР). Под самолёт подвешивалось одиннадцать П. к. для транспортировки десантников или грузов. В 1949 был разработан П. к. для самолёта Ту-4. Два П. к. под крыльями позволяли транспортировать два автомобиля.

Современные П. к. — сменные подвесные устройства к военным летательным аппаратам — служат в основном для повышения их боевой эффективности. В П. к. размещают неуправляемые ракеты, пулемётно-пушечное вооружение (см. рис.), кассетные бомбы, радиолокационное или фоторазведывательное оборудование.

Подвесной контейнер с пушкой к истребителю F-100 (США).

подвесной топливный бак — см. в статье Топливный бак.

подкрылок — элемент механизации крыла, предназначенный для увеличения подъёмной силы путём изменения площади и профиля крыла. П. представляет собой

несущую поверхность крыльевого профиля, отклоняемую вниз со смещением назад за контур задней кромки крыла с образованием профилированной щели между крылом и верхней частью П. (см. рис.). В нейтральном положении П. помещается под крылом (отсюда название) в углублении хвостовой части вдоль размаха и расположен только снизу его поверхности, не выступая на поверхность крыла сверху (в отличие от закрылка). П. обычно бывает щелевым, действие его аналогично действию подвесного закрылка. П. использовались в 40‑е гг.

Подкрылки: а — Фаулера, б — ЦАГИ.

подлёт — вид испытаний самолёта, обычно предшествующий вылету первому опытного образца; элемент подготовки экипажа и летательного аппарата к лётным испытаниям. Включает разбег, подъём на небольшую высоту (не более 1 м в первом П. и не более 1,5—2 м в последующих), полёт на этой высоте продолжительностью до 8—10 с, приземление на взлётно-посадочную полосу и пробег с использованием всех штатных тормозных устройств (тормозов, парашюта, устройств реверсирования тяги). Режим работы двигателей форсажный или максимальный. По результатам П. окончательно уточняются условия проведения первого вылета опытного самолёта.

подобия законы в аэродинамике. Включают: а) ограничения на класс рассматриваемых движений газа, форму тел и условия на их поверхности (обеспечивающие однозначную зависимость характеристик течения от так называемых определяющих параметров; б) способ масштабирования характеристик течения (вид переменных подобия); в) подобия критерии. Основным содержанием П. з. является совпадение количественных характеристик течений, записанных в переменных подобия, при равенстве численных значений критериев подобия.

Наиболее общие П. з. могут быть получены с помощью теории размерности без рассмотрения уравнений движения газа, если для течения выбранного класса известна полная совокупность определяющих параметров. При этом вид переменных подобия может быть достаточно произвольным, удовлетворяя одному условию: масштабированные характеристики течения должны быть безразмерными; для масштабирования выбираются любые входящие в задачу параметры, но, как правило, так, чтобы безразмерные величины имели порядок единицы. Критериями подобия является любой полный набор независимых безразмерных степенных одночленов, составленных из определяющих параметров. Иллюстрацией может служить П. з. для случая обтекания покоящихся тел однородным стационарным потоком вязкого совершенного газа при следующих дополнительных ограничениях на класс течения: а) теплопроводность газа пропорциональна вязкости ({{λ}}  =  с{{μ}}), а зависимость вязкости {{μ}} от температуры Т степенная: {{μ}}{{~}}Т{{ω}} (с, {{ω}} — некоторые постоянные); б) скорость газа на поверхности тел равна нулю (условие прилипания), а температура газа у поверхности совпадает с температурой поверхности тела (T{{ω}}  =  const); в) тела геометрически подобны, углы натекания на тела невозмущенного потока фиксированы; г) излучением и массовыми силами можно пренебречь. Выбранный класс течений зависит от десяти определяющих параметров: термодинамических констант газа (постоянных с, {{ω}}, удельных теплоёмкостей газа ср, cv), параметров набегающего потока (скорости V{{}}, давления p{{}} плотности Q{{}}, и вязкости {{μ}}, характерного размера L и температуры тела. Безразмерные степенные одночлены, составленные из определяющих параметров, образуют шесть критериев подобия: Маха число М, Рейнольдса число Re, Прандтля число Рr, показатель адиабаты {{λ}}, показатель степени {{ω}}, отношение температур тела и набегающего потока (температурный фактор). Один из основных выводов П. з.: при выполнении условий подобия аэродинамические коэффициенты тел одинаковы, изменяясь в случае нестационарности течения с характерным периодом времени, пропорциональным значению L/V{{}}.

П. з., следующие из теории размерности, основаны лишь на наиболее общих соотношениях между характеристиками течений, не связанных с конкретными особенностями соответствующих уравнений движения. Использование особенностей уравнений движения позволяет в ряде случаев получить П. з. с меньшим числом критериев подобия или снять некоторые ограничения на класс рассматриваемых течений. Как правило, такие П. з. относятся к более частным видам течений, которые могут быть описаны упрощенными уравнениями. Примером может служить П. з. для случая стационарного обтекания тонких тел сверх- и гиперзвуковым однородным потоком идеального газа (под тонкими понимаются тела, имеющие малые углы наклона {{τ}} поверхности к вектору скорости набегающего потока V{{}} характерный угол наклона {{τ}} <  < 1). Дополнительные ограничения: массовыми силами и излучением можно пренебречь; тела подобны, отличаясь двумя характерными масштабами — масштабом L в направлении V{{}}, и масштабом, пропорциональным {{τ}}L в плоскости, перпендикулярной вектору V{{}}. Линеаризация уравнений движения при сверхзвуковых скоростях и отбрасывание членов порядка {{τ}}2 при гиперзвуковых скоростях после перехода к безразмерным соотношениям при так называем аффинном преобразовании геометрических координат приводят к П. з., содержащему критерий подобия {{τ}}22{{}}-1)-1. П. з., полученный в предыдущем примере, при тех же ограничениях на класс течений содержит два критерия подобия (М{{}}, {{τ}}), требуя геометрического подобия обтекаемых тел (или же введения дополнительного критерия подобия {{τ}}). Один из основных выводов из полученного П. з. для тонких тел: при выполнении условий подобия коэффициент давления ср  =  (р-р{{}})/(Q{{}}V2{{}}/2) в соответственных точках поля течения пропорционален {{τ}}2 [обратно пропорционален величине (М2{{}}-1)]; здесь р — давление в рассматриваемой точке.

П. з. нашли широкое применение в практике аэродинамических исследований. Они являются основой методов моделирования натурных течений при режимах обтекания, достижимых в лабораторных условиях. Обработка результатов эксперимента в переменных подобия и учёт параметрической зависимости полученных характеристик от критериев подобия позволяют сократить число необходимых испытаний.

Лит.: Биркгоф Г., Гидродинамика, пер. с анг., М., 1963; Коул Дж., Методы возмущений в прикладной математике, пер. с англ., М., 1972; Седов Л. И., Методы подобия и размерности в механике, 10 изд., М., 1987; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 6 изд., М., 1987.

В. В. Михайлов.

подобия критерии, подобия параметры, — безразмерные независимые функции от определяющих течение параметров (например, скорости, плотности и давления невозмущенного потока, размера тела и т. п.). Фиксирование значений указанных функций обеспечивает подобие соответствующих этим значениям движений газа, задавая необходимые связи между определяющими параметрами. Подобными называются течения, которые разнятся лишь масштабами одноимённых количественных характеристик. Путём масштабирования численные значения характеристик подобных течений должны приводиться к единому виду, что является необходимым и достаточным условием подобия.

П. к. существуют для классов течений, однозначно зависящих от значений определяющих параметров, и могут быть найдены с помощью того или иного способа масштабирования, приводящего характеристики течения к безразмерному виду. Безразмерные определяющие параметры, полученные при указанном преобразовании, согласно определению, могут быть выбраны в качестве П. к. Число П. к. не может превышать максимально возможного числа n — m независимых безразмерных степенных одночленов, составленных из n определяющих параметров (m — число определяющих параметров с независимыми размерностями). Вид П. к. достаточно произволен. Например, любые алгебраические комбинации, составленные из П. к., будут также П. к. при условии взаимно однозначного соответствия численных значений исходных и преобразованных П. к. Таким образом, число П. к. при выбранном способе масштабирования неизменно. Для течений наиболее общего вида уравнения, связывающие характеристики течений, допускают масштабирование, приводящее лишь к максимально возможному числу П. к., равному n — m. В этих случаях в качестве П. к. используются, как правило, независимые безразмерные степенные одночлены из определяющих параметров, входящие в коэффициент безразмерных уравнений движения и краевых условий. Часть П. к. такого вида, имеющих чёткий физический смысл, названа именами выдающихся учёных. Абсолютное значение указанных П. к. позволяет судить о степени влияния на течение тех или иных эффектов, например, вязкости газа (Рейнольдса число), сжимаемости (Маха число), нестационарности (Струхала число) и т. п. Число П. к. может быть и меньшим значения n — m для некоторых частных случаев течений, описываемых существенно упрощёнными приближенными уравнениями (см. также Подобия законы).

В. В. Михайлов.

подогреватель в аэродинамической трубе — элемент гиперзвуковой аэродинамической трубы для подогрева рабочего газа до температуры, предотвращающей конденсацию газа в её рабочей части или более высокой. При использовании воздуха в качестве рабочего газа с полным давлением р0  =  МПа подогрев необходимо производить уже при Маха числе М > 4; при М  =  10 температура подогрева достигает значения T0  =  1000 К. При тепловом моделировании, когда становится существенным влияние реального газа эффектов, нужно подогреть поток до нескольких тысяч К. В гиперзвуковых аэродинамических трубах непрерывного действия используются П. самого разнообразного устройства. Для подогрева газа до ~1100 К применяют омические П., насадка которых выполняется из электропроводящего жаропрочного материала (нихрома и др.). Для подогрева газа до 2000—2500 К используются омические графитовые П., регенераторы с керамической насадкой, которая предварительно разогревается продуктами сгорания природного газа или керосина, электрический разряд в замкнутом объёме и адиабатическое сжатие. Для получения потока газа с температурой, превышающей 2000 К, обычно применяют электродуговые П. (ЭДП), в которых газ нагревается в электрической дуге. Существует ряд конструктивных схем ЭДП с продольным и поперечным обдувом дуги рабочим газом, в которых стабилизация положения дуги осуществляется аэродинамическими, электрическими и электромагнитными силами. В качестве электродов используются теплопроводные термостойкие материалы (медь, вольфрам, графит и другие). Потребляемая мощность П. изменяется от нескольких кВт до десятков МВт.

А. Л. Искра.

подсасывающая сила — сила, которая возникает на передней кромке тонкого профиля при его движении в жидкости (газе) под углом атаки и совпадает по направлению со скоростью его движения. В случае безотрывного обтекания идеальной несжимаемой жидкостью плоской пластины под углом атаки скорость течения на передней кромке обращается в бесконечность, и, согласно Бернулли уравнению, здесь возникает бесконечно большое отрицательное давление (разрежение), приводящее к появлению сосредоточенной силы, которая направлена вперёд по движению и называется П. с. Эта сила благоприятно воздействует на аэродинамические характеристики, уравновешивая противоположно направленную проекцию сил гидродинамического давления, приложенных к обтекаемой поверхности пластины. В результате лобовое сопротивление обращается в нуль (Д'Аламбера — Эйлера парадокс). Если передняя кромка имеет малый (но отличный от нуля) радиус кривизны, то суммарное действие пониженных давлений на такую кромку будет эквивалентно сосредоточенной П. с. Возникает П. с. при обтекании профиля дозвуковым потоком газа. При переходе к сверхзвуковым скоростям картина обтекания принципиально меняется — область сильного разрежения в окрестности острой передней кромки не образуется, и П. с. отсутствует. Однако в реальной жидкости (газе) влияние вязкости может привести к существенной перестройке течения, в частности к срыву потока с передней кромки. Из-за этого благоприятный эффект П. с. проявляется лишь частично или исчезает совсем.

В. И. Голубкин.

подхват — увеличение угла атаки и нормальной перегрузки (самопроизвольное при полёте с фиксированной ручкой управления или чрезмерно большое при её перемещении лётчиком) вследствие значительного уменьшения продольной устойчивости самолёта. В различной степени проявляется на всех сверхзвуковых самолётах при торможении в трансзвуковом диапазоне скоростей полёта. В отдельных случаях, когда, например, неблагоприятны аэродинамические характеристики летательного аппарата или характеристики его систем управления, П. может возникнуть из-за местной неустойчивости по перегрузке на больших углах атаки вследствие инерционного взаимодействия (см. также Инерционное вращение) при превышении критического значения скорости крена. Наиболее эффективным путем устранения П. является применение автоматики в системе управления летательным аппаратом. Однако при проектировании автоматических систем управления необходимо учитывать, что П. может возникать и в результате выхода на ограничение сигналов датчиков обратных связей по параметрам движения самолёта.

подъемная сила — проекция главного вектора аэродинамических сил (см. Аэродинамические силы и моменты), приложенных к обтекаемой поверхности тела, на нормаль к направлению его движения. Объяснение механизма образования и определение П. с. (так же, как и сопротивления аэродинамического) являются фундаментальными проблемами аэродинамики, в разработку которых внесли вклад многие выдающиеся учёные мира.

Появление П. с. Y при обтекании профиля и крыла потоком несжимаемой жидкости объяснил Н. Е. Жуковский (1906), связав её с образованием вихрей в потоке; П. с. Y профиля связана с циркуляцией скорости Г вокруг него соотношением (см. Жуковского теорема)

Y  =  {{ρ}}V{{}}Г,

где {{ρ}} — плотность жидкости, V{{}} — скорость набегающего потока. Поскольку возникновение вихрей в потоке идеальной жидкости невозможно, то появление их и, следовательно, П. с. есть результат проявления неидеальных свойств среды — действия трения. Несмотря на это, механизм образования П. с. моделируется в рамках теории идеальной жидкости путём введения циркуляции скорости, значение которой определяется на основе Чаплыгина-Жуковского условия (постулата) о конечности скорости на задней кромке профиля и крыла, при полнении этого условия около профиля реализуется такое поле течения, при котором на его верхней стороне имеет место разрежение, а на нижней — повышение давления; этот перепад давлений определяет П. с. профиля.

В сжимаемом дозвуковом потоке существует такой же механизм образования П. с., который также моделируется в рамках теории идеального газа. Для тонких профилей обычно используется линеаризированная теория, согласно которой для заданного профиля значения П. с. для сжимаемой (Yсж) и несжимаемой (Yн) жидкостей с одинаковыми параметрами на бесконечности связаны между собой соотношением (см. Прандтля — Глауэрта теория):

Yсж  =  Yн/(1-М2{{}})1/2,

где М{{}} < 1 — Маха число полёта.

Такой механизм образования П. с. обусловил типичную конфигурацию дозвукового самолёта, в которой чётко разделены функции между крылом и фюзеляжем: крыло — для получения П. с., фюзеляж — для размещения экипажа, оборудования и полезной нагрузки.

При сверх- и гиперзвуковых скоростях полёта (М{{}} > 1) механизм создания П. с. иной. При этих скоростях на наветренной стороне профиля образуется область повышенного давления (pнв > p{{}}) из-за сильного торможения потока в скачках уплотнения, а на подветренной — область разрежения (p{{}} > рпв≥0; рнв, рпв,p{{}} — соответственно давления на наветренной и подветренной сторонах и в набегающем потоке). С увеличением числа Маха вклад подветренной стороны в создание П. с. быстро уменьшается. Этот механизм образования П. с. также моделируется в рамках теории идеального газа. Кроме того, он в общих чертах соответствует теории «ударного» возникновения давления при обтекании тела, которую предложил И. Ньютон (см. Ньютона теория обтекания), что и обусловило широкое применение формулы Ньютона, связывающей давление с местным углом наклона поверхности к направлению набегающего потока, для оценки аэродинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов.

Другой механизм образования П. с. при сверхзвуковых скоростях полёта привёл к изменению конфигурации сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов, у которых уже нет строгого разделения функции между крылом и фюзеляжем, и, по существу, вся его наветренная сторона принимает участие в создании П. с. В связи с этим рассматривается даже специальный класс летательных аппаратов — волнолёты, П. с. которых создаётся за счет сжатого слоя за ударной волной.

Всплывную силу также часто называют П. с.

В. А. Башкин.

подъемник шасси — механизм убирания и выпуска шасси летательным аппаратом. При появлении первых конструкций убираемого шасси использовался П. ш. с ручным приводом (например, на самолёте-амфибии Грумман JF-1). затем ручной привод применялся лишь в аварийной системе выпуска шасси. Электропривод П. ш. имеет недостаточную надёжность, поэтому большинство современных летательных аппаратов оборудованы гидроприводом как в основной, так и в аварийной системах убирания и выпуска шасси. Основным требованием, предъявляемым к П. ш., кроме надёжности работы и минимальной массы, является быстродействие, так как быстрота убирания шасси влияет на повышение скороподъёмности летательного аппарата.

подъемно-маршевый двигатель (ПМД) — авиационный газотурбинный двигатель, отличающийся возможностью использования вертикальной составляющей его тяги для обеспечения вертикального взлета и посадки (а также «висения») или сокращения потребной длины взлётно-посадочной полосы. ПМД предназначены для установки на самолёт вертикального взлёта и посадки или самолета короткого взлета и посадки и в зависимости от схемы силовой установки самолёта могут обеспечивать весь полёт (включая взлёт и посадку) как самостоятельно, так и в комбинации с подъемными двигателями, работающими только на режимах взлёта и посадки. Помимо создания вертикальной составляющей тяги (при взлёте, посадке и малых скоростях полёта) ПМД участвует в обеспечении стабилизации положения самолёта в воздухе и управления им в тех случаях, когда обычные аэродинамические рули неэффективны. Изменение направления тяги ПМД достигается поворотом одного, двух или четырёх реактивных сопел. Эксплуатация самолёт вертикального взлёта и посадки при вертикальном взлёте и посадке связана с неравномерным попаданием на вход в ПМД горячих газов, отражённых от поверхности аэродрома или палубы корабля, что вызывает необходимость обеспечения повышенных запасов газодинамической устойчивости двигателя и вертикальной составляющей тяги. В 80‑х гг. ПМД использовались на зарубежных и советских самолётах вертикального взлёта и посадки [например, «Пегас» фирмы «Роллс-Ройс» на самолёте «Харриер», Р27В-300 (см. статью AM) на Як-38]. К ПМД следует отнести и двигатели, не имеющие поворотных сопел, но устанавливаемые в поворотные мотогондолы летательных аппаратов (например, на преобразуемом аппарате XV-15 фирмы «Белл»).

Лит.: Пономарев Б. А., Двухконтурные турбореактивные двигатели, М., 1973; Нечаев Ю. Н., Федоров Р. М., Теория авиационных газотурбинных двигателей, т. 2, М., 1978; Павленко В. Ф., Силовые установки с поворотом вектора тяги в полете, М., 1987.

О. Н. Фаворский.

подъемный газ — более лёгкий по сравнению с атмосферным воздухом газ, которым наполняют оболочку воздухоплавательных летательных аппаратов (аэростатов, дирижаблей) для создания аэростатической подъёмной силы (см. Аэростатика, Всплывная сила). Характеризуется удельной подъёмной силой f  =  g (Qв-Qг). где Qв, Qг — плотности воздуха и П. г., g — ускорение свободного падения. Значения Qг и f для нашедших применение П. г. приведены в таблице для стандартных атмосферных условий на уровне моря (температура 288,16 К, давление 101325 Па, Qв  =  1,225 кг/м3). Там же указаны относительные значения f в долях от удельной подъёмной силы водорода — наиболее лёгкого П. г.

Из указанных П. г. наиболее предпочтительным является гелий, который имеет высокие несущие свойства и более надёжен в эксплуатации по сравнению с пожаро- и взрывоопасным водородом. Однако широкое применение гелия сдерживалось его высокой стоимостью.

Табл. — Параметры подъёмных газов

Подъёмный газ

 

{{ρ}}r, кг/м3

 

f, Н/м3

 

f

 

Воздух, нагретый до 100 °С

0,946

 

2,74

 

0,245

 

Воздух, нагретый до150°С

0,834

 

3,83

 

0,343

 

Водород

0,0852

 

11,18

 

1

 

Светильный газ

0,427—0,635

 

7,83—5,79

 

0,7—0,518

 

Гелий

0,169

 

10,36

 

0,927

 

 

подъемный двигатель — авиационный двигатель, создающий вертикальную тягу для обеспечения подъёма самолёта вертикального взлёта и посадки без разбега и посадки без пробега. Такие двигатели могут быть использованы также на самолётах короткого взлёта и посадки. В этом случае создаётся только часть силы в дополнение к аэродинамической подъёмной силе для отрыва самолёта на меньшей скорости, а следовательно, и при меньшей длине разбега; на посадке из-за наличия вертикальной тяги самолёт может иметь меньшую посадочную скорость, а следовательно, и меньшую длину пробега. П. д. является частью составной силовой установки самолётов вертикального взлёта и посадки, которая состоит из маршевых двигателей или подъёмно-маршевых двигателей и П. д. В качестве П. д. наиболее распространены турбореактивные двигатели, в том числе двухконтурные с передним или задним расположением компрессора (вентилятора) второго контура. П. д., как правило, устанавливаются вертикально в фюзеляже самолёта и работают только на взлёте и посадке. В обычном полёте они выключаются и являются «мёртвым» грузом, поэтому при заданной тяге должны иметь минимальную массу, размеры и объём. Требования к экономичности П. д. из-за кратковременности их работы не столь высоки. Выбираются малые значения степени повышения давления воздуха в компрессоре (4—8), поэтому и небольшое число ступеней компрессора (4—8). Для П. д. характерны малая длина камеры сгорания, одноступенчатая газовая турбина, короткое выходное сопло, 2—3 подшипниковые опоры ротора турбокомпрессора. Пуск П. д., как правило, осуществляется подачей сжатого воздуха на лопатки его турбины. Масляная система открытого типа (масло, пройдя подшипники, выбрасывается в атмосферу). Для уменьшения массы П. д. в нём широко используются композиционные материалы, титан, дуралюмин и другие лёгкие материалы (см. рис.). В результате масса П. д. в 2,5—3 раза меньше массы обычных турбореактивных вигателей при одинаковой тяге.

Из выполненных образцов П. д. известны турбореактивные двигатели фирмы «Роллс Ройс» (Великобритания) RB.108 с тягой 11,3 кН, RB.162 и его модификации с тягой 20—27 кН. П. д. RB.108 применялся на экспериментальных самолётах вертикального взлёта и посадки Шорт SC.1 (Великобритания) и Дассо «Бальзак» (Франция). П. д. RB.162 устанавливался на экспериментальном самолёте Дассо «Мираж» {{IJI}}-V (Франция). Одна из модификаций RB.162-81 с охлаждаемыми рабочими лопатками турбины предназначалась для истребителя-бомбардировщика VAK.191B (ФРГ).

Лит.: Павленко В. Ф., Самолеты вертикального взлета и посадки. М., 1966; его же. Силовые установки летательных аппаратов вертикального взлета и посадки, М., 1972.

В. Ф. Павленко.

Подъемный турбореактивный двигатель: 1 — шестиступенчатый осевой компрессор; 2 — кольцевая камера сгорания; 3 — одноступенчатая газовая турбина; 4 — выходное устройство; 5 — патрубок подвода сжатого воздуха на лопатки турбины для пуска двигателя; 6 — форсунка для подачи топлива в камеру сгорания.

поиск и спасание воздушных судов — система мероприятий, направленных на обнаружение воздушных судов, терпящих или потерпевших бедствие, оказание помощи пассажирам и экипажам таких воздушных судов, обеспечение их выживания и эвакуации. П. и с. в. с. осуществляются органами поисково-спасательной службы (ПСС), которая создаётся государством для поисково-спасательного обеспечения (ПСО) полётов в пределах своей территории. В открытом море, в границах районов, определяемых на основе региональных аэронавигационых соглашений, одобренных Советом Международной организации гражданской авиации (ИКАО), ПСО обеспечивается прибрежными государствами, добровольно принявшими на себя соответствующие обязательства.

Для осуществления ПСО определяются районы П. и с. в. с. В каждом районе создаются органы ПСС: координационный центр поиска и спасания (КЦ), при необходимости — вспомогательные центры, посты аварийного оповещения и спасательные команды. Для государств — членов ИКАО минимальное количество сил и средств, необходимых для ПСО в пределах каждого района, согласовывается на аэронавигационных совещаниях и указывается в региональных аэронавигационных планах. К поисково-спасательным операциям могут привлекаться воздушные и надводные суда, местные органы и средства, которые не являются частью ПСС.

КЦ поддерживает постоянную связь с органами обслуживания воздушного движения, на которые возложено аварийное оповещение о воздушных судах, нуждающихся в поиске и спасании (см. Обслуживание воздушного движения). Получив сообщение о воздушном судне, терпящем или потерпевшем бедствие, КЦ вводит в действие органы ПСС и спасательные команды. Он несёт ответственность за координацию поисково-спасательных операций. Свою деятельность он координирует также с КЦ других районов поиска и спасания.

В Российской Федерации поиск и спасание осуществляются общепринятым порядком в соответствии с международными стандартами и рекомендуемой ИКАО практикой. Для организации и проведения П. и с. в. с. территория страны разделена на зоны ПСО полётов, границы которых соответствуют зонам и районам управления воздушным движением, и районы ПСО полётов войсковых частей, предприятий (аэропортов) и организации. Состав сил и средств, перечень техники и снаряжения, права и обязанности должностных лиц ПСС определяются специальным актом, утверждённым полномочными органами военной и гражданской авиации. В целях ПСО организуется круглосуточное дежурство. Руководство поисково-спасательными работами в зоне возлагается на территориальные органы управления военной и гражданской авиацией, а в районе — на руководителей войсковых частей, предприятий (аэропортов) и организаций. Проведение аварийно-спасательных работ в районе аэродрома осуществляется силами и средствами предприятий и организации, в ведении которых находится соответствующий аэродром. При необходимости к проведению поисково-спасательных работ могут привлекаться воздушные, наземные, радиотехнические и другие средства предприятий и организаций, в районе деятельности которых потерпело бедствие воздушное судно. Работы по поиску и спасанию воздушных судов, их пассажиров и экипажей проводятся безвозмездно. Помощь иностранным воздушным судам, пассажирам и экипажам оказывается на равных основаниях с российскими.

В тех случаях, когда усилия по поиску воздушного судна, потерпевшего бедствие, не дали результатов и было установлено, что дальнейший поиск не приведёт к обнаружению его, лица, уполномоченные на то законом, принимают решение о прекращении поиска. Воздушное судно, поиск которого официально прекращён, если не установлено местонахождение судна или его обломков, считается пропавшим без вести.

В 80‑х гг. разработана международная спутниковая система «Коспас-Сарсат» для определения в аварийных ситуациях координат «радиобуёв», установленных на судах и самолётах. «Коспас» — часть системы, разработанная СССР, «Сарсат» — часть системы, разработанная США, Канадой, Францией. Система включает искусственный спутник Земли на околополярных круговых орбитах, аварийные радиобуи на судах и самолётах, пункты приёма информации. В зоне видимости спутника определяются координаты не менее 20 радиобуев, работающих одновременно.

А. И. Котов.

поисково-спасательный летательный аппарат — предназначается для ведения поиска и эвакуации экипажей и пассажиров самолётов, вертолётов, морских судов и т. п., терпящих бедствие, а также экипажей спускаемых космических кораблей. П.-с. л. а. (самолёт, вертолёт) оснащён радиопеленгационной и другой поисковой радиотехнической аппаратурой. Его экипаж обучен приёмам поиска пострадавших и оказания им первой медицинской помощи. На борту П.-с. л. а. находятся врач, спасатели-парашютисты, а также аварийно-спасательное имущество и снаряжение. С помощью вертолёта эвакуация терпящих бедствие и пострадавших осуществляется путём его зависания над местом бедствия. Для подъёма людей используются верёвочные лестницы, лебёдки с тросами. С самолётов на место бедствия сбрасываются спасатели-парашютисты, надувные плоты, продовольствие.

покидание аварийное — процесс оставления экипажем летательного аппарат в полёте, на земле и на воде в случае аварийной ситуации. На пассажирских и транспортных летательных аппарата осуществляется также эвакуация пассажиров после аварийной посадки летательного аппарата на сушу или на воду. Способы П. а. определяются типом летательного аппарата. На военных самолётах применяются катапультные кресла (см. также Катапультирование). При этом обеспечивается спасение экипажа как в условиях нулевой высоты, так и практически йо всём диапазоне лётных режимов самолёта. На некоторых многоместных самолётах с целью экономии времени на П. а. осуществляется последовательное принудительное покидание летательного аппарата всеми членами экипажа с минимально допустимой задержкой во времени между катапультированием отдельных членов экипажа. Более эффективны схемы с применением одновременного попарного катапультирования в сочетании с боковым разведением траекторией кресел для исключения их соударения в воздушном потоке.

П. а. экипажем пассажирских и транспортных самолётов и вертолётов в период лётных испытаний, как правило, осуществляется с помощью парашюта. Для облегчения П. а. на летательном аппарате обеспечиваются условия, повышающие безопасность подхода к аварийным выходам и совершения прыжка. П. а. или эвакуация экипажей и пассажиров летательного аппарата на земле и на воде производятся с использованием специальных аварийных выходов и средств эвакуации (трапы одно- и двухдорожечные, спасательные канаты, жилеты спасательные).

Состав средств аварийного покидания и жизнеобеспечения, число и размеры аварийных выходов, аварийное освещение во время эвакуации и т. п. для пассажирских летательных аппаратов каждого типа регламентируются Нормами лётной годности.

Ю. А. Винокур.

покрытия металлов в авиастроении. В изделиях авиационной техники практически на все металлические детали и узлы наносятся те или иные покрытия в целях защиты их от коррозии, действия высоких температур и придания требуемого декоративного вида. Наибольшее применение получили лакокрасочные покрытия (ЛКП). Учитывая жёсткие условия эксплуатации, для обеспечения максимальной адгезии лакокрасочных слоев широко используются в качестве предварительного подслоя анодно-оксидные и химические конверсионные покрытия.

Алюминиевый сплавы обычно подвергаются анодному оксидированию (анодированию) в растворе серной или хромовой кислоты. В качестве подслоя под ЛКП анодирование применяется и для деталей из магниевых сплавов; его проводят обычно в растворе бифторида аммония или смеси на его основе. В отдельных случаях анодирование металлов используется как самостоятельное покрытие, например, твёрдое анодирование деталей из алюминиевых и титановых сплавов. Замена анодно-оксидных покрытий химическими конверсионными покрытиями исключает снижение выносливости. Практически применяются 2 процесса: хроматирование в смеси хромового ангидрида и фторсиликата натрия и хроматное фосфатирование в смеси ортофосфорной кислоты, хромового ангидрида и фтористоводородной кислоты. Для магниевых сплавов химические конверсионные покрытия являются основным видом подготовки поверхности под ЛКП. Обычно применяют хроматирование (например, в смеси двухромовокислого калия, азотной кислоты и хлористого аммония), которое заменяется анодированием или фторидным фосфатированием при нанесении органических покрытий, работающих при повышенных температурах.

Химические конверсионные покрытия достаточно широко используются и при подготовке поверхности различных сталей под ЛКП. о этом случае применяется фосфатирование в растворах, содержащих монофосфат цинка и азотнокислый цинк. Подготовка поверхности сталей под ЛКП проводится и путем гальванического кадмирования с последующим пассивированием или фосфатированием, а также металлизацией цинком или сплавом алюминий — цинк. На углеродистые и низколегирующие стали ЛКП могут также наноситься после механической зачистки электрокорундом, дробью или металлическими щётками. Коррозионностойкие стали покрываются ЛКП после обработки поверхности электрокорундом, гидропескоструйной обработкой или травлением и обязательной пассивации (например, в 30%-ном растворе азотной кислоты или смеси ее бихроматом).

Правильный выбор системы подготовки поверхности — главн фактор в обеспечении адгезии ЛКП. Важными факторами являются также регламентация перерывов между подготовкой и окраской и соблюдение технологических режимов нанесения грунтовочных, промежуточных и окончательных слоев. Выбор той или иной лакокрасочной системы (см. Лакокрасочные материалы) для защиты различных деталей узлов и агрегатов летательных аппаратов, а также для окончательной окраски всей его поверхности определяется прежде всего характером контактирующих сред и температурой эксплуатации. В общем случае при воздействии атмосферы различной агрессивности при температуре эксплуатации до 100{{°}}С используются перхлорвиниловые эмали, нанесённые по акриловым или фенольно-масляным грунтам, до 200{{°}}С — эпоксидные эмали по акриловым или эпоксидным грунтам, до 300{{°}}С — глифталевые эмали по глифталевым грунтам, до 400{{°}}C — органические эмали. Лакокрасочные системы выбирают исходя из того, что летательные аппараты эксплуатируются в самых разнообразных климатических условиях. При отсутствии непосредственных контактов с водой внутренний набор планера летательного аппарата, выполненный из алюминиевых сплавов, во многих местах защищается только грунтами. Использование одних грунтов, однако, исключается, где возможны различного рода загрязнения, а также в труднодоступных местах, если сплавы, из которых изготовлены конструкции, чувствительны к расслаивающей коррозии. Особое внимание уделяется защите заклепочных и сварных соединений.

Для отделки внутренних салонов пассажирских самолётов наряду с ЛКП нашли применение пластиковые покрытия. Отделка производится так называемым алюмопластом, то есть листами из алюминиевый сплавов, на которые заранее приклеена перхлорвиниловая плёнка.

Гальванические покрытия получили в авиастроении большое распространение для защиты и придания специальных свойств поверхностям стальных деталей. Кадмирование и цинкование применяются для защиты деталей, работающих при средний температураx (до 300{{°}}С). Эти виды покрытий являются эффективным средством предотвращения контактной коррозии при соединении деталей из разнородных металлов. Покрытия наносятся в цианистых, сернокислых или хлористоаммонийных электролитах. Меднение чаще используется в качестве подслоя для нанесения других гальванических покрытий — таких, как оловянистые и никелевые; проводится в цианистом, пирофосфатном или сернокислом электролитах. Никелирование применяется для защитно-декоративной отделки и в качестве подслоя при выполнении некоторых более сложных и термостойких (до 500{{°}}С) систем (никель — медь — никель, никель — кадмий) и проводится в кислых растворах, содержащих сернокислый никель и хлористые или фтористые соли. Для повышения износостойкости и стойкости к окислению при повышенных температураx применяется хроматирование, осуществляемое в кислых растворах на основе хромового ангидрида. Оловянирование (лужение) используется для защиты токоведущих и подлежащих пайке деталей. Во всех гальванических процессах важной операцией, особенно при обработке высокопрочных сталей, является обезводороживание, которое осуществляется путём нагрева в специально регламентированных (в зависимости от вида наносимого покрытия) условиях. Эта операция позволяет исключить водородное охрупчивание в эксплуатации.

Наряду с гальваническими и металлизационными покрытиями в авиастроении получили распространение и другие виды металлических покрытий. Прокат из алюминиевых конструкционных сплавов защищается путём плакирования технически чистым алюминием или алюминием с цинком. Плакирующий слой имеет более отрицательный потенциал и за счёт электро-химической защиты существенно тормозит развитие таких опасных видов коррозии, как коррозионное растрескивание н расслаивающая коррозия. Для повышения жаростойкости жаропрочных материалов, используемых в авиационных двигателях при температураx выше 1000{{°}}С, применяются такие методы формирования покрытий, как электронно-лучевое напыление, термодиффузионная обработка и некоторые другие.

См. также Абляция.

Лит.: Чеботаревский В. В., Кондрашов Э. К., Технология лакокрасочных покрытий в машиностроении, М., 1978; Коррозия. Справочник, пер. с англ., М., 1981.

В. С. Синявский.

Покрышев Пётр Афанасьевич (1914—1967) — советский лётчик, генерал-майор авиации (1955), дважды Герой Советского Союза (дважды 1943). В Советской Армии с 1934. Окончил Одесскую военную школу пилотов (1935), Высшую военную академию (1954; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник советско-финляндской и Великой Отечественной войн. В ходе войны был командиром эскадрильи, командиром истребительского авиаполка. Совершил около 300 боевых вылетов, сбил лично 22 и в составе группы 7 самолётов противника. После войны до 1961 в войсках ПВО. Депутат Верховного Совета СССР в 1950—1954. Награждён орденом Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Александра Невского, Отечественной войны 1‑й степени, 2 орденами Красной Звезды, медалями. Бронзовый бюст в г. Голая Пристань Херсонской области.

Лит.: Попова Л. М., Дважды Герой Советского Союза П. А. Покрышев, М., 1953; Баулин Е. П., Сын неба, Л., 1968.

П. А. Покрышев.

Покрышкин Александр Иванович (1913—1985) — советский военачальник, маршал авиации (1972), канд. военных наук (1969), трижды Герой Советского Союза (дважды 1943, 1944). В Советской Армии с 1932. Окончил Пермскую военную авиационную школу авиатехников (1933), Качинскую военную авиационную школу лётчиков имени А. Ф. Мясникова (1939), Военную академию имени М. В. Фрунзе (1948), Высшую военную академию (1957; позже Военная академия Генштаба Вооруженных Сил СССР). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны командир эскадрильи, командир истребительного авиаполка, командир истребительной авиадивизии. Совершил свыше 600 боевых вылетов, сбил лично 59 самолётов противника. После войны в войсках ПВО. Заместитель главнокомандующего войсками ПВО (1968—1971), председатель ЦК ДОСААФ СССР (1972—1981). Депутат Верховного Совета СССР в 1946—1984. Член Президиума Верховного Совета СССР в 1979—1984. Награждён 6 орденами Ленина, орденом Октябрьской Революции, 4 орденами Красного Знамени, 2 орденами Суворова 2‑й степени, орденом Отечественной войны 1‑й степени, 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3‑й степени, медалями, а также иностранными орденами. Бронзовый бюст в Новосибирске.

Соч.: Крылья истребителя, М., 1948; Небо войны, 7 изд., Новосибирск, 1988.

Лит.: Денисов Н. Н., Карпович М. Д., Трижды Герой Советского Союза А. И. Покрыш-кин, И., 1948; Хорунжий А. М., Орлиные крылья, М., 1966; Водопьянов М. В., Три Золотые Звезды, в его кн.: Небо начинается с земли, М., 1976; Покрышкина М. К., Жизнь, отданная небу, М., 1989.

А. И. Покрышкин.

Полбин Иван Семёнович (1905—1945) — советский лётчик, дважды Герой Советского Союза (1942, 1945, посмертно), генерал-майор авиации (1943). В Красной Армии с 1927. Окончил Оренбургскую военную школу лётчиков (1931). Участник боёв в районе р. Халхин-Гол, Великой Отечественной войны. В ходе войны был командиром бомбардировочных авиаполка, авиадивизии, авиакорпуса. Совершил 157 боевых вылетов. Погиб при выполнении боевого задания. Награждён 2 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденами Суворова 2‑й степени, Богдана Хмельницкого 1‑й степени, Отечественной войны 1‑й степени, Красной Звезды, медалями. Имя П. присвоено Оренбургскому высшему военно-авиационному училищу лётчиков. Бронзовый бюст в с. Полбино (ранее Ртищево-Каменка) Ульяновской области.

Лит.: Дырин Е. Ф., На боевом курсе, Ульяновск, 1952; Дынин И. М., Генерал Полбин, Саратов, 1981.

И. С. Полбин.

поле течения — пространство, в котором происходит движение сплошной среды. В аэро- и гидродинамике П. т. используется при эйлеровом подходе к исследованию течений жидкости и газа, согласно которому изучается изменение в каждой точке пространства газодинамических переменных (скорости, давления и т. п.), то есть изучаются поля газодинамических переменных. Если П. т. явно зависит от времени, то оно называется неустановившимся или нестационарным, в ином случае — установившимся или стационарным.

полёт в авиации и воздухоплавании — движение летательного аппарат в атмосфере под воздействием аэродинамических (аэростатических) и гравитационных сил и тяги силовой установки или под воздействием только аэродинамических (аэростатических) и гравитационных сил (при безмоторном полёте). В практической деятельности П. часто рассматривается как совокупность последовательных этапов, необходимых для выполнения целевого задания; в этом смысле в понятие П. включаются также разбег летательного аппарата при взлете и пробег после посадки. Классификация П. проводится по следующим основным признакам: область выполнения, район выполнения, назначение, число летательных аппаратов, время суток, условия выполнения, высота П., режим П., тип траектории П., вид управления, наличие и тип силовой установки, состояние летательного аппарата. Определения некоторых видов П. приведены ниже.

Аварийный — П., при выполнении которого произошло авиационное происшествие.

Автоматический — П., в ходе которого управление летательным аппаратом осуществляется система автоматического управления без вмешательства экипажа. Может выполняться как с экипажем на борту летательного аппарата, так и без него.

Автономный — П., в ходе которого все задачи П. решаются экипажем и (или) бортовыми системами летательного аппарата без помощи наземных или воздушных пунктов управления.

Атмосферный — П. в пределах атмосферы Земли или атмосфер планет.

Аэродромный — П. в пределах аэродромного узла. Может выполняться с посадкой как на аэродроме вылета, так и на другом аэродроме, входящем в данный аэродромный узел.

Баллистический — П. под действием гравитационных сил и сил сопротивления атмосферы Земли или атмосфер других планет; движение летательного аппарата происходит по баллистической траектории.

Боевой — П. с целью выполнения боевого задания, например, противодействие и уничтожение авиации противника, подавление н уничтожение его наземных и надводных (подводных) сил, разрушение промышленных объектов и транспортных коммуникаций, разведка, транспортные операции и связь на театре военных действий.

Боком — 1) прямолинейный П. самолёта при крене 90{{°}}; является фигурой высшего пилотажа. 2) П. вертолёта с поступательной скоростью в направлении поперечной оси его связанной системы координат.

Бреющий (разговорный), на предельно малой высоте, — низковысотный П. на истинной высоте полёта менее 100 м. Используется для скрытого подхода к цели, преодоления зоны ПВО и ухода из-под атаки истребителей противника.

Визуальный — П., выполняемый в условиях видимости закабинного пространства (см. 'Обзор из кабины экипажа). Пространственное положение летательного аппарата и его местоположение при этом определяются по естественному горизонту и наземным ориентирам.

Внеаэродромный — П. с выходом за границы аэродромного узла, но с посадкой на аэродроме вылета или другом аэродроме, входящем в данный аэродромный узел; может быть зональным, межзональным и районным.

Вывозной — П. с целью обучения лётчика или экипажа в целом пилотированию нового для них типа летательного аппарата.

Высотный — П. на стандартной барометрической высоте более 4000 м.

Гиперзвуковой — П. с гиперзвуковой скоростью.

Групповой — совместный П. нескольких летательных аппаратов в составе организованного формирования (группы) под руководством одного командира. Группа может иметь жёсткую конфигурацию — строй летательных аппаратов или гибкую, меняющуюся в зависимости от обстановки, — боевые порядки.

Дневной — П. в период времени суток между восходом и заходом Солнца.

Доводочный — испытательный П., выполняемый для оценки проведённых на летательном аппарате доработок.

Дозвуковой — П. со скоростью, меньшей скорости звука.

Дрейфующий — П. дрейфующего аэростата.

Заводской — испытательный П. по программе сдаточных испытаний, проводимый непосредственно после изготовления или ремонта летательного аппарата, как правило, экипажем и на аэродроме завода-изготовителя или ремонтного завода.

Зональный — внеаэродромный П. в воздушном пространстве зоны управления воздушным движением.

Инспекторский — П. с целью инспекторской проверки готовности экипажа или авиационного подразделения (части, соединения) к выполнению возложенных на них задач. Проводится лётчиками или специалистами-инспекторами из состава авиационных инспекций или других организаций.

Испытательный — П. по программе лётных испытаний. Испытательные П. проводятся на опытных и экспериментальных летательных аппаратах (в том числе на летающих лабораториях и на свободнолетающих моделях), а при эксплуатационных, сдаточных и контрольных испытаниях — и на серийных летательных аппаратах.

Исследовательский — П. по программе лётных исследований.

Квалификационный — П. с целью определения (оценки) качества летательного аппарата или уровня подготовки экипажа.

Контрольный — 1) П. с целью контроля готовности техники и (или) экипажа летательного аппарата к предстоящему выполнению задания. 2) П. с целью проверки состояния летательного аппарата и (или) функционирования его систем после ремонта, доработки, дооборудования, расконсервации и других работ. 3) П. с целью подтверждения установленных характеристик (например, контрольный П. на дальность). 4) П. по программе контрольных испытаний серийных летательных аппаратов.

Крейсерский — П. на крейсерском режиме полёта.

Машущий — П., при котором подъёмная сила создаётся машущими движениями несущих поверхностей летательного аппарата (см. Махолёт) .

Межзональный — внеаэродромный П. в воздушном пространстве двух и более зон управления воздушным движением.

Местный — внутренний П. по местным воздушным линиям.

На висении — П. с нулевой поступательной скоростью по всем осям связанной системы координат объекта, относительно которого выполняется висение.

На малой высоте — П. на истинной высоте менее 1000 м.

На предельных режимах — П. при крайних значениях параметров движения летательного аппарата, соответствующих его лётным ограничениям в данной конфигурации (например, ограничениям по скорости и высоте П., перегрузкам, скорости и крену, углам атаки и скольжения, вертикальной скорости снижения, посадочной скорости, боковой или попутной составляющим ветра и др.).

На сваливание — испытательный П. с выходом на большие углы атаки до сваливания летательного аппарата.

Низковысотный — П. на истинной высоте менее 200 м.

Ночной — П. в период времени суток между заходом и восходом Солнца.

Парящий — П. с нулевой тягой, при выполнении которого сохранение или набор высоты происходит благодаря восходящим потокам воздуха. Методика парящего П. широко используется планеристами для получения максимальных значений продолжительности и дальности П. (см. Парение планёра).

Перевёрнутый — П. при угле крена 180{{°}} (вверх колёсами). Может выполняться в испытательных или спортивных целях, а также в воздушном бою.

Пикирующий — П. с большими углами снижения и большими отрицательными углами тангажа. Является фигурой пилотажа (см. Пикирование).

Планирующий — П. с углами снижения менее 20{{°}} и небольшими углами тангажа (см. Планирование).

По кругу — П. над аэродромом по установленной для данного аэродрома схеме (маршруту). Для организации П. над аэродромом устанавливаются: малый круг для визуального захода на посадку и большой круг (большая или малая «коробочка») для выхода в зоны пилотажа, на маршрут, полигон и для возвращения на аэродром. Высота П. по кругу устанавливается в зависимости от вида летательного аппарата (самолёт или вертолёт) или типа самолёта и наличия препятствий вблизи аэродрома. Она одновременно является высотой перехода и указывается в Инструкции по производству полётов в районе аэродрома. Если над аэродромом установлено несколько высот П. по кругу, высота перехода определяется по наибольшей из них.

«По потолкам» — крейсерский П. при оптимальных, сохраняемых постоянных значениях числа М (см. Маха число) и угла атаки, соответствующих минимальным километровым расходам топлива, с переменной (возрастающей) по мере выгорания топлива высотой П.

Приборный(инструментальный) — П., в ходе которого пространственное положение и местонахождение летательного аппарата полностью или частично определяется по пилотажно-навигационным бортовым приборам. К приборным относятся П.: в сложных метеорологических условиях, с зашторенным фонарём кабины, экипажа, ночной.

Рейсовый — П., регламентированный по времени и по маршруту (трассе) расписанием регулярных П.

Сверхзвуковой — П. со сверхзвуковой скоростью.

Свободный — 1) П. летательного аппарата или какого-либо объекта после отделения от носителя. 2) П., происходящий без вмешательства лётчика или оператора в управление летательным аппаратом. 3) П. свободного аэростата.

С дозаправкой — П., в ходе которого производится дозаправка летательного аппарат в воздухе топливом от летательного аппарата-заправщика.

Сертификационный — П. с целью определения лётной годности воздушного судна (сертификации гражданских летательных аппаратов) или его систем.

Слепой (разговорное) — П. при отсутствии видимости закабинного пространства (см. Обзор из кабины экипажа).

Суборбитальный — П. на траектории, включающей активный участок (с работающими двигателями) с достижением заданной конечной скорости, которая меньше 1‑й космической, и участки полёта по баллистической траектории, торможения в плотных слоях атмосферы и спуска.

Тарировочный — П., имеющий целью определение поправок к показаниям бортовых приборов.

Трансзвуковой — П. с трансзвуковой скоростью (см. Околозвуковая скорость).

Трансмеридиональный — П., в ходе которого пересекаются два или несколько земных часовых поясов.

Установившийся — П. с постоянной поступательной и угловой скоростями по всем трём осям нормальной земной системы координат летательного аппарата.

Чартерный — П. по договору на аренду всего летательного аппарата или его части на определенный рейс или срок (см. Чартер воздушный).

А. А. Манучаров.

Особенности некоторых видов П. и их влияние на организм. Особенности высотных П. определяются разреженностью атмосферы (низким барометрическим давлением воздуха), большой скоростью П., спецификой пространственной ориентировки, оптическими свойствами окружающего пространства. Вследствие отражения света от облаков в условиях разреженной атмосферы создается контрастность освещённости в кабине. Малые угловые размеры видимых наземных объектов, изменение их цветности и контрастности затрудняют визуальную ориентировку лётчика. Трудности возникают и при оценке удалённости ориентиров из-за отсутствия привычных в масштабном отношении объектов наблюдения. Отдаленность от земной поверхности и отсутствие привычных ориентиров пространственного положения летательного аппарата иногда способствуют возникновению иллюзорных ощущений. Скорость П. не оказывает непосредственного влияния на организм, однако необходимость ориентации в П. и особенности пилотирования вызывают повышенный уровень напряжённости жизненно важных функций организма. Этому способствует и высотное снаряжение лётчика, всегда в известной мере ограничивающее свободу движений, вносящее некоторые трудности при работе с внутрикабинным оборудованием. Высотные П. требуют грамотной экспуатации высотного снаряжения, знания воздействий на организм пониженного атмосферного давления, профилактики иллюзии пространственного положения в полёте, знания оптических условий П.

Специфические особенности П. на малых высотах — непрерывный контроль за высотой П., более тщательное соблюдение курса и скорости летательных аппаратов, воздействие турбулентных потоков воздуха, влияние перегрузок при огибании рельефа местности, необходимость более строгого распределения внимания между визуальным контролем за земной поверхностью и показаниями приборов, опознавание наземных ориентиров в короткие интервалы времени. Массовое освоение таких П. стало возможным в результате специально разработанной и научно обоснованной системы подготовки лётного состава. При тренировках по определению местонахождения используются комплексные пилотажные тренажёры. Особенно эффективно обучение пилотированию на тренажёрах с одновременным просмотром кинофильма местности, снятого на малой высоте П. Фильм даёт представление о характере изменения внекабинных ориентиров при П. с большой скоростью, приучает к правильному чередованию взглядов на приборы и на внекабинные объекты, вырабатывает психологическую готовность к П. Большие возможности ускорения процесса опознавания наземных ориентиров раскрывает метод обучения характерным признакам объектов наблюдения. В период освоения П. существенное значение имеет нормирование лётной нагрузки, строгое соблюдение принципа обучения — от менее сложного к более сложному полётному заданию, постепенное снижение высоты П.

Существенная особенность П. в сложных метеорологических условиях (относится к приборным П.) — опосредованная пространственная ориентировка, то есть ориентировка по приборам. Приборы, как правило, выдают информацию в виде условного кода. Лётчик трансформирует её в определенный зрительный образ. Сложность такой ориентировки в том, что кодовые сигналы отдельных приборов должны быть обобщены и отнесены к определенным привычным зрительным представлениям. При отсутствии видимых наземных ориентиров основные критерии местоположения летательного аппарата — скорость, курс, время П., скорость и направление воздушного потока. В этом случае задача лётчика носит сложный вычислительный характер. При некоторых условиях П. может возникать рассогласование сигналов отдельных систем пространственной ориентировки лётчика, а также показаний приборов и ощущений лётчика. Это ведёт к возникновению иллюзий пространственного положения. При подготовке к П. в сложных метеорологических условиях лётчики должны ознакомиться с принципами и особенностями опосредованной пространственной ориентировки, с видами возникающих в П. иллюзий, их причинами, со способами освобождения от них.

Для безошибочного восприятия в ночном П. показаний приборов и слабых световых сигналов лётчику необходимы хорошая острота сумеречного зрения и высокий уровень световой чувствительности глаза. Уровень ночного зрения снижается в результате переутомления, низкой освещённости внутри кабины, недостатка витаминов в организме, различной степени кислородного голодания. Лётчики с пониженными функциями ночного зрения в ночных П. испытывают затруднения при зрительной ориентировке. При появлении таких признаков необходимо провести профилактическую витаминизацию лётчика и его обследование с последующим решением о допуске к ночным П.

Среди особенностей трансмеридиональных П. наибольшее значение имеют смена поясов времени, длительность П., смена климатических зон в конце П. Длительная вынужденная поза лётчика, воздействие шума в течение П., нервно-эмоциональное напряжение усугубляют влияние смены поясов времени в месте приземления, приводят к нарушению привычного распорядка времени работы и отдыха. Развивается чувство усталости, нарушается сон, снижается работоспособность. Продолжительность такого состояния зависит от числа поясов времени, которые сменились за время П. Периодичность деятельности функциональных систем организма в значительной мере определяет периоды нормальной работоспособности и общее состояние человека. Резкая смена времени суток приводит к нарушениям характера привычных суточных биоритмов жизненно важных систем организма. При многократных нарушениях в сочетании с недостаточной профилактикой могут возникать стойкие ухудшения самочувствия и состояния здоровья лётчика. Поэтому при трансмеридиональных П. требуются их регламентация и тщательное медицинское наблюдение за лётным составом, в том числе и в предполётный период. Разработаны медицинские рекомендации, учитывающие число поясов времени, пересекаемых летательным аппаратом, направление П. (запад, восток), указывающие продолжительность отдыха в месте приземления.

Особенности испытательных П. — возникновение аварийных ситуаций и их преодоление, выяснение возможностей и недостатков испытываемой техники. Лётчик-испытатель должен обладать способностью мгновенно оценивать ситуацию, быстрой реакцией, хладнокровием, выдержкой, мужеством. Методы медицинского и психологического отбора кандидатов для специальной подготовки к профессии лётчика-испытателя, общая и специальная физическая подготовка, тщательный медицинский контроль за состоянием их здоровья, регламентация полётных заданий и отдыха, достаточные знания лётчиками вопросов авиационной медицины позволяют сохранять в хорошей форме на длительный срок ценные лётные кадры.

Характерные особенности П. на вертолётах — повышенный уровень шума на рабочем месте, наличие вибраций (так называем резонансных частот), некоторые особенности в пространственной ориентировке и постоянно требующееся внимание пилота к балансировке аппарата. Шум в кабинах вертолётов часто превышает шум в кабинах самолётов из-за более близкого расположения к креслу лётчика силовой установки и трансмиссии передачи мощности к винту. Спектр шума в кабине вертолёта лежит в основном в области 120—240 Гц. Применение противошумов особенно эффективно в П. на вертолётах. Вибрации вертолёта также отличаются от самолётных. Максимум их частотной характеристики находится в пределах 6—20 Гц. Некоторые составляющие общего частотного спектра иногда совпадают с собственно частотами внутренних органов человека, что вызывает неприятные ощущения. При длительном воздействии вибраций, направленных по вертикальной оси тела, наступает утомление околопозвоночных мышц, ослабляющее их тонус, снижается амортизация перегрузок. Для профилактики этих воздействий сиденье кресла снабжается различными прокладками, используются перчатки, снижающие передачу вибраций через руки, применяются специальные конструкции кресел. При П. наблюдаются некоторые особенности в пространственной ориентации, осложняющейся высокой манёвренностью вертолёта, быстрым изменением направления движения как по вертикали, так и по горизонтали.

Лит.: Теория и практика авиационной медицины, 2 изд., М., 1975; Авиационная медицина (руководство), М., 1986.

П. К. Исаков.

полётное время — время от начала взлёта летательного аппарата до окончания его посадки.

полигон испытательный (от греческого pol{{y}}g{{ō}}nos — многоугольный) — специально отведённая территория (акватория) со свободным воздушным пространством над ней, предназначенная для всесторонней проверки и оценки экспериментальных, опытных (реже серийных) образцов (систем и комплексов) авиационной техники в условиях, близких к её боевому применению. П. и. оснащаются взлётно-посадочной полосой, системами наблюдения и управления движением в воздухе, наземными средствами трассовых измерений и регистрации параметров движения летательных аппаратов и авиационного оружия, средствами приёма бортовой радиотелеметрической информации и её обработки с помощью ЭВМ и т. д.

Поликарпов Николай Николаевич (1892—1944) — советский авиаконструктор, доктор технических наук (1940), Герой Социалистического Труда (1940). По окончании Петроградского политехнического института и курсов авиации при нём (1916) работал на Русско-Балтийском вагонном заводе, где под руководством И. И. Сикорского участвовал в постройке самолёта «Илья Муромец» и проектировании истребителей РБВЗ. С 1918 работал на заводе «Дукс», а впоследствии на других заводах (в Москве, Горьком, Химках); с 1940 — главный конструктор. В 1923 под руководством П. созданы первый советский истребитель И-1 (ИЛ-400) и разведчик Р-1, в 1927 — истребитель И-3, в 1928—разведчик Р-5 (получил широкую известность в связи со спасением экспедиции парохода «Челюскин»), учебный самолёт У-2 (По-2). Был необоснованно репрессирован и, находясь в 1929—1931 в заключении, работал в ЦКБ-29 ОГПУ, где в 1930 совместно с Д. П. Григоровичем разработал истребитель И-5. В последующие годы были созданы истребители И-15, И-16, И-153 «Чайка», составившие основу советской истребительной авиации в предвоенные годы. В 1938—1944 сконструировал ряд опытных военных самолётов: И-180, И-185, ТИС, ВИТ, СПБ, НБ и др. Всего П. было разработано свыше 80 самолётов различных типов. На его самолётах совершён ряд дальних перелётов, установлен мировой рекорд высоты. П. одним из первых расчленил проектирование самолётов на специализированные части. Под руководством П. работали А. И. Микоян, Д. Л. То-машевич, М. К. Янгель, А. В. Потопалов, В. К. Таиров и другие специалисты, ставшие впоследствии видными конструкторами авиационной и ракетно-космической техники. С 1943 П. — профессор Московского авиационного института. Депутат Верховного Совета СССР с 1937. Государственная премия СССР (1941, 1943). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Красной Звезды. Памятники П. установлены в Москве, Орле, Ливнах. В с. Калинино Орловской области открыт музей П. Его именем назван пик на Памире. См. статью Поликарпова самолёты. Портрет смотри на стр. 429.

Лит.: Магид А., Большая жизнь, М., 1968; Стражева И., Полета вольное упорство, М., 1986.

Поликарпов Н. Н.

Поликарпова самолеты. Н. Н. Поликарпов, работая с 1918 на московском заводе «Дукс», руководил подготовкой рабочих чертежей для производства самолётов Де Хэвилленд DH-4, DH-9 и DH-9a. При этом ему приходилось вносить в чертежи существенные изменения в соответствии с имевшимися в то время в России авиационными материалами и производственной базой. Так появились отечественные аналоги самолётов DH-4 и DH-9. Это были самолёты-разведчики DH-4 с поршневыми двигателями «ФИАТ» А-12 (выпускался в 1920—1921; построено 20 экземпляров), Р-1 (DH-9) с поршневыми двигателями «Даймлер» (выпускался в 1922—1923; построено около 100 экземпляров) и Р-2 (DH-9) с поршневыми двигателями «Сидли-Пума» (выпускался в 1923; построено 130 экземпляров). В этот период сформировалось руководимое Поликарповым КБ. (Фактически Поликарпов создал два КБ: первое, существовавшее до его ареста в 1929, и второе, сформированное в начале 1933.) Используя полученный опыт работы, Поликарпов создаёт в 1923 первый советский серийный самолёт Р-1. Создание этого самолёта и истребителя И-1 (см. ниже), видимо, и следует считать началом деятельности КБ Поликарпова, под руководством которого в дальнейшем было разработано свыше 80 самолётов-разведчиков, истребителей, бомбардировщиков, учебных и пассажирских. См. таблицу.

Р-1 (рис. 1 и рис. в таблице X) — двухместный самолёт-разведчик, биплан с поршневым двигателем М-5. Конструкция самолёта деревянная с полотняной обшивкой крыльев, оперения и хвостовой части фюзеляжа и фанерной обшивкой передней и средней частей фюзеляжа. Вооружение — один синхронный и два турельных пулемёта ПВ-1, 250 кг бомб. Шесть серийных Р-1 успешно совершили в 1924 перелёт Москва — Кабул, преодолев горный хребет Гиндукуш на высоте 5000 м, а в 1925 был проведён перелёт Москва — Улан-Батор — Пекин, в котором наряду с другими типами самолётов участвовал и Р-1, показавший свои высокие лётно-эксплуатационные качества (два самолёта Р-1, пилотируемые М. М. Громовым и М. А. Волковойновым, продолжили перелёт до Токио). В 1926 советские лётчики на Р-1 совершили два перелёта: Москва — Тегеран — Москва и Москва — Анкара — Москва. Р-1 находился в серийном производстве в 1924—1931. Построено 2800 экземпляров.

МР-1 — морской разведчик на базе Р-1 (на поплавках). Построено 124 экземпляра.

Р-2 — двухместный самолёт-разведчик. От Р-1 отличался кабинами и двигателем («Сидли-Пума»). Участвовал в перелёте Москва — Улан-Батор — Пекин (1925).

Р-5 (рис. 2 и рис. в табл. XI) — двухместный самолёт-разведчик, полутораплан с поршневым двигателем М-17. Конструкция самолёта деревянная с фанерной обшивкой фюзеляжа и полотняной обшивкой крыльев и оперения. Вооружение: в варианте разведчика — один синхронный и два турельных пулемёта ПВ-1, бомбы до 250 кг на внешней подвеске; в варианте штурмовика — пять пулемётов ПВ-1 (один синхронный и четыре на нижнем крыле), спаренный пулемёт ДА на турели, до 500 кг бомб на внешней подвеске. Для своего времени лучший самолёт подобного типа, включивший всё передовое, чем располагали советская наука, технология серийного производства, опыт предыдущих разработок и эксплуатации самолётов. На международном конкурсе разведчиков-бомбардировщиков в 1930 в Тегеране, в котором участвовали также самолётостроительные фирмы Великобритании, Франции и Нидерландов, Р-5 занял первое место. Нашёл применение как разведчик, ближний бомбардировщик, штурмовик, торпедоносец, морской разведчик, транспортный и пассажирский самолёт (под маркой П-5). Получил широкую известность во время спасения экспедиции парохода «Челюскин». В различных модификациях, отличавшихся вооружением, двигателями и некоторыми изменениями в аэродинамике, строился в 1930—1935 и находился в эксплуатации в ВВС до 1944, а в ГВФ — дольше. Построено 5645 экземпляров.

И-1, известный также под название ИЛ-400 (рис. 3 и рис. в таблице X), — одноместный истребитель, свободнонесущий моноплан деревянной конструкции с поршневым двигателем М-5. Вооружение — два синхронных пулемёта ПВ-1. Первый опытный экземпляр — ИЛ-400 — потерпел аварию на испытаниях вследствие неблагоприятной центровки. В процессе лётных испытаний КБ столкнулось с проблемами продольной устойчивости и штопора, теоретические работы по которым в то время отсутствовали. Результаты лётных испытаний послужили началом творческого содружества КБ с учёными Центрального аэрогидродинамического института. Самолёт строился малой серией, построено 33 экземпляра.

2И-Н1 (ДИ-1) — двухместный истребитель, полутораплан деревянной конструкции с поршневым двигателем «Нэпир-Лайон». Впервые в СССР применён фанерный фюзеляж типа монокок. Вооружение — один синхронный и один турельный пулемёты. По достигнутым скоростям превосходил все одноместные отечественные и зарубежные истребители. В двух испытательных полётах принимал участие Поликарпов. Построен в одном экземпляре.

И-3 (рис. 4 и рис. в таблице XI) — одноместный истребитель, полутораплан деревянной конструкции с поршневым двигателем БМВ-VI (или с его лицензионным вариантом М-17). Построен с учётом опыта работ по 2И-Н1 и аналогичен ему по конструкции. Впервые на самолёте был установлен регулируемый в полёте стабилизатор. Вооружение — два синхронных пулемёта ПВ-1. Построено 399 экземпляров.

И-5 (рис. 5 и рис. в таблице XI) — одноместный истребитель-полутораплан. Создан в ЦКБ-39 ОГПУ (главным конструктором которого был Д. П. Григорович). По аэродинамической схеме и внешнему виду был близок к спроектированному ранее Поликарповым истребителю И-6 (развитие И-3), отличаясь от него конструкцией, в первую очередь сварным из стальных труб фюзеляжем с полотняной обшивкой. На серийные И-5 ставился поршневой двигатель М-22 (на первых трёх опытных самолётах были установлены другие двигатели). Вооружение — два—четыре синхронных пулемёта ПВ-1, до 40 кг бомб на внешней подвеске. На И-5 В. А. Степанчонок впервые выполнил перевёрнутый штопор и отработал методику его выполнения. Находился на вооружении 9 лет. Построено 803 экземпляра.

И-15, «Чайка», ЦКБ-3 (рис. 6 и рис. в табл. XIII) — развитие схемы И-5 с улучшенными (без существенных изменений габаритов планёра) аэродинамическими формами. С целью уменьшения лобового сопротивления и улучшения обзора лётчику вперёд и вверх в схему самолёта было введено верхнее крыло с центропланом типа «Чайка». Конструкция смешанная — фюзеляж ферменный сварной с обшивкой из полотна и алюминиевых листов, крылья деревянные с полотняной обшивкой. Самолёт успешно прошёл испытания, был принят на вооружение и запущен в серийное производство. По своим летно-техническим характеристикам превосходил однотипные зарубежные истребители. На первых экземплярах установили поршневые двигатели «Райт-Циклон» SGR-1820F-3, затем — поршневые двигатели М-22, позднее поршневые двигатели М-25. Вооружение — два—четыре синхронных пулемёта ПВ-1 или два синхронных пулемёта БС, 40 кг бомб на внешней подвеске. На облегчённом серийном И-15 В. К. Коккинаки в ноябре 1935 достиг высоты 14575 м, установив мировой рекорд. Построено 674 экземпляра (в том числе 270 экземпляров с поршневыми двигателями М-25).

И-15бис, И-152 (рис. 7 и рис. в таблице XVI) — модификация И-15 с поршневым двигателем М-25В, закрытым капотом, нормальным центропланом верхнего крыла и другими небольшими изменениями. Создан под давлением бытовавшего, но не разделявшегося Поликарповым мнения, что с ростом скорости у «Чайки» ухудшается путевая устойчивость. В связи с возросшим (за счёт нового капотирования, установки выпускного коллектора, масляного радиатора и системы подогрева воздуха) полётным весом летно-технические характеристики остались практически прежними. Вооружение — два—четыре пулемёта ШКАС, в перегрузочном варианте мог брать до 150 кг бомб. Для усиления огневой мощи при ведении штурмовых действий специально для И-15бис были отработаны подвесные пулемётные батареи. Построено 2408 экземпляров.

И-153, «Чайка» (рис. 8 и рис. в таблице XVI) — истребитель-полутораплан, развитие И-15. Основное отличие от И-15 — убирающееся в полёте шасси. По результатам проведённых совместно с Центральным аэрогидродинамическим институтом исследований на И-153 вновь было применено крыло типа «Чайка». Первый полёт летом 1938 (с поршневым двигателем М-25). И-153 имел несколько серийных и опытных модификаций, отличавшихся двигателями (М-25В, М-62, М-63), вооружением (четыре синхронных пулемёта ШКАС или БС либо две синхронные пушки ШВАК, до 200 кг бомб на внешней подвеске), наличием гермокабины. Был одним из основных истребителей ВВС сил в предвоенные годы. Построено 3437 экземпляров.

И-190 — истребитель, аналогичный по схеме и габаритам И-153, с поршневым двигателем М-88. Вооружение — четыре синхронных пулемёта ШКАС или два синхронных ШКАС и две синхронные пушки ШВАК, до 200 кг бомб на внешней подвеске. На одном из экземпляров установлена гермокабина. Последний из построенных Поликарповым и доведённый до совершенства истребитель-биплан. Построено 2 экземпляра.

И-16 (рис. в таблице XVI) — одноместный истребитель-моноплан со свободнонесущим низкорасположенным крылом, сильно развитым горизонтальным оперением, убирающимся в полёте шасси и одним поршневым двигателем (устанавливались «Райт-Циклон» различных модификаций, М-22, М-25, М-25А, М-25В, М-25Е, М-62, М-63). Конструкция смешанная: фюзеляж — деревянный монокок, выклеенный из шпона, на деревянном каркасе; центроплан — металлический; консоли и оперение — металлические с полотняной обтяжкой. Сзади лётчика впервые установлена бронеспинка. Аэродинамической особенностью И-16 были малые размеры и крайне малые моменты инерции вокруг всех осей. Для своего времени лучший в мире истребитель в своём классе. Положил начало широкому распространению схемы моноплана в классе самолётов-истребителей. Выпускался в 13 серийных (включая учебно-тренировочные) и многих опытных модификациях, отличавшихся ростом мощности двигателя, его капотированием, вооружением, некоторыми конструктивными изменениями и возрастанием массы самолёта при сохранении размеров планёра. На И-16 впервые в мире было применено убирающееся лыжное шасси, впервые в СССР реализована синхронная стрельба из крупнокалиберных пулемётов и установлены турбокомпрессоры для улучшения высотных характеристик двигателя, впервые в боевых условиях (на р. Халхин-Гол) применены реактивные снаряды РС-82. Для увеличения дальности полёта специально для И-16 были разработаны подвесные сбрасываемые бензобаки из недефицитных материалов. На И-16 В. П. Чкалов впервые в мире выполнил восходящий штопор. В серийном производстве находился в 1934—1941. Построено 9450 экземпляров.

И-17 — серия проектов и опытных истребителей-монопланов смешанной конструкции с низкорасположенным тонким крылом, убирающимся в полёте шасси, закрытой сдвижным фонарём кабиной и поршневым двигателем жидкостного охлаждения. Различались элементами конструкции, двигателями с системой охлаждения и вооружением. Среди них — ЦКБ-19 (рис. 9) с поршневым двигателем М-100. Шасси убиралось внутрь центроплана. В системе охлаждения двигателя — два выдвижных сотовых радиатора под крыльями. Впервые в СССР применён водомасляный радиатор. Вооружение — четыре пулемёта ШКАС вне зоны винта и пушка ШВАК со стрельбой через ось редуктора (впервые в СССР), до 100 кг бомб. Показал хорошую устойчивость и управляемость. Получены полностью управляемый штопор и хорошая прицельность мотор-пушки. Достиг скорости 500 км/ч.

И-180 — серия опытных истребителей-монопланов, отличавшихся габаритами, конструкцией и двигателями (М-88, М-87А, М-87Б, М-88Р), развитие И-16. Спроектированы с учётом опыта воздушных боёв в Испании. Построено 3 опытных лётных экземпляра и несколько головных серийных образцов. Вооружение — два пулемёта ШКАС и два пулемёта БС, впервые в СССР смонтированных в виде одной батареи, стреляющей синхронно между верх, цилиндрами двигателя через трёхлопастной винт. Явились переходными самолётами к истребителям 40‑х гг. Во время испытаний произошли две катастрофы. Серийная постройка прекращена летом 1940.

И-185 — дальнейшее развитие истребителя-моноплана с поршневым двигателем воздушного охлаждения, был доведён до совершенства с точки зрения аэродинамики, конструкции и технологичности производства. Конструкция смешанная (деревянный фюзеляж, металлическое крыло, металлическое оперение с полотняной обшивкой). Единственный по тому времени истребитель, способный нести на внешней подвеске до 500 кг бомб или восемь реактивных снарядов PC-82. Выпущен в пяти вариантах, отличавшихся двигателями, конструкцией и вооружением.

И-185(Р) спроектирован и построен в начале 1940 под поршневой двигатель М-90, который по расчетам должен был обеспечить самолёту максимальную скорость более 700 км/ч. Но в связи с недоведённостью М-90 самолёт лётных испытаний не проходил.

И-185(РМ) — тот же И-185(Р), но с поршневым двигателем М-81; отличался формой капота с сильно развитым коком. Первый полёт состоялся 8 апреля 1941. В ходе лётных испытаний М-81 заменён двигателем М-71.

И-185 с поршневым двигателем М-71 («04») начал летать в октябре 1941. Совместные заводские и государственные испытания состоялись в феврале — марте 1942 в Новосибирске. Летом 1942 самолет прошел войсковые испытания на Калининском фронте, получив высокие оценки фронтовых летчиков.

И-185(И) с поршневым двигателем М-82А (рис. 10) отличался удлинённым фюзеляжем, новой компоновкой винтомоторной группы (ВМГ),увеличенной вместимостью бензобаков, усиленной механизацией крыла (установлены предкрылки), изменённым оборудованием, мощным стрелковым вооружением — три синхронные пушки ШВАК. Совместные заводские и государственные испытания состоялись в 1942. Вместе с «04» проходил войсковые испытания на фронте.

И-185 (эталон для серии) с поршневым двигателем М-71 спроектирован и построен в начале 1942. Имел капотирование, форму фюзеляжа, вооружение и механизацию крыла как у И-185(И). Отличался необычайно высокой по тому времени нагрузкой на крыло. Государственная испытания прошёл в ноябре 1942 — январе 1943. По результатам испытаний признан «лучшим современным истребителем» и рекомендован к серийной постройке, которая началась в январе 1943 и прекратилась осенью того же года в связи с развёртыванием серийного производства истребителей Ла-7 и Як-9, имевших аналогичные с И-185 характеристики.

ИТП (истребитель тяжёлый пушечный) — одноместный истребитель с одним двигателем. Конструкция смешанная — деревянный фюзеляж, металлическое крыло с мощной механизацией. Строился в двух вариантах — ИТП (М-1) и М-2.

ИТП (М-1) с поршневым двигателем ВК-107П спроектирован в январе — марте 1941. В марте — сентябре 942 проходил в Новосибирске заводские испытания, осложнённые недоведённостью двигателя. Вооружение — мотор-пушка калибра 37 или 20 мм и две синхронные пушки ШВАК, бомбы до 400 кг или восемь РС-82. Имел расчётные максимальную скорость 645 км/ч и дальность 1280 км.

М-2 — модификация под поршневой двигатель первоначально АМ-37, а затем АМ-39. Имел максимальную расчётную скорость 690 км/ч. После смерти Поликарпова испытания были прекращены.

ТИС (тяжёлый истребитель сопровождения) — двухместный самолёт цельнометаллической конструкции с мощной механизацией крыла и разнесённым хвостовым оперением. Имел два варианта — ТИС (А) и МА.

ТИС (А) с двумя поршневыми двигателями АМ-37 спроектирован в конце 1940 — начале 1941. Первый полёт состоялся в сентябре 1941. По ряду причин испытания затянулись до 1943, и по указанию Народного комиссариата авиационной промышленности самолёт был модифицирован под поршневой двигатель АМ-39. Вооружение: для стрельбы вперёд — четыре пулемёта ШКАС, два пулемёта УБ, две пушки ШВАК, для стрельбы назад — сверху ШКАС на турели, снизу ШКАС на люковой установке; до 1000 кг бомб на внешней подвеске. Имел расчётные максимальную скорость 635 км/ч и дальность до 1720 км.

МА — модификация ТИС (А) под поршневой двигатель АМ-39 (1944). Вооружение: для стрельбы вперёд — две пушки ШВАК, две пушки калибра 45 мм, для стрельбы назад — пулемёт УБ на турели; до 1000 кг бомб на внешней подвеске. Ввиду отсутствия поршневого двигателя АМ-39 самолёты проходили испытания с поршневым двигателем АМ-38Ф. Были полностью подтверждены расчётные данные. Самолёт в серии не строился.

ВИТ-2 (воздушный истребитель танков) — пикирующий бомбардировщик с двумя поршневыми двигателями М-105 (ВК-105; первоначально М-103); цельнометаллический низкоплан с убирающимся шасси и разнесённым хвостовым оперением. Имел специальный хвостовой аэродинамический тормоз как дополнение к торможению воздушным винтом при пикировании. Мог использоваться как многоместный истребитель, штурмовик, разведчик. Проектировался по нормам прочности для истребителей. Будучи приспособленным к ведению активного оборонит, боя не нуждался в истребителях сопровождения. Предусматривалось два варианта стрелкового вооружения: 1) для стрельбы вперёд — пять пушек ШВАК и два пулемёта ШКАС, для стрельбы назад — ШВАК на турели (впервые в СССР); 2) для стрельбы вперёд — три ШВАК, две пушки калибра 37 мм, для стрельбы назад — ШВАК на турели, для стрельбы вниз — два ШКАС. Бомбы — до 700 кг на внутренней и 1000 кг на внешней подвесках. По конструкции и достигнутым летно-техническим характеристикам был лучшим среди самолётов данного класса. Был принят к серийному производству, но в серии не строился.

СПБ (Д) — скоростной пикирующий бомбардировщик; цельнометаллический моноплан с двумя поршневыми двигателМ-105, убирающимся шасси и разнесённым хвостовым оперением. Конструкция была максимально приспособлена для массового производства (широко использованы плазово-шаблонный метод, прессованные профили, открытая клёпка, литьё, штамповка). Вооружение: в носу и на верхний турели — по пулемёту УБ, на нижней турели — два пулемёта ШКАС для стрельбы вниз и назад; до 800 кг бомб на внутренней и до 700 кг на внешней подвесках. Были построены пять головных самолётов серии. В ходе их испытаний произошли две катастрофы. Серийная постройка прекращена в конце 1940.

НБ (Т), «ночной бомбовоз» (так называл самолёт Поликарпов) — моноплан с двумя поршневыми двигателями АШ/-82А, позднее АШ-82ФНВ (рассматривалась возможность установки других двигателей), с верхнерасположенным крылом, снабжённым предкрылками большого размаха и посадочными щитками, разнесённым хвостовым оперением. Убирающееся в полёте шасси. Конструкция смешанная (сталь, дерево, дуралюмин). По сочетанию бомбовой нагрузки и лётных данных не имел равных в своём классе. Вооружение: для стрельбы вперёд — два пулемёта УБ в носу фюзеляжа, для стрельбы назад — УБТ (на турели) и УБ в люковой установке; до 3 т бомб на внутренней подвеске в различных комбинациях (одна бомба могла быть массой 2 т), а в перегрузочном варианте — одна бомба массой 5 т. После смерти Поликарпова испытания самолёта прекратились. Построен в одном экземпляре.

По-2 (рис. 11) — самолёт первоначального обучения; двухместный биплан с поршневым двигателем М-11. Получил это название в 1944 после смерти Поликарпова (до этого назывался У-2). К У-2 как учебному самолёту предъявлялись следующие требования: высокая надёжность, простота в пилотировании, дешевизна в производстве, технология изготовления, удовлетворяющая массовому производству. Применение в конструкции самолёта дефицитных материалов исключалось. Первый опытный экземпляр КБ выпустило в 1927, но он не отвечал предъявленным требованиям. В январе 1928 был передан на лётные испытания другой вариант самолёта. Основные конструкционные материалы — древесина, полотно и металл. Самолёт успешно прошёл лётные испытания, был запущен в массовую серию и строился в больших количествах в 1928—1953; в мастерских и на ремонтных базах ГВФ постройка продолжалась до 1959. Построено около 40 тысяч экземпляров. Отличительная особенность самолёта — необычно большой руль направления, что предохраняло самолёт от срыва в штопор; будучи введённым преднамеренно в штопор, быстро выходил из него при нейтральном положении ручки управления. Простота и высокая живучесть сделали По-2 одним из самых популярных в ВВС и особенно у начинающих лётчиков. На этом учебном самолёте было подготовлено около 100 тысяч лётчиков. Для народного хозяйства страны был создан ряд вариантов специального назначения: транспортный, санитарный, связной, для сельского хозяйства и аэрофотосъёмки. По-2 широко применялся в Великой Отечественной войне. После проведения небольших конструктивных изменений был создан лёгкий ночной бомбардировщик с бомбовой нагрузкой до 300 кг и пулемётом ШКАС в задней кабине (рис. в таблице XVIII).

УТИ-4 — учебно-тренировочный истребитель; предназначался для подготовки лётного состава к полётам на истребителе И-16. Представлял собой двухместный учебно-боевой вариант И-16. Особенность — наличие второй кабины и двойного управления. Самолёт имел высокие пилотажные качества. С 1935 находился в серийном производстве. Построено 1639 экземпляров.

В первые годы развития гражданской авиации в СССР возникла необходимость создания отечественных гражданских самолётов для замены применявшихся самолётов иностранных марок. В июне 1925 был передан на испытания пассажирский самолёт ПМ-1 (рис. 12). Это семиместный (пилот и шесть пассажиров) биплан с поршневым двигателем жидкостного охлаждения «Майбах». Конструкция деревянная. Фюзеляж, выклеенный из берёзового шпона, типа монокок, крылья и оперение имели полотняную обтяжку. Лётные испытания прошли успешно. После несколько полётов и перелётов был поставлен на международную линию Москва — Берлин.

Лит.: Беляков Р. А., Н. Н. Поликарпов и современное авиастроение, в сб.: Исследования по истории и теории развития авиационной н ракетно-космической науки и техники, М., 1981; Шавров В. Б., История конструкций самолетов в СССР до 1938 г., 3 изд., М., 1985; его же. История конструкций самолетов в СССР 1938—1950, 2 изд., М., 1988.

А. В. Коршунов, Н. З. Матюх, А. М. Савельев.

Рис. 1. Р-1.

Рис. 2. Р-5.

Рис. 3. И-1.

Рис. 4. И-3.

Рис. 5. И-5

Рис. 6. И-15 «Чайка».

Рис. 7. И-15бис.

Рис. 8. И-153 («Чайка»).

Рис. 9. И-17 (ЦКБ-19).

Рис. 10. И-185 (И).

Рис. 11. По-2.

Рис. 12. ПИ-1.

Табл. — Самолёты Н. Н. Поликарпова

 

Основные данные

 

Разведчики

Истребители

Р-1

 

Р-5

 

И-1

 

2И-Н1

 

И-3

 

И-5

 

И-15

 

И-15бис

 

Первый полёт, год

1923

 

1928

 

1923

 

1926

 

1927

 

1930

 

1934

 

1936

 

Начало серийного производства, год

 

1923

 

1928

 

1924

 

-

 

1928

 

1931

 

1937

 

1937

 

Число, тип и марка двигателей

 

1 ПД М-5

 

1 ПД М-17, -176, -17ф

 

1 ПД М-5

 

1 ПД «Нэпир-Лайон»

 

1 ПД М-17

 

1 ПД М-22

 

1 ПД «Райт-Циклон»

 

1 ПД М-25В

 

Мощность двигателя, кВт

331

 

500—537

 

331

 

375

 

500

 

353

 

460

 

570

 

Длина самолёта, м

9,24

 

10,56

 

7,32

 

9,75

 

8,08

 

6,78

 

6,1

 

6,275

 

Размах крыла, м

14,02

 

15,5

 

10,8

 

12

 

11,08

 

10,24

 

9,75

 

10,2

 

Площадь крыла, м2

 

44,54

 

50,2

 

26,8

 

27,15

 

27,86

 

21,25

 

21,9

 

22,5

 

Взлётная масса, т

2,2

 

2,9—3,35

 

1,53

 

1,7

 

1,846

 

1,355

 

1,373

 

1,78

 

Масса пустого самолёта, т

1,45

 

1,94-2,33

 

1,13

 

1,153

 

1,4

 

0,943

 

0,965

 

1,31

 

Максимальная дальность полёта, км

 

700

 

700-1000

 

650

 

800

 

585

 

660

 

790

 

530

 

Максимальная скорость полёта, км/ч

185

 

198—256

 

264

 

268

 

283

 

286

 

368

 

370

 

Время набора высоты 5000 м, мин

 

25,3*

 

17—23,5

 

-

 

13

 

12,6

 

10,1

 

6,1

 

0,7

 

Практический потолок, км

5

 

4,35—6,3

 

6

 

7,1

 

7,2

 

8,1

 

9,8

 

9,5

 

Экипаж, чел.

 

2

 

2

 

1

 

2

 

1

 

1

 

1

 

1

 

* Время набора высоты 4000 м

Продолжение таблицы

 

Основные данные

 

Истребители

 

И-153

 

И-190

 

И-16 (ЦКБ-12)

 

И-16 (тип 24)

 

И-17 (ЦКБ-19)

 

И-180

 

И-185 (эталон)

 

Первый полёт, год

 

1939

 

1939

 

1933

 

1939

 

1935

 

1938

 

1942

 

Начало серийного производства, год

 

1939

 

-

 

1934

 

1939

 

-

 

1939

 

-

 

Число, тип и марка двигателей

 

1 ПД М-62

 

I ПД М-88

 

1 ПД М-22

 

1 ПД М-63

 

1 ПД

М-100

 

1 ПД М-88

 

1 ПД М-71

 

Мощность двигателя, кВт

735

 

809

 

353

 

809

 

633

 

809

 

1470

 

Длина самолёта, м

6,175

 

6,48

 

5,9

 

6,13

 

7,4

 

6,88

 

8,05

 

Размах крыла, м

 

10

 

10,2

 

9

 

9

 

10,1

 

10,09

 

9,8

 

Площадь крыла, м2

22,14

 

24,83

 

14,54

 

14,54

 

17,65

 

16,11

 

15,53

 

Взлетная масса, т

1,847

 

2,112

 

1,345

 

1,879

 

1,915

 

2,675

 

3,735

 

Масса пустого самолёта, т

1,348

 

1,761

 

0,967

 

1,373

 

-

 

2,046

 

3,105

 

Максимальная дальность полёта, км

 

740

 

-

 

720

 

700*

 

-

 

-

 

900

 

Максимальная скорость полёта, км/ч

444

 

490

 

359

 

489

 

500

 

585

 

680

 

Время набора высоты 5000 м, мин

 

5,8

 

5

 

9,4

 

5,15

 

5

 

11,05

 

4,7

 

Практический потолок, км

10,7

 

12,4

 

7,13

 

10,8

 

9,7

 

11,05

 

11

 

Экипаж, чел,

 

1

 

1

 

1 '

 

1

 

1

 

1

 

1

 

 

Продолжение таблицы

 

Основные данные

 

Бомбардировщики

 

Самолёт первоначального обучения По-2 (У-2)

 

Пассажирский самолет ПМ-1

 

ВИТ-2

 

СПБ

 

НБ

 

Первый полёт, год

1938

 

1939

 

1943

 

1928

 

1925

 

Начало серийного производства, год

1939

 

1940

 

-

 

1928

 

1925

 

Число, тип и марка двигателей

2 ПД М-105

 

2 ПД М-105

 

2 ПД АШ-82ФНВ

 

1 ПД М-11

 

1 ПД «Майбах»

 

Мощность двигателя, кВт

809

 

809

 

1360

 

80,9

 

191

 

Длина самолёта, ч

12,25

 

11,18

 

15,25

 

8,17

 

11,1

 

Размах крыла, м

16,5

 

10,2

 

21,52

 

11,4

 

18

 

Площадь крыла, м2

40,76

 

42,93

 

58,1

 

33,16

 

-

 

Взлетная масса, т

6,302

 

6,85

 

13,8

 

0,9—1,1

 

2,37

 

Масса пустого самолёта, т

4,032

 

4,48

 

8,843

 

0,64—0,66

 

1,6

 

Максимальная дальность полёта, км

1000

 

2200

 

3400

 

-

 

-

 

Максимальная скорость полёта, км/ч

513

 

520

 

510

 

132,5

 

170

 

Время набора высоты 5000 м, мин.

 

6,8

 

7,5

 

15

 

39,07*

 

-

 

Практический потолок, км

8,2

 

8,2

 

9,5

 

5,12

 

-

 

Экипаж, чел.

 

2

 

2

 

3

 

2

 

1

 

* С подвесными бензобаками

полиплан (от греческого pol{{y}}s — многочисленный и латинского planum — плоскость), многоплан, мультиплан, — самолёт с четырьмя и более главными, то есть создающими основную долю аэродинамической подъёмной силы, несущими поверхностями (планами), расположенными одна над другой, возможно с выносом, то есть не строго по вертикали. П. проектировались и строились в первой четверти XX в., например, испытывавшиеся в полёте в 1916 (см. рис.) и 1923 четырёхпланы конструкции В. Ф. Савельева. Стремление увеличить число плоскостей было обусловлено тем, что из-за недостаточной мощности двигателей, относительно низкого уровня развития теории крыла подъёмную силу можно было увеличить, лишь увеличивая площадь (в основном размах) крыла. Увеличение же площади крыла сдерживалось уровнем развития строительной механики авиационных конструкций, отсутствием соответствующих авиационных материалов. Однако схема П. распространения не получила в связи с отсутствием преимуществ перед бипланом. Более того, в работах Л. Прандтля и других учёных было показано, что увеличение числа планов при заданном размахе, высоте самолёта и подъёмной силе приводит к увеличению индуктивного сопротивления и, следовательно, к уменьшению аэродинамического качества.

Полиплан: чегырёхплан В. Ф. Савельева (1916).

полное давление потока, давление торможения, — давление p0 изоэнтропически заторможенной жидкости или газа. Физически П. д. характеризует собой ту часть энергии потока, которая участвует в обратимых процессах перехода между кинетической энергией и давлением. Эта величина играет важную роль в аэро- и гидродинамике, в особенности при исследовании установившихся адиабатических течений идеальной жидкости. Для стационарного течения идеальной несжимаемой жидкости с потенциалом массовых сил П  =  gz вдоль линии тока справедливо Бернулли уравнение:

{{формула}}

где Q — плотность, р — давление, V — модуль вектора скорости. Если постоянная Бернулли С одна и та же для всего потока, то П. д. постоянно в плоскости z  =  const, но различно по значению для разных плоскостей. В аэродинамике массовыми силами обычно пренебрегают, поэтому уравнение принимает вид

{{формула}}

Следовательно, П. д. постоянно вдоль линии тока, но в общем случае изменяется при переходе от одной линии тока к другой. Если набегающий на тело поток однороден, то П. д. одно и то же для всего течения.

Для установившегося изоэнтропического течения совершенного газа (то есть для сжимаемой среды) в элементарной трубке тока П. д. связано с газодинамическими переменными потока уравнением Бернулли, которое в этом случае при отсутствии массовых сил может быть записано в виде

{{формула}}

где {{γ}} — показатель адиабаты, М — местное Маха число. Если рассматриваемая линия тока пересекает ударную волну, то при прохождении через неё П. д. уменьшается и принимает новое значение, которое остаётся неизменным вдоль линии тока, пока она вновь не пересечёт ударную волну. Это изменение П. д. в ударных волнах и других диссипативных процессах характеризуется коэффициентом восстановления полного давления.

Понятие «П.д.» используется при проведении различных газодинамических расчётов и при анализе экспериментальных данных. Так, например, распределение значений p0 и p в потоке может быть сравнительно просто измерено, а на основе этих данных можно провести определение локальных значений газодинамических переменных по двум последним формулам для изоэнтропического потока или по иным модифицированным формулам, учитывающим потери П. д. в ударных волнах.

В. А. Башкин.

полоса безопасности — входит в состав лётной полосы аэродрома и представляет собой специально подготовленный участок земной поверхности, примыкающий непосредственно к взлётно-посадочной полосе и предназначенный для обеспечения безопасности самолёта в случае возможного выкатывания за пределы взлётно-посадочной полосы при взлёте или посадке.

П. б. подразделяются на концевые (КПБ) и боковые (БПБ). КПБ примыкают непосредственно к концам взлётно-посадочной полосы в направлении продолжения её оси. БПБ примыкают непосредственно к боковым границам взлётно-посадочной полосы по всей её длине и располагаются по обе стороны от неё. Поверхности П. б. имеют ограничения по уклону в местах сопряжения взлётно-посадочной полосы и местностью для обеспечения плавности перехода поверхностей. Поверхности, как правило, грунтовые; на них не должно быть ям, канав, рытвин, построек, столбов и других препятствий. Они должны обеспечивать движение летательного аппарата в аварийных случаях без разрушения конструкций. Размеры П. б. устанавливаются в зависимости от класса аэродрома и характеристик летательного аппарата и находятся в следующих пределах: длина КПБ 50—400 м, ширина БПБ 50—100 м.

Полосухин Порфирий Порфирьевич (1910—1971) — советский воздухоплаватель, парашютист, заслуженный мастер спорта СССР (1949). Окончил Высшую парашютную школу (1934). Высшую воздухоплавательную школу ГВФ (1935). Разрабатывал методику прыжков с аэростата с высоты 140—11000 м. В 1938—1949 совершил прыжки с аэростата в кислородной маске с высоты 8—11 км, подъёмы на свободных аэростатах на высоту 9—11 км для проведения научных исследований, оставаясь на этих высотах в открытой гондоле с кислородной маской до 3—4,5 ч. Совершил (27 апреля 1949) прыжок с субстратостата с высоты 11668 м (всесоюзный рекорд), 22 июня ночной прыжок с самолёта с высоты 10370 м (мировой рекорд). П. выполнил свыше 800 парашютных прыжков и около 200 полетов на свободных аэростатах. Награжден орденами Красного Знамени, Красной звезды, медалью. Портрет смотри на стр. 439.

Соч.: Записки спортсмена-воздухоплавателя и парашютиста, 3 изд., М., 1958.

П. П. Полосухин.

полубочка — смотри в статье Бочка.

полужесткий дирижабль — дирижабль с корпусом обтекаемой формы в вид мягкой оболочки, наполняемой подъемным газом (гелием, водородом), которая обычно подкрепляется металлическим каркасом. Различают два типа П. д. К первому относятся дирижабли с корпусом, состоящим из оболочки с баллонетом и подкрепляющего оболочку снизу каркаса. Каркас изготавливается либо из плоских ферменных звеньев, либо из килевой фермы треугольного и многогранного сечения (дирижабли так называемого обычного полужёсткого типа). Корпус П.д. второго типа состоит из наружной и внутренней оболочек. Внутренняя оболочка наполняется подъёмным газом, к ней на внутренней подвеске крепится килевая балка треугольного сечения. Пространство между наружной и внутренней оболочками заполняется воздухом под давлением, что обеспечивает сохранение формы и жёсткости корпуса. Такие дирижабли называются П. д. типа Форланини.

П. д. имеют гондолу для экипажа, устройства для крепления движителей и, как правило, четырёхплановое оперение, состоящее из верхнего, нижнего и двух горизонтальных планов. Гондола подвешивается на стальных тросах к усилительному каркасу или непосредственно крепится на киле. Носовое усиление и оперение крепятся частично к килю и частично к оболочке.

П. д. обычного типа строились с начала XX в. до 30‑х гг. с объёмом от 1000 до 35000 м3 (проводились разработки П. д. с объёмом 50,55 и 120 тысяч м3). П. д., летавшие на высоте до 4 км, применялись для морской разведки (во Франции, Италии, Великобритании, США и Японии), для экспедиционных и транспортных целей (в Италии и СССР), инспекционных и рекламных полётов (в Германии).

Военные П. д. типа Форланини, использовавшиеся для бомбардировок, строились в Италии до 1918; имели объём до 18 тысяч м3. Проводились разработки П. д. этого типа с объёмом 28 тысяч м3. В 1931 в Италии был построен и испытан экспериментальный П. д. типа Форланини «Омниадир» объёмом 4 тысячи м3, имевший наряду с обычным оперением также и систему струйного управления; полёты дирижабля проводились в 1931—1932. В СССР в 1938 по типу П. д. Форланини построен дирижабль ДП-16 (СССР В-9) объёмом 12,753 тысячи м3, который был способен совершать полёты зимой на высоте до 6600 м, а летом на высоте до 5000 м. На высоте 4000 м он мог летать со скоростью 80 км/ч в течение 13 ч, имея на борту команду из 4—8 человек.

Оболочки П. д. изготавливались из двух- или трёхслойных дублированных прорезиненных материй на основе хлопчатобумажных тканей. Для уменьшения возможных смещений центра газового объёма оболочка П. д. разделялась поперечными диафрагмами на 5—6 отсеков, в каждом из которых обычно имелся свой баллонет. Для повышения надёжности и живучести военных П. д. оболочка разделялась на 10—12 отсеков, что позволяло даже при значительной потере газа одним из отсеков продолжать полёт. Наполнение баллонета воздухом проводилось либо через заборник в носовой части корпуса, либо от улавливателей (заборников), устанавливаемых за воздушными винтами (что более надёжно). Подача воздуха при стоянке дирижабля и неработающих движителях обеспечивалась вентилятором. Для смягчения удара при посадке и возможности посадки на воду под гондолой устанавливался пневматический амортизатор. Движительные установки закреплялись по бортам гондолы или в особых подвесных гондолах на киле.

Опыт применения П. д. обычного типа показал, что они более просты в изготовлении и сборке и дешевле, чем сопоставимые по объёму жёсткие каркасные дирижабли, но более сложны в изготовлении и сборке и потому дороже, чем такого же объёма полумягкие дирижабли.

См. рис. к статье Дирижабль.

Лит.: Лебедев Н. В., Дирижабли, кн. 1, М—Л., 1933; Катанский В. В., Проектирование баллонно-такелажных конструкций и оборудования воздушных судов, М—Л., 1936; Гарф Б. А., Никольский В. И., Проектирование металлических конструкций дирижаблей, М.—Л., 1936.

Р. В. Пятышев.

полумонокок (английское semimonocoque) — конструкция фюзеляжа или его части, хвостовой балки, мотогондолы, поплавка гидросамолёта и т. п., в отличие от монокока выполненная из обшивки с перекрёстным подкреплением из стрингеров и шпангоутов (см. рис.). В зависимости от действующих сил площадь и шаг любого элемента П. можно изменять, создавая прочную и жёсткую конструкцию при минимальной массе. Для повышения несущей способности (обычно в местах пересечения) стрингеры скрепляются со шпангоутами. Благодаря универсальности применения полумонококовая конструкция получила широкое распространение.

Конструкция хвостовой части полумонококового фюзеляжа: 1 — стыковой шпангоут; 2 — стрингеры; 3 — типовые шпангоуты; 4 — обшивка; 5 — полушпангоуты.

полупетля, иммельман, — фигура пилотажа: восходящая часть Нестерова петли с поворотом летательного аппарата относительно продольной оси на 180{{°}} в верхней точке (см. рис.).

Область начальных значений скоростей и высот П. совпадает с областью их значений для петли Нестерова.

Полупетля.

полутораплан — биплан, площадь нижнего крыла которого значительно меньше, чем верхнего. Термин был особенно распространён в 1920—1930‑х гг. Обычно к П. относили бипланы, у которых размах (хорда) нижнего крыла в 1,5—2 раза меньше, чем верхнего (отсюда название). Переход от биплана к П. позволял уменьшать число, а следовательно, и сопротивление аэродинамическое стоек и расчалок, что вело к увеличению скорости полёта самолёта, повышению его аэродинамического качества. К числу П. принадлежит, например, самолёт-разведчик Р-5 Н. Н. Поликарпова (рис. в таблиице XI).

поляра (немецкое Polare, от латинского polus, греческого p{{ó}}los — ось, полюс) в аэродинамике — кривая (см. рис.), выражающая зависимость сya  =  f(сxa) аэродинамического коэффициента подъёмной силы суа от коэффициента сопротивления аэродинамического сха летательного аппарата в целом или его отдельных частей (например, крыла) в скоростной системе координат. Понятие П. введено в практику аэродинамического анализа О. Лилиенталем. В литературе встречаются название: аэродинамическая П., П. первого рода, П. Лилиенталя. При одинаковых масштабах осей (обычно масштаб по оси сxa растягивают в 5—10 раз) любой отрезок прямой, соединяющей начало координат с точкой на П., указывает направление вектора результирующей аэродинамической силы, его длина равна значению коэффициента этой силы, а тангенс угла наклона этого отрезка равен аэродинамическому качеству К. Максимальное значение Кmах достигается в точке касания с П. указанного отрезка. П. характеризует аэродинамическое совершенство летательного аппарата.

При малых углах атаки и Маха числах полёта М{{}}  =  0—5 форма П. близка к квадратичной параболе. В простейшем случае для летательного аппарата с плоским крылом с симметричными профилями П. имеет вид: cya  =  cx0a + A2сya, где сx0а — коэффициент сопротивления при нулевой подъёмной силе; А характеризует крутизну П. (отвал П.). При дозвуковых скоростях полёта для крыла большого удлинения с эллиптическим распределением циркуляции скорости и полной реализацией подсасывающей силы множитель А имеет минимальное значение 1/({{πλ}}), где {{λ}} — удлинение крыла. Для плоского крыла с острыми передними кромками подсасывающая сила практически не реализуется, отвал П. существенно возрастает и A  =  1/(дс/д{{α}}), где {{α}} — угол атаки.

Наряду с П. первого рода иногда на практике рассматривают П. второго рода — значения аэродинамического коэффициента вычисляются в связанной системе координат. На П. первого и второго родов может быть указана разметка углов атаки.

Л. Е. Васильев.

полярная авиация — специальные подразделения гражданской авиации, предназначенные для обеспечения транспортных и исследовательских полётов в полярных районах Северного и Южного полушарий. Полёты над полярными районами организуются и выполняются с учётом физико-географических и метеорологических условий этих районов, а также сложности самолётовождения в них, обусловленной недостаточностью естественных и искусственных ориентиров, частыми изменениями метеоусловий, низкими температурами воздуха, продолжительностью полярного дня (ночи), неустойчивостью работы магнитных компасов и средств связи.

Основные задачи П. а. нашей страны — проведение систематической ледовой разведки с целью проводки судов, обеспечение научных исследований в бассейне Северного Ледовитого океана и в Антарктике, снабжение дрейфующих станций «Северный полюс» («СП») и полярных станций, перевозка пассажиров и грузов в районах Крайнего Севера. В П. а. используются самолёты и вертолёты различных типов, оснащённые дополнительным навигационным, аварийно-спасательным, специальным и бытовым оборудованием.

Со становлением и развитием отечественной П. а. связано планомерное изучение и освоение Арктики и Северного морской пути и исследования Антарктики. Первый полёт в Арктике в районе Новой Земли на самолёте «Морис Фарман» совершили в 1914 Я. И. Нагурский и Е. В. Кузнецов, участвовавшие в поисках пропавшей экспедиции Г. Я. Седова. Начало регулярной работе авиаторов в Арктике было положено в 1924 полётами Б. Г. Чухновского на гидросамолёте Ю-20 по обеспечению Северной гидрографической экспедиции; он выполнил 12 полётов над Новой Землёй, Баренцевым и Карским морями, пробыв в воздухе 13 ч. В 1925 Чухновский и О. А. Кальвица совершили первый арктический перелёт по маршруту Ленинград — Петрозаводск — Архангельск — Новая Земля с целью разведки льдов и исследования берегов Новой Земли. Яркими страницами в истории освоения Арктики стали полёты в районе Шпицбергена летом 1928 Чухновского и М. С. Бабушкина на поиск экипажа потерпевшего катастрофу дирижабля «Италия». В сложнейших условиях экипаж Чухновского 10 июля 1928 нашёл в ледовой пустыне на 81‑й параллели группу Ф. Мальмгрена из состава экспедиции У. Нобиле и сообщил её координаты на ледокол «Красин», который снял эту группу со льдины.

Зачинателями ледовой разведки, первооткрывателями северный трасс были пилоты Чухновский, А. Д. Алексеев, Кальвица, Бабушкин, Ф. Б. Фарих, М. И. Козлов, М. Н. Каминский, П. Г. Головин, В. Л. Галышев и другие. В 1929 полётами Чухновского, Алексеева, И. К. Иванова начато регулярное авиационное обслуживание ежегодных Карских экспедиций. С 1932 самолёты обеспечивали передвижение судов в восточном секторе Арктики (через Берингов пролив в устье реки Колымы). С помощью авиации велось освоение Северного морской пути. От эпизодических рейсов ледовой разведки экипажи самолётов перешли к непосредственной проводке караванов судов. Полёты на ледовую разведку, как правило, выполнялись на гидросамолётах, базирующихся на борту судов и ледоколов. С конца 30‑х гг. начато использование для ледовой разведки самолётов наземного базирования. С 1936 вся трасса Северного морского пути была обеспечена эпизодической ледовой разведкой.

В елях централизации работ, связанных с освоением Северного морской пути, 17 декабря 1932 было организовано Главное управление Северного морского пути (Главсевморпуть) при Совнаркоме СССР, в составе которого в феврале 1933 образовано Управление воздушной службы (во главе с М. И. Шевелёвым), преобразованное в 1934 в Управление П. а. Главсевморпути (с 1960 это управление находилось в ГВФ, а в 1970 было ликвидировано, что существенно усложнило организационно-методическое обеспечение деятельности П. а.).

На П. а. возлагались задачи по ледовой разведке и проводке кораблей, а также по авиационному обслуживанию научно-исследовательских экспедиций, изучавших природные ресурсы северный морей и Северного Ледовитого океана. В 30‑е гг. для организации регулярных полётов по линиям Тюмень — Салехард, Красноярск — Дудинка — Диксон, Якутск —Тикси были созданы Енисейская и Ленская авиагруппы. Экипажи П. а., базировавшиеся вдоль побережья полярных морей по линии Архангельск — Амдерма — Диксон — Хатанга — Тикси — Чокурдах — Черский — Мыс Шмидта, осваивали новые районы Арктики.

Высокую эффективность применения авиации в полярных условиях продемонстрировала воздушная спасательная экспедиция по эвакуации пассажиров и экипажа парохода «Челюскин» в 1934 (см. Челюскинская эпопея).

Важное значение для авиационного освоения северных районов имели длительные беспосадочные полёты в высоких широтах Арктики. В 1936 В. П. Чкалов, Г. Ф. Байдуков и А. В. Беляков на одномоторном самолёте АНТ-25 преодолели маршрут Москва — Земля Франца-Иосифа — Северная Земля — бухта Тикси — Петропавловск-Камчатский — о. Удд (Охотское море). В 1937 этот же экипаж выполнил перелёт из Москвы через Северный полюс в США. Аналогичный перелёт в том же году совершили М. М. Громов, А. Б. Юмашев и С. А. Данилин, установившие мировой рекорд дальности беспосадочного полёта.

Состоявшаяся перед этими двумя перелётами арктическая воздушная экспедиция 1937 по организации работы дрейфующей станции «СП-1» во главе с И. Д. Папаниным явилась началом планомерного исследования Центральной Арктики с помощью авиации.

В 1938 лётчики П. а. успешно вывезли на материк свыше 400 пассажиров и членов экипажей ледоколов и судов, вынужденно зазимовавших в арктических условиях.

В 1941 экипаж 4-моторного самолета «СССР-Н-169», возглавляемый И. И. Черевичным (второй пилот Каминский, штурман В. И. Аккуратов), доставил группу полярников-исследователей в район полюса относительной недоступности; тем самым было положено начало арктическим исследованиям с помощью «летающих лабораторий».

В годы Великой Отечественной войны личный состав П. а. принимал активное участие в боевых операциях и выполнении специальных задач, имевших важное оборонное значение, в том числе обеспечение ледовой разведки Северного морской пути, доставка грузов в Арктику, освоение воздушной трассы Красноярск — Аляска.

В 1946 с организацией высокоширотных воздушных экспедиций «Север» возобновилось комплексное изучение Центральной Арктики, воздушные экспедиции на специально оборудованных «летающих лабораториях» с посадкой на дрейфующий лёд стали основным средством исследования труднодоступных районов Северного Ледовитого океана. В 1954 в Арктике впервые были использованы вертолеты (Ми-4); с 1956 систематически проводится ледовая авиаразведка с помощью базирующихся на ледоколах вертолётов (Ка-15, Ми-4, Ми-2) и самолётов берегового базирования (Ли-2, Ил-14, оснащённых бортовыми локаторами, а с 1968 — Ан-24 с системой «Торос»). В 1959 с помощью П. а. впервые в мировой практике в Арктическом бассейне были установлены дрейфующие автоматические радиометеорологические станции, которые в последующие годы систематически обновлялись. В конце 50‑х—начале 60‑х гг. на дрейфующие арктические льды стали совершать посадки 4-моторные самолеты Ан-12; в 1977 на станции «СП-22» совершил по садку самолёт Ил-18. В обеспечении успешного похода к Северному полюсу атомного ледокола «Арктика» в августе 1977 существенную роль сыграла авиаразведка.

П. а. принадлежит видное место в истории освоения Антарктики. В составе первой советской антарктической экспедиции 1955 входил авиаотряд под командованием Черевичного, располагавший специально оборудованными самолётами Ан-2, Ли-2, Ил-12, вертолетами Ми-4. Полёты над неизученной безориентирной местностью, посадки на высоту до 4000 м над уровнем океана, низкие температуры и ураганные ветры предъявляют высокие требования к уровню профессиональной подготовки лётного и технического состава и надёжности авиационной техники. На ледовом континенте с помощью авиации созданы внутриконтинентальные станции, проводятся геофизические, аэрометеорологические, гляциологические наблюдения и аэрофотосъёмка территории Антарктиды. С целью установления воздушной связи с советскими научно-исследовательскими антарктическими станциями в декабре 1961 осуществлён перелёт протяжённостью около 26 тысяч км Москва — Антарктида самолётов Ил-18 и Ан-12 под командованием А. С. Полякова и Б. С. Осипова. В 1963 на ледовый континент стартовали два самолёта Ил-18 (командиры экипажей Поляков, М. П. Ступишин) с 70 участниками экспедиции.

С начала 80‑х гг. полёты в Антарктиду на специальных оборудованных тяжёлых транспортных самолётах Ил-18Д, а затем Ил-76ТД с посадкой на ледовых аэродромах становятся регулярными. В состав ежегодных советских антарктических экспедиций входят экипажи и инженерно-технический состав авиаотряда. Высокое лётное мастерство, опыт и самоотверженность полярных авиаторов неоднократно подтверждались в экстремальных условиях. Так, полярной ночью, при низких температураx воздуха и ограниченной видимости экипажами вертолётов Ми-8 и самолётов Ил-14 были обеспечены ледовая разведка и эвакуация участников антарктических экспедиций с зажатых льдами дизельэлектроходов «Обь» (1972) и «Михаил Сомов» (1986) с промежуточными посадками на айсберги.

Возрастающие объёмы авиационных работ в Арктике и Антарктиде требуют создания специальных самолётов и вертолётов, обладающих высокими летно-техническими характеристиками, надёжностью и экономичностью, оснащённых современными пилотажно-навигационным и радиосвязным оборудованием, хорошо приспособленных к эксплуатации в полярных условиях. На смену находившимся в эксплуатации самолётам с поршневыми двигателями в опытную эксплуатацию в конце 80‑х гг. поступили самолёты с газотурбинными двигателями Ан-28, Ан-74 (см. рис. 1—3) и вертолёты Ка-32С в варианте ледового разведчика.

Лит.: Морозов С. Т., Они принесли крылья в Арктику, М., 1979; История гражданской авиация СССР, М., 1983.

Е. Н. Малахов.

Рис. 1. Проводка ледокола по Северному морскому пути с помощью самолёта.

Рис. 2. Самолёт на дрейфующей станции «Северный полюс-28».

Рис. 3. Самолёт Ан-74 в Антарктиде.

Поморцев Михаил Михайлович (1851—1916) — русский аэролог. Окончил Михайловское артиллерийское училище в Петербурге (1871) и Академию Генштаба (1878). С 1881 преподавал в Военно-инженерной академии, с 1885 в артиллерийском училище, воздухоплавательной школе и Военно-медицинской академии в Петербурге. С 1885 организовывал подъёмы на аэростатах для изучения атмосферных явлений; обработал результаты несколько десятков таких подъёмов. В 1889 опубликовал «Очерк учения о предсказании погоды» — первый русский учебник синоптической метеорологии. Изобрёл ряд аэронавигационных и других приборов.

Лит.: Минкельдей М. А., М. М. Поморцев. Первый русский аэролог, Л., 1954.

М. М. Поморцев.

помощь воздушным судам, терпящим бедствие. Воздушное судно признаётся терпящим бедствие, если существует обоснованная уверенность в том, что ему и находящимся на борту людям Угрожает непосредственная опасность, не устранимая действиями экипажа воздушного судна. Обеспечивается поисково-спасательной службой (см. Поиск и спасание воздушных судов), взаимодействующей с органами обслуживания воздушного движения.

Для получения своевременной помощи воздушное судно должно подать сигналы бедствия. В СССР были установлены единые для авиации сигналы бедствия, срочности и предупреждения об опасности. Сигналы бедствия: передаваемый по радиотелеграфу азбукой Морзе сигнал «SOS» или произносимые по радиотелефону в начале сообщения слова «Терплю бедствие», а при международных полётах — «МЕЙДЕЙ». При наличии на воздушном судне приёмоответчика вторичной радиолокации для него определяются соответствующие режим и код. На воздушных судах устанавливаются аварийные радиомаяки (радиостанции), сигналы с которых поступают в международную спутниковую систему поиска и спасания. Магистральные воздушные суда оснащаются автоматическими радиоустройствами для постоянного приёма аварийных сигналов. Сигналы и сообщения о бедствии передаются по радио на частоте связи воздушного судна с органом обслуживания воздушного движения, в районе ответственности которого находится воздушное судно, либо на аварийных частотах, установленных регламентом связи (121,5 МГц и др.).

помпаж двигателя (французское роmраge) — различные нестационарные явления, возникающие в результате потери устойчивости течения воздуха в компрессоре при работе его в системе газотурбинного двигателя. По физической природе и внешним проявлениям различают три основных вида неустойчивого течения.

1. Вращающийся срыв — результат потери устойчивости осесимметричного течения. Он может локализоваться в одной или несколько ступенях компрессора или охватывать всю его проточную часть; в последнем случае формирование вращающегося срыва приводит к глобальной потере устойчивости течения в двигателе. Вращающийся срыв возникает при обтекании лопаток компрессора с большими положительными углами атаки. В ограниченном пространстве кольцевой проточной части компрессора появление отрывного течения на отдельных лопатках приводит к образованию дискретных срывных зон, которые вращаются в том же направлении, что и ротор, но с меньшей угловой скоростью. Появление вращающегося срыва приводит к падению напора ступеней в области малых расходов воздуха, а также возникновению вибраций лопаток.

2. Скачкообразное уменьшение расхода воздуха и напора компрессора вследствие потери статической устойчивости течения в компрессоре, которое иногда происходит на пусковых режимах работы двигателя. Потеря статической устойчивости чаще всего оказывается необратимой, приводит к «зависанию» двигателя: при увеличении расхода топлива растёт температура газов, уменьшается расход воздуха, а частота вращения не увеличивается.

3. Собственно П. д. — продольные автоколебания потока во всём воздушно-газовом тракте двигателя и воздухозаборника, возникающие в результате потери динамической устойчивости течения в силовой установке, являющейся газовой автоколебательной системой с активными элементами, в которых при колебаниях может подводиться к газу или отводиться от него энергия (компрессор, камера сгорания, турбина, зазоры в проточной части); все её элементы обладают и реактивными свойствами: в них при колебаниях на газ действуют инерционные и упругие силы.

П. д. — разветвлённой динамической системы с большим числом степеней свободы — может происходить с различными частотами, соответствующими разным формам колебаний. Возникновение П. д. сопровождается большими динамическими нагрузками на все элементы конструкции силовой установки, выбросом горячих газов на вход двигателя, ростом температуры газов перед турбиной, что при длительном воздействии приводит к разрушению силовой установки. В самолётах с несколько двигателями помпаж одного из них может приводить к потере управляемости самолётом.

Для избежания П. д. линии рабочих режимов (ЛРР) компрессора на его характеристике располагаются на достаточном удалении от области неустойчивых режимов; расстояние между ЛРР и границей устойчивых режимов (см. рис.)

{{формула}}

({{π}}*к — степень повышения полного давления; Gпр — расход воздуха, приведённый к стандартным атмосферным условиям) называется запасом устойчивости компрессора; в стендовых условиях на установившихся режимах работы газотурбинного двигателя величина {{}}Kу — функция приведённой частоты вращения

nпр  =  n(288/T0*)1/2

(n — фактическая частота вращения, T0* — температура заторможенного потока перед компрессором), а также положения органов регулирования двигателя.

При работе двигателя в различных условиях эксплуатации запас устойчивости может уменьшаться по следующим причинам:

1) смещение ЛРР компрессора к границе устойчивости в результате повышения температуры газов перед турбиной на неустановившихся режимах (за счёт увеличения расхода топлива для раскрутки двигателя). Уменьшение запаса устойчивости по этой причине тем больше, чем выше темп разгона (меньше время «приёмистости») и на отдельных участках может достигать 12—15% от {{}}Ку. В турбореактивных двухконтурных двигателях с форсажем может уменьшаться запас устойчивости вентилятора при включении форсажа, если рост температуры в форсажной камере не компенсируется соответствующим увеличением площади критического сечения реактивного сопла. Аналогичные процессы происходят и при нестационарном повышении температуры воздуха перед двигателем;

2) смещение границы устойчивых режимов в сторону ЛРР вследствие неравномерности поля давлений и температуры перед двигателем, возникающей в результате отрывного несимметричного течения в воздухозаборнике или появления перед ним теплового возмущения с неравномерным распределением температуры по сечению входного канала;

3) мгновенное (нестационарное) взаимное сближение ЛРР компрессора и границы устойчивых режимов под воздействием нестационарных внешних возмущений, например, пульсаций давления в воздухозаборнике. В этих условиях возможно жёсткое самовозбуждение П. д., который в некоторых случаях после прекращения возмущении может самоликвидироваться;

4) взаимное сближение границы устойчивых режимов и ЛРР в процессе эксплуатации в результате падения кпд компрессора и турбины и уменьшения максимального напора из-за эрозии лопаток и износа истираемых покрытий проточной части.

Для обеспечения устойчивой работы компрессора при нормальной эксплуатации двигателя используются автоматически управляемые поворот лопаток направляющих аппаратов компрессора и перепуск воздуха; этой же цели способствует выполнение двигателя по двух-, трёхзальной схеме. Во многих конструкциях для расширения области безотрывного обтекания лопаток над рабочими колёсами устанавливаются специальные участки корпуса с перфорированной обечайкой и полостью над ней. Для предотвращения последствий П. д. в эксплуатации используется автоматизированная противопомпажная защита двигателя.

Лит.: Казакевич В. В., Автоколебания (помпаж) в компрессорах, 2 изд., М., 1974; Холщевников К. В., Емин О. Н., Митрохин В. Т., Теория и расчет авиационных лопаточных машин, 2 изд., М., 1986.

Л. Е. Ольштейн.

Характеристика компрессора ({{n}}  =  nпр/nпр max — относительная приведённая частота вращения).

поперечное v крыла — угловое отклонение плоскости хорд крыла от его горизонтальной базовой плоскости (см. Системы координат летательных аппаратов); характеризуется углом {{ψ}} (см. рис.). Если поверхность хорд крыла не плоская (например, из-за крутки крыла), то за плоскость хорд обычно принимают плоскость, относительно которой «закручено» крыло. Угол {{ψ}} считается положительным, если консоли крыла отгибаются вверх. Выбор необходимого угла {{ψ}} связан с аэродинамической компоновкой самолёта. В зависимости от стреловидности крыла, положения его по высоте, параметров вертикального оперения выбор оптимального угла {{ψ}} помогает регулировать необходимое соотношение между степенями продольной и поперечной устойчивости летательного аппарата.

Поперечное V крыла: 1 — плоскость симметрии самолёта; 2 — консоль крыла; 3 — базовая плоскость крыла; {{ψ}} — угол поперечного V крыла.

поперечный набор — см. в статье Силовой набор.

Попков Виталий Иванович (р. 1922) — советский лётчик, генерал-лейтенант авиации (1968), заслуженн военн лётчик СССР (1967), дважды Герой Советского Союза (1943, 1945). В Советской Армии с 1940. Окончил Чугуевскую военную авиационную школу пилотов (1941), Батайскую военную авиационную школу (1942), Военно-воздушную академию (1951; ныне имени Ю. А. Гагарина), Военную академию Генштаба Вооруженных сил СССР (1964). Участник Великой Отечественной войны. В ходе войны был лётчиком-истребителем, командиром звена, командиром эскадрильи истребительного авиаполка. Совершил свыше 300 боевых вылетов, сбил лично 41 самолёт противника. После войны — в ВВС, центральном аппарате МО СССР и в военных учебных заведениях. Награждён 3 орденами Ленина, 2 орденами Красного Знамени, орденом Александра Невского, 2 орденами Отечественой войны 1‑й степени, орденом Отечественной войны 2‑й степени. 2 орденами Красной Звезды, орденом «За службу Родине в Вооружённых Силах СССР» 3‑й степени, медалями. Бронзовый бюст в Москве.

Лит.: Величко В. А., Дважды Герой Советского Союза В. И. Попков, М., 1948; Соколов В. Д., На острие атаки, в его кн.: Крылья у нас одни, М., 1976.

В. И. Попков.

Попов Николай Евграфович (1878—1936) — русский лётчик. По профессии журналист. В 1908 принимал участие в качестве пилота в неудавшейся попытке американского журналиста У. Уэлмена достичь на дирижабле Северного полюса. Самостоятельно освоил самолёт «Райт». (6)19 апреля 1910 аэроклуб Франции вручил П. — второму (после М. Н. Ефимова) русскому, обучавшемуся во Франции, —диплом пилота-авиатора (№50). Весной 1910 совершил ряд полётов на авиационном празднике в Канне (Франция), в том числе над морем. Успешно летал во время Международной авиационной недели в апреле 1910 в Петербурге. Достиг высоты 600 м и продолжительности полёта свыше 2 ч. Через месяц при облёте самолёта для сдачи военному ведомству потерпел аварию. Лётную деятельность прекратил из-за инвалидности. Уехал за границу лечиться, в Россию не вернулся. Покончил жизнь самоубийством в Канне.

Лит.: Сашонко В. Н., Коломяжский ипподром, Л., 1983.

Н. Е. Попов.

Попов Сергей Алексеевич (1909—1969) — советский воздухоплаватель, организатор и руководитель подготовки пилотов свободных аэростатов ГВФ. Окончил воздухоплавательную школу Осоавиахима (1932). В 1932—1940 командир отдельной воздухоплавательной группы «Дирижаблестроя»; руководил проведением учебных полётов студентов Дирижаблестроительного учебного комбината ГВФ и тренировочных полётов лётного состава учебно-опытной эскадры дирижаблей ГВФ. По предложению П. для тренировочных полётов применялись аэростаты типа «шары-прыгуны» объёмом 150 м3, летавшие с одним пилотом на высоте 200—2000 м до 20 ч. В 1942 по инициативе П. было организовано воздухоплавательное подразделение в ВВС, занимавшееся подготовкой парашютистов. После Великой Отечественной войны П. — спортивный комиссар по проведению рекордных полётов на аэростатах.

С. А. Попов.

пороховой двигатель — то же, что ракетный двигатель твёрдого топлива. Пороховщиков Александр Александрович (1892—1943) — русский конструктор, предприниматель, лётчик. Будучи гимназистом, построил на заводе «Дукс» самолёт (1909), одобренный Н. Е. Жуковским. В 1911 в Риге организовал опытную мастерскую, где построил расчалочный моноплан простейшей конструкции «Пороховщиков №1» и сам летал на нём. Оригинальный полутораплан двухбалочной схемы (см. рис. в таблице V) — двухместный разведчик, название «Би-кок» №2 («Двухвостка»), он построил в 1914. В 1915 мастерская П. в Петрограде, преобразованная в завод, выпускала самолёты иностранных марок, а также его учебный биплан П-IV (1917). В 1918 П. сдал официальные испытания на звание военного лётчика, затем служил в советских авиационных частях, возглавлял авиамастерские, одновременно продолжая конструкторскую деятельность. В 1919—1923 выпускались небольшие серии учебных самолётов его конструкции П-IV бис, П-IV 2бис, П-VI бис (все они имели бипланную схему с хвостовой фермой). В 1923 П. переехал в Москву, где работал инженером в различных организациях и на заводах. Совместно с П. некоторое время работал известный впоследствии советский авиаконструктор.

В. П. Яценко.

А. А. Пороховшиков.

порошковые материалы — материалы, изготовленные методом, порошковой металлургии — технологическим процессом, охватывающим производство порошков металлов, сплавов и металлоподобных соединении, а также изделий из них или их смесей неметаллическими порошками.

П. м. применяются в различных областях техники в следующих случаях: когда требуются материалы (со специальными свойствами), которые невозможно получить другими методами производства, когда в результате особенностей изготовления П. м. имеют более высокие качественные показатели, чем материалы, полученные по традиционной технологии (литьё, деформация) когда при получении изделий из порошков улучшаются технико-экономические показатели производства по сравнению с традиционной технологией (сокращение расхода сырья, упрощение технологии, уменьшение затрат на оборудование, рабочую силу и т. п.).

П. м. классифицируют по назначению (жаропрочные, коррозионностойкие, магнитные, антифрикционные, контактные, фрикционные и др.), по плотности (плотные, пористые), по химическому составу (чистые материалы, сплавы) по технологии получения (спечённые, компактированные).

Для получения П. м. применяются следующие технологические методы: твердофазное спекание, спекание в присутствии жидкой фазы, пропитка, горячее прессование, горячее изостатическое прессование. Первые четыре метода основаны на получении порошковой шихты путём смешивания компонентов, их прессования и последующего горячего спекания (или только горячего прессования); в ряде случаев применяется дополнительная обработка спечённых изделий (повторное прессование и т. п.). Эта схема является основной для получения П. м. По такой технологии изготовляют многие изделия из П. м. (главным образом небольшие — массой 0,5—5 кг): пористые подшипники, фрикционные изделия, фильтры, твёрдые сплавы, магниты, контакты, изделия из тугоплавких металлов, изделия из жаропрочных сплавов (главным образом дисперсноупрочнённого типа на основе никеля и алюминия), ферриты, сварочные электроды, различные детали машин и приборов. Однако такая схема не может обеспечить получение абсолютно плотного (беспористого) П. м., для этого требуется дополнительная деформация. В последние годы интенсивно развивается новый технологический процесс получения авиационных материалов конструкционного назначения — металлургия гранул никелевых, титановых и алюминиевый сплавов (см. Гранулируемые сплавы). Процесс основан на получении микрослитков заданного химического состава, кристаллизирующихся с высокой скоростью охлаждения, и их последующем компактировании путём изостатического прессования. Полученные прессовки (массой до 0,5—2 т) могут быть использованы как готовые изделия или как заготовки для последующей деформации. Высокая скорость охлаждения при кристаллизации позволяет вводить в сплавы повышенные количества легирующих добавок, то есть создать новый класс П. м. Высоколегированные П. м. характеризуются равномерной мелкозернистой структурой, отсутствием пор, высоким уровнем механических свойств; применяются для изготовления деталей двигателя (диски из никелевых П. м. и др.) и фюзеляжа самолёта (детали кабины сверхзвуковых самолётов из алюминиевых П. м. и др.). Металлургия гранул позволяет значительно расширить объём применения П. м.

Лит.: Федорченко И. М., Андриевский Р. А., Основы порошковой металлургии, Киев, 1961; Обработка легких и жаропрочных сплавов. К 70-летию со дня рождения академика А. Ф. Белова, М., 1976.

О. X. Фаткуллин, Б. И. Матвеев.

поршневой двигатель — см. в статье Двигатель авиационный.

порыв ветра нормированный — значение скорости потока неспокойного воздуха, задаваемое в Нормах прочности летательного аппарата, при котором производится расчёт нагрузок на летательный аппарат с целью обеспечения его достаточной прочности в условиях полёта. Нагрузки на летательный аппарат при действии П. в. возникают вследствие изменения аэродинамических сил, связанного с изменением углов атаки, скольжения и скорости движения летательного аппарата относительно воздуха. Нормированный П. в. зависит от типа летательного аппарата и режимов полёта. См. также Болтанка.

посадка — этап полёта самолёта с высоты 15 м над уровнем торца взлётно-посадочной полосы до приземления и пробег по аэродрому до полной остановки. При определении потребной посадочной дистанции (расстояние от начала П. до окончания пробега) небольших самолётов местных воздушных линий Международная организация гражданской авиации допускает считать П. с высоты 9 м над уровнем взлетно-посадочной полосы. Воздушный участок П. является самым сложным и ответственным этапом полёта, поскольку возможности исправления ошибок летчика или автоматических систем на П. уменьшаются по мере уменьшения высоты, весьма непродолжительный (6—10 с) воздушный участок П. включает несколько стадий: выравнивание, выдерживание, парашютирование, приземление.

Выравнивание обычно начинается на высоте 5—8 м и заканчивается переводом самолёта в режим выдерживания на высоте 0,5—1 м. В процессе выравнивания вертикальная скорость снижения по глиссаде плавно уменьшается практически до нуля. Выдерживание применяется для дальнейшего уменьшения высоты полёта с постепенным уменьшением скорости и увеличением угла атаки до значений, при которых становится возможным приземление и устойчивый пробег самолёта. При уменьшении подъёмной силы в конце участка выдерживания начинается парашютирование — снижение с увеличивающейся вертикальной скоростью. Так как высота парашютирования мала, в момент приземления вертикальная скорость незначительна. В некоторых случаях для сокращения посадочной дистанции применяется посадка без выдерживания, а иногда и без полного выравнивания. На самолётах с носовым колесом приземление осуществляется на основные колеса, на самолётах с хвостовым колесом — как правило, на все колёса (посадка на три точки). Приземление на колёса, расположенные впереди центра тяжести, может сопровождаться возникновением момента сил, увеличивающего угол атаки, а следовательно, и подъёмную силу. В этом случае наблюдается взмывание («козёл») — резкое удаление самолёта от взлётно-посадочной полосы. Причиной взмывания может явиться чрезмерное взятие лётчиком ручки управления на себя в конце выравнивания и на выдерживании. Взмывание самолёта при П. явление нежелательное, поскольку оно увеличивает посадочную дистанцию и усложняет процесс выполнения П. В целях обеспечения надёжной П. используются автоматизированные системы захода на посадку и посадки (см. Автоматизация посадки).

Лит.: Висленев Б. В., Кузьменко Д. В., Теория авиации, 4 изд., М„ 1939; Котик М. Г., Динамика взлета и посадки самолетов, М., 1984.

А. В. Климин.

посадочная скорость — скорость самолёта в момент касания основными его опорными устройствами поверхности взлётно-посадочной полосы на посадке. Уменьшение П. с. при прочих равных условиях сокращает дистанцию пробега самолёта после приземления. Уменьшение П. с. достигается снижением удельной нагрузки на крыло и увеличением подъёмной силы крыла путём применения механизации крыла к энергетической механизации крыла. Значения П. с. меняются примерно от 80 км/ч у легкомоторных, например, спортивных, самолетов до 300 км/ч и более у скоростных.

посадочный крюк — то же, что тормозной крюк.

Пост (Post) Уайли (1898—1935) — американский лётчик. В 1933 совершил первый кругосветный перелёт в одиночку (с посадками) на самолёте «Вега» фирмы «Локхид» (рис. в таблице XIV). Двумя годами ранее он выполнил аналогичный перелёт на том же самолёте совместно с X. Гэтти. В 1935 провёл испытания высотного скафандра в условиях длительного полёта на высоте 9100 м. В том же году погиб вместе со своим спутником писателем У. Роджерсом на Аляске при попытке совершить перелёт через Северный полюс на гидросамолёте.

У. Пост.

постановщик помех — летательный аппарат, предназначенный для подавления радиоэлектронных средств (РЭС) противника с целью обеспечения боевых действий своих войск. П. п. могут использоваться для радио- и радиотехнической разведки, а также тренировки наземных, корабельных операторов РЭС и экипажей летательных аппаратов в условиях помех. По типу летательных аппаратов П. п. подразделяются на самолёты, вертолёты, аэростаты и другие пилотируемые и беспилотные летательные аппараты; по месту базирования — на палубные и наземного базирования, по типу установленных средств радиоэлектронного подавления (РЭП) — на постановщики активных и пассивных помех. Наиболее распространены самолёты-П. п. Они обеспечивают прикрытие боевых порядков войск, прикрытие пусков управляемого оружия, дезорганизацию управления войсками противника. Пилотируемые П. п. создаются на базе бомбардировщиков, истребителей-бомбардировщиков, транспортных и других самолётов. Основные способы ведения боевых действий П. п.: создание помех из специальных зон, из боевых порядков и при полёте по самостоятельному маршруту. Беспилотные П. п. представляют собой модификации многоцелевых беспилотных летательных аппаратов, специализированных для выполнения отдельных задач РЭП (подавление радиолокационных станций обнаружения, линий связи и т. д.). Беспилотные П. п. действуют в основном в зоне противовоздушной оборон противника.

Особенности конструкции П. п.: изменение конфигурации летательного аппарата в связи с размещением дополнительного оборудования, установка на фюзеляже, крыле и киле большого числа дополнительных антенн и т. д. Средства РЭП могут размещаться внутри фюзеляжа либо в подвесных контейнерах (см. рис.). Средства РЭП П. п. объединяются в единый комплекс. В него входят аппаратура информационного обеспечения (устройства для обнаружения, измерения параметров сигналов РЭС противника и их пеленгации), устройства отображения информации (экраны и табло), управления, ЭВМ и исполнительные устройства (станции активных помех для подавления РЭС систем управления войсками и оружием противника, станции активных помех для подавления линий УКВ связи и наведения истребителей, устройства для выброса средств РЭП одноразового использования, а также средства для индивидуальной защиты П. п. от поражения оружием противника).

Впервые П. п. были использованы английскими ВВС в 1943. Во время Великой Отечественной войны советские ВВС подавляли РЭС противника с самолётов дальней авиации при нанесении ими ударов по объектам Германии. Специализированные самолёты-П.п. получили развитие в 50‑х гг. В войнах на Ближнем Востоке (1967 и 1973) использовались также беспилотные П. п.

Г. В. Запорожец.

Палубный постановщик помех Грумман ЕА-6В ВВС США с подвешенными в контейнерах средствами радиоэлектронного подавления.

поступь винта — расстояние, проходимое воздушным винтом в осевом направлении за время одного оборота. Определяется отношением поступательной скорости V самолёта (в м/с) к числу оборотов n винта за 1 с. На практике обычно используется относительная П. в. {{λ}}: {{λ}}  =  V/(nD), где D — диаметр винта.

«потез» (Soci{{é}}t{{é}} des avions et moteurs Henri Potez) — самолётостроительная фирма Франции. Образована в 1916 под название СЕА (SEA, Soci{{é}}t{{é}} d'etudes a{{é}}ronautiques), в 1919—1937 называется «Аэроплан Анри Потез» (Aeroplanes Henri Potez), в 1937 вошла в состав «Норд авиасьон», в 1953 вновь стала самостоятельной, получив указанное название, с 1967 в составе «Сюд авиасьон». Фирма выпускала пассажирские, туристские и военные самолёты. Наиболее известны лёгкий многоцелевой и разведывательный самолёт Потез 25 (первый полёт в 1925, построено около 4 тысяч в 87 вариантах) и истребитель-бомбардировщик Потез 63 (1936, построено 702). Небольшая фирма «Потез аэронотик» (Potez Aeronautique) в 80‑х гг. выпускала авиационное оборудование и выполняла субконтрактные работы.

потенциал скорости (от латинского potentia — сила) — скалярная функция {{φ}} пространственных координат и времени, градиент которой равен вектору скорости V среды: V  =  grad{{φ}}. П. с. существует для безвихревых течений, и введение П. с. позволяет эффективно их исследовать.

Уравнение для определения П. с. получается в результате подстановки приведённого выражения в неразрывности уравнение. Для несжимаемой жидкости П. с. удовлетворяет уравнению Лапласа ({{∆φ}}  =  0) и является гармонической функцией. В этом случае П. с. допускает простую физическую интерпретацию: П. с. данного распределения скорости безвихревого течения есть увеличенный в -1/Q (Q — плотность среды) раз импульс сил давления, требуемый для приведения среды (первоначально находившейся в состоянии покоя) в данное движение.

Для заданного поля скоростей П. с. в произвольной точке В можно найти интегрированием вдоль некоторой кривой, начинающейся в точке А с известным значением потенциала:

{{φ}}в  =  {{φ}}a + ∫ваVdr,

где dr — направленный элемент кривой. При движении в односвязной области П. с. является однозначной функцией r, а значение интеграла не зависит от пути интегрирования. Для многосвязной области П. с. в общем случае неоднозначен, и его значение в точке В зависит от формы кривой, вдоль которой проводится интегрирование.

В. А. Башкин.

потенциал ускорения — скалярная функция Ф пространственных координат и времени t, градиент которой равен вектору ускорения W:

{{формула}}

где {{φ}} — потенциал скорости. Существует для безвихревых течений и при движении несжимаемой жидкости удовлетворяет, как и потенциал скорости, уравнению Лапласа. В аэро- и гидродинамике используется при исследовании обтекания профилей и крыльев дозвуковыми и сверхзвуковыми потоками идеального газа на основе линеаризованных уравнений (см., например, Прандтля—Глауэрта теория).

потенциальное течение — течение жидкости или газа, для которого существует потенциал скорости (см. Безвихревое течение).

потеря эффективности органа управления при закритических значениях числа Маха полёта — обусловлена развитием зоны сверхзвукового течения (см. Трансзвуковое течение) на профиле несущей поверхности при превышении Маха числа полёта М{{}} критического числа М{{*}} (М{{}} > М.).

Эксперименты в аэродинамических трубах и лётные исследования показали, что при приближении значения М{{}} к единице может иметь место значительное уменьшение эффективности органа управления (ОУ), а в некоторых случаях даже обратное его действие.

Механизм П. э. о. у. становится понятным, если рассмотреть изменения значений и распределения по профилю относительного давления р(р  =  р/р0, где р — давление в рассматриваемой точке, р0 — полное давление набегающего потока) при различных значениях угла {{δ}} отклонения ОУ и М{{}} (рис. 1). При М{{}}  =  0,69 < М* наблюдается хорошо известное различие в значениях {{р}}, растущих с увеличением {{δ}}, но характер распределения {{р}} вдоль хорды ({{х}} — выраженное в процентах отношение расстояния х от носика профиля вдоль хорды к хорде b профиля: {{х}}  =  x/b) практически не меняется. Совершенно иным оказываются распределения давления по профилю при М{{}} > М. На верхней и нижней поверхностях видны развитые области сверхзвукового течения (области, где |{{р}}| > |ркр|, {{р}}кр — значение {{р}} при местном числе Маха М  =  1). Они начинаются приблизительно от х  =  17% и простираются до места расположения замыкающих их скачков уплотнения (см. Ударная волна). В отличие от эпюры давления, наблюдаемой при М{{}} < М* при М{{}}  =  0,83 > М*, например, распределение давления на части поверхности профиля — от носика до скачков уплотнения — оказывается почти не зависящим от угла {{δ}}. Это имеет место на протяжении приблизительно 60% хорды на верхней поверхности и 40% — на нижней (на ней из-за влияния отклонения ОУ вниз скачок уплотнения смещается к носику профиля). Отклонение ОУ вызывает лишь изменения в положении скачка уплотнения на профиле и в распределении давления по части профиля, расположенной за скачком уплотнения. По мере увеличения М{{}} скачки уплотнения перемещаются вниз по потоку и происходит заметное расширение областей сверхзвукового течения на обеих поверхностях профиля.

Оптические исследования обтекания профилей при М{{}} > M* показывают, что расширение зоны сверхзвукового течения всегда сопровождается одновременным увеличением высоты скачка уплотнения, то есть глубины проникновения области сверхзвукового течения в поток, обтекающий профиль. Поэтому возникающие позади скачков уплотнения небольшие возмущения создаваемые обтеканием отклоненного ОУ и распространяющиеся в потоке со скоростью звука, не могут проникать на переднюю часть поверхности профиля вследствие задерживающего влияния сильно развитой местной сверхзвуковой зоны, и распределение давления по части профиля, расположенной впереди скачка уплотнения, оказывается почти не зависящим от отклонения ОУ. При этом приращение {{}}су коэффициент подъёмной силы (см. Аэродинамические коэффициенты), вызываемое отклонением ОУ и в основном определяющее эффективность ОУ, возникает лишь за счёт приращения {{}}{{р}} относительного давления [{{}}{{р}}  =  {{р}}(δ)-р(δ  =  0)] на части профиля, расположенной позади замыкающего скачка уплотнения (рис. 2).

Г. П. Свищёв.

Рис. 1. Распределения давления вдоль верхней (красные кривые) и нижней (синие кривые) поверхностей профиля при различных значениях М{{}} (а — М{{}}  =  0,69; б — М{{}}  =  0,83; в — М{{}}  =  0,86 и г — M{{}}  =  0,88) и различных углах {{δ}} отклонения руля (кривые 1 — {{δ}}  =  0; кривые 2 — {{δ}}  =  8{{°}}, штриховые прямые — значения ркр).

Рис. 2. Распределения приращений {{}}{{р}} давления вдоль верхней (красные кривые) и нижней (синие кривые) поверхностей профиля при отклонении руля на угол {{δ}}  =  4 (угол атаки {{α}}  =  0) и различных значениях М{{}}: а — М{{}}  =  0,75, ({{}}сy, б — М{{}}  =  0,83 ({{}}сy  =  0,146); в — М{{}}  =  0,85 ({{}}сy  =  0,063; г — М{{}}  =  0,88 ({{}}сy  =  -0,031).

потолок летательного аппарата — наибольшая высота, которую может набрать летательный аппарат при данном полётном весе. Различают статический потолок (для вертолётов — потолок висения), практический потолок и динамический потолок. П. является одной из основных характеристик, определяющих тактические возможности летательного аппарата: преодоление противовоздушной обороны, перехват высотных целей, действия в высокогорных условиях (для вертолётов) и т. п.

Б. X. Давидсон.

потолок висения вертолёта — максимальная высота, на которой вертолёт в заданных условиях (барометрическое давление, температура и влажность воздуха) и при заданном полётном весе способен висеть не снижаясь без влияния воздушной подушки при горизонтальной воздушной скорости летательного аппарата, равной нулю. П. в. тем больше, чем меньше отношение массы вертолёта к мощности его двигателей и к ометаемой площади несущего винта и чем больше относительный кпд (аэродинамическое совершенство) несущего винта и отношение мощности, передаваемой на несущий винт, к мощности двигателей.

Е. С. Вождаев.

правила полётов — установленные государством правила действий командира (пилота) воздушного судна при подготовке и выполнении полёта. Они регулируют возникающие у него отношения с командирами других воздушных судов, находящихся в полёте, с органами обслуживания воздушного движения и административными органами государства по поводу соблюдения установленных запретов и ограничений на полёты. Ответственность за соблюдение П. п. возлагается на командира воздушного судна. Он может отступать от них только при обстоятельствах, когда это абсолютно необходимо в интересах безопасности воздушного судна.

Приняты две системы П. п.: правила визуальных полётов (ПВП) и правила полётов по приборам (ППП). В основе ПВП лежит принцип «вижу и меня видят». Полёты выполняются в метеоусловиях, когда высота нижней границы облаков и горизонтальная видимость выше установленных в государстве метеоминимумов для полётов по ПВП (см. Минимум погодный).

Расхождение воздушных судов в полёте по ПВП и выдерживание безопасных интервалов между ними обеспечиваются экипажами путём визуального наблюдения за полётом другие воздушных судов, а истинная безопасная высота — путём визуального наблюдения за впереди расположенной местностью и препятствиями. Полёты по ПВП допускаются, как правило, в нижнем воздушном пространстве до высоты 6000 м и при скорости не более 500—600 км/ч.

ППП предусматривают выполнение полётов по пилотажно-навигационным приборам под контролем органов обслуживания воздушного движения. Установленные в государстве безопасные интервалы в горизонтальной и вертикальной плоскостях между воздушными судами, выполняющими полёты по ППП, и предупреждение столкновений между ними обеспечиваются органами обслуживания воздушного движения путем передачи экипажам соответствующих диспетчерских разрешений и указаний (см. Диспетчерское обслуживание).

Во многих странах, в том числе в СССР, был введён ещё один вид П. п. — особые правила визуальных полётов (ОПВП). Они разрешают полёты в метеоусловиях ниже минимума, установленного для полётов по ПВП, в частности при срочных вылетах для оказания медицинской помощи, проведении спасательных работ и т. п.

В целях унификации П. п. государства — участники Чикагской конвенции 1944 обязались поддерживать максимально возможное единообразие своих собственно правил и правил, устанавливаемых на основании конвенции. П. п. в виде стандартов, рекомендуемых государствам — членам Международной организации гражданской авиации, включены в Приложение 2 к Чикагской конвенции 1944. В воздушном пространстве над открытым морем по соглашению между государствами, закреплённому в конвенции, действующими являются правила, установленные Международной организацией гражданской авиации и включённые как стандарты в указанное Приложение 2.

П. п., принятые государством и обязательные для соблюдения в пределах его территории при международных полётах, публикуются для сведения экипажей иностранных воздушных судов и авиакомпаний в Сборнике аэронавигационной информации.

А. И. Котов.

практическая дальность полёта — расстояние, которое может пролетать летательный аппарат при заданном состоянии атмосферы с учётом расхода топлива на запуск и опробование двигателей, руление перед взлётом, взлёт, предпосадочный манёвр, посадку, руление после посадки, а также с учётом аэронавигационного запаса топлива, определяемого для соответствующего типа летательного аппарата Нормами лётной годности. П. д. существенно зависит от массы Целевой нагрузки. Зависимость «нагрузка — дальность» (см. рис.) является одной из основных характеристик летательного аппарат. На этой зависимости можно выделить три характерных участка: 1 — ограничение по максимальной целевой нагрузке (в основном обусловлено прочностью конструкции); 2 — ограничение по взлётной массе; 3 — ограничение по массе топлива (ёмкость топливных баков).

В. М. Бузулуков.

практический потолок летательного аппарата — наибольшая высота, на которой при полёте с постоянной горизонтальной скоростью летательный аппарат располагает небольшим избытком тяги (мощности), достаточным для подъёма с некоторой вертикальной скоростью. Обычно за П. п. принимают такую высоту, на которой максимальная вертикальная скорость (для летательных аппаратов различного типа) составляет 0,5—5 м/с. В связи с тем, что сверхзвуковые самолёты легко могут превышать П. п., используя диапазон динамических высот, это понятие для них становится условным (см. Динамический потолок). Однако П. п. остаётся важной характеристикой при сравнении летательных аппаратов различных типов и при контроле качества их серийного производства.

Прандтль (Prandtl) Людвиг (1875—1953) — немецкий учёный в области механики, один из основателей теоретической и экспериментальной аэрогидромеханики, создатель научной школы по прикладной аэро- и гидромеханике. Окончил Высшее политехническое училище в Мюнхене. С 1901 профессор Высшего технического училища в Ганновере. Директор Института гидро- и аэродинамики кайзера Вильгельма в Гёттингене (1925—47). Основные труды по аэро- и гидромеханике, теории упругости и пластичности, газовой динамике и динамической метеорологии.

Ввёл представление о пограничном слое, заложил основы теории отрывного течения, изучал вопросы теплообмена (см. Прандтля число). Создал полуэмпирическую теорию турбулентности, исследовал турбулентные течения в трубах и пограничном слое, переход ламинарного течения в турбулентное. Разработал приближённую теорию самолётного крыла конечного размаха для малых Маха чисел полёта, линеаризованную теорию обтекания тел дозвуковым потенциальным потоком невязкого совершенного газа (совместно с Г. Глауэртом; см. Прандтля — Глауэрта теория). Одним из первых занялся сверхзвуковой аэродинамикой (см. Прандтля — Майера течение). В 1907—1909 создал первую аэродинамическую трубу замкнутой схемы. Портрет смотри на стр. 440.

Соч. в русский пер.: Гидроаэромеханика, 2 изд., М., 1951.

Л. Прандтль.

Прандтля число (по имени Л. Прандтля) — безразмерный параметр Рг, равный произведению удельной теплоёмкости при постоянном давлении ср на динамическую вязкость {{μ}}, делённому на теплопроводность {{λ}}:Pr  =  cp{{μ}}/{{λ}}.

Характеризует отношение количества теплоты, выделяемой в данной точке потока вследствие вязкой диссипации, к количеству теплоты, отводимой от неё путём теплопроводности. П. ч. является важной теплофизической характеристикой среды при исследовании аэродинамического нагревания летательного аппарата. Для воздуха Рг {{}} 0,7.

Аналогично определяется П. ч. для турбулентного течения с использованием значений турбулентных вязкости и теплопроводности.

Прандтля — Глауэрта теория — линеаризованная теория обтекания тел дозвуковым потенциальным потоком невязкого совершенного газа, первое приближение теории малых возмущений (предложена Л. Прандтлем и Г. Глауэртом в 1927—1930). В её основе лежит предположение о малости возмущений скорости, вносимых телом в однородный установившийся поток, по сравнению со скоростью V{{}} невозмущенного (на бесконечности) набегающего потока и разностью V{{}}-а{{}}, где а{{}} — скорость звука в невозмущенном потоке. Это предположение выполняется, если в любой точке угол наклона поверхности тела к направлению V{{}} является малой величиной. В первом приближении квадратами возмущений в уравнениях движения можно пренебречь, что приводит к их существенному упрощению. Потенциал возмущения скорости {{φ}}в, связанный с потенциалом скорости {{φ}} соотношением {{φ}}в  =  {{φ}}-V{{}}х, при заданном Маха числе М{{}} удовлетворяет уравнению Прандтля — Глауэрта:

(1-M2{{}}){{φ}}вxx + {{φ}}вyy + {{φ}}вzz  =  0

С помощью преобразования Прандтля— Глауэрта

x  =  {{ξ}}, y  =  {{η}}/(1-M2{{}})1/2, z  =  {{ξ}}/(1-M2{{}})1/2 уравнение для {{φ}}в сводится к уравнению Лапласа, описывающему течение несжимаемой жидкости. Влияние сжимаемости интерпретируется растяжением физического пространства в поперечных направлениях в соответствии с преобразованием Прандтля — Глауэрта. С увеличением V{{}} создаваемые телом возмущения распространяются в боковом и вертикальном направлениях на большее расстояние, чем в продольном. В остальном поток сжимаемого газа подобен потоку несжимаемого. Соответствие между течениями сжимаемого и несжимаемого газов около заданного профиля устанавливается правилом Прандтля — Глауэрта: распределение коэффициента давления ср при заданном значении М{{}} можно получить из соответствующего распределения ср{{п}} в сходственных точках потока несжимаемого газа, обтекающего профиль с той же относительной толщиной, если ординаты этого распределения увеличить в 1/(1-M2{{}})1/2 раз, то есть сp  =  cрн/(1-M2{{}})1/2.

Аналогичными соотношениями связаны между собой аэродинамические коэффициенты подъёмной силы и момента для потоков сжимаемого и несжимаемого газов. В соответствующих точках таким образом преобразованного поля течения продольный компонент скорости увеличивается в 1/(1-M2{{}})1/2 раз, а вертикальный и боковой компоненты остаются неизменными. Распределения коэффициента давления в сходственных точках будут одинаковыми в том случае, когда в потоке сжимаемого газа профиль имеет в (1-M2{{}})1/2 раз меньшую относительную толщину.

Правило Прандтля — Глауэрта позволяет только проводить перерасчёт рассматриваемых величин в потоке несжимаемого газа на их значения в дозвуковом потоке сжимаемого газа при заданном значении М{{}}; задача об обтекании тела потоком несжимаемой жидкости должна решаться соответствующим методом (см. Гидродинамика). Для уточнения П. — Г. т. в областях, сильно возмущённых телом, разработаны методы высших приближений. При трансзвуковых скоростях потока линеаризация уравнений движения становится неприемлемой даже в случае малых возмущений (см. также Линеаризованная теория течений).

В. И. Васильченко.

Прандтля — Майера течение [по имени немецких учёных Л. Прандтля и Т. Майера (Th. Meyer)] — плоскопараллельное течение газа, возникающее при движении равномерного сверхзвукового потока вдоль параллельной ему твёрдой поверхности, которая плавно переходит в искривлённый участок с выпуклостью в сторону потока. П. — М. т. широко распространено как в чистом виде, так и в качестве отдельных фрагментов сложных сверхзвуковых течений. Вследствие того, что одно семейство характеристик начинается в равномерном потоке, характеристики другого семейства прямолинейны, а образом П. — М. т. в плоскости годографа является отрезок эпициклоиды (см. Характеристик метод. Годографа метод). Эти свойства иногда используются для определения П. — М. т. По аналогии с одномерным нестационарным течением П. — М. т. также называют простой волной. При обтекании угла, большего 180{{°}}, реализуется автомодельное течение газа: исходящие из угловой точки характеристики образуют веер (аналог так называемой центрированной волны).

В П. — М. т. газодинамические переменные сохраняют постоянные значения вдоль прямолинейных характеристик. Местное Маха число связано с углом их наклона уравнением эпициклоиды, остальные параметры выражаются через число Маха по формулам изоэнтропического течения расширения.

В отличие от непрерывного П. — М. т. расширения с расходящимся пучком прямолинейных характеристик, при сверхзвуковом обтекании стенки с вогнутостью в сторону потока происходит сжатие газа, характеристики образуют сходящийся пучок и на некотором расстоянии от стенки пересекаются, что свидетельствует о возникновении «висячего» скачка уплотнения.

Литературу смотри при статье Аккерета формулы.

В. Н. Голубкин.

«Пратт энд Уитни» (United Technologies Pratt and Whitney) — группа авиадвигателестроительных предприятий США. Основаны в 1925 под название «Пратт энд Уитни эркрафт» (Pratt and Whitney Aircraft), в 1934 вошла в состав концерна «Юнайтед эркрафт корпорейшен», переименованного в 1975 в «Юнайтед текнолоджис» (United Technologies Corp.). Кроме заводов в США, выпускающих двигатели для военной и гражданской авиации, имеется канадский филиал «Пратт энд Уитни Канада», производящий двигатели для летательных аппаратов авиации общего назначения и самолётов местных авиалиний. До конца 50‑х гг. «П. э. У.» выпускала поршневые двигатели большой мощности с воздушным охлаждением, такие, как «Уосп», «Туин уосп», «Дабл уосп»; в годы Второй мировой войны половину (по общей мощности) двигателей военных самолётов США составляли поршневые двигатели «П. э. У.», а в первые послевоенные годы ими оснащались свыше {{¾}} самолётов американских авиакомпаний. В 1948 началось лицензионное производство турбореактивных двигателей J42 на основе английской модели «Нин», в 1953 — производство турбореактивных двигателей J57 собственной конструкции, которые применялись на военных и гражданских самолётах, с 1945 — разработка турбовинтовых двигателей, в 1955 — создание жидкостных ракетных двигателей. В 1959 построен первый турбореактивный двухконтурный двигатель «П. э. У.» — JT3D, в 60‑х гг. — турбореактивный двигатель с форсажной камерой J58 для самолётов, рассчитанных на Маха число полёта M{{}}  =  3. «П. э. У.» — поставщик газотурбинных двигателей для истребителей, штурмовиков, транспортных и пассажирских самолётов, в том числе широкофюзеляжных. К началу 1991 «П. э. У.» выпустила свыше 70 тысяч газотурбинных двигателей, в основном авиационных. К основным программам конца 80‑х гг. относятся: производство турбореактивных двухконтурных двигателей JT8D, JT9D (см. рис.), JT15D, PW4000, PW2037, турбовинтовых двигателей и турбовальных газотурбинных двигателей РТ6, PW100 и 200, турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой TF30, F100, PW1120; разработка турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой PW5000 с плоским соплом для американского истребителя ATF 90‑х гг. Основные данные некоторых двигателей фирмы приведены в таблице.

Табл. — Двигатели фирмы «Пратт энд Уитни»

Основные данные

 

F100 (ТРДДФ)

 

PW2037 (ТРДД)

 

J58-4 (ТРДФ)

 

J52-P-408 (ТРД)

 

JT15D-4 (ТРДД)

 

Тяга, кН

101 — 112

 

164,5

 

151

 

49,8

 

11,1

 

Мощность, кВт

-

 

-

 

-

 

-

 

-

 

Масса, кг

1400

 

3260

 

2950

 

1050

 

250

 

Диаметр, м