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 S_экв(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 S_экв равна полной площади её поперечного сечения. При сверхзвуковых скоростях S_экв вычисляется несколько иначе. Например, в случае осесимметричного фюзеляжа она определяется суммой S_экв  =  S_ф + S_кр, где S_ф — площадь поперечного сечения фюзеляжа, S_кр — 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 p_n представляющим собой предел отношения главного вектора П. с. к площади выделенной элементарной площадки dS при стремлении её к нулю. В общем случае вектор p_n не совпадает с направлением внешней нормали n к dS, зависит от её ориентации и выражается через векторы p_x, p_y, p_z, определяющие напряжения на площадках, ортогональных соответственно осям x, у, z:

p_n  =  p_xcosφ_x + p_ycosφ_y + p_zcosφ_z,

где φ_x, φ_y, φ_z — углы между n и осями х, у и z.Каждый из векторов р_x, р_у, p_z имеет вид:

p_α  =  ip_αx + jp_αy + kp_αz

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 р_xx, p_yy, р_zz называются нормальными напряжениями, а р_xy, р_xz, р_yх, p_yz, p_zx, p_zy — 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 (F_t) или на единицу пути (F_L). 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 F_t числа перегрузок n, при полёте в неспокойном воздухе — повторяемостью F_L эффективных порывов ветра W_эф (рис. 2). Повторяемость манёвренных перегрузок зависит от типа самолёта и ограничения перегрузки; для положительных и отрицательных приращений перегрузок типична асимметрия кривых F_t (см. рис. 1). Повторяемость W_эф зависит от высоты полёта, времени года и географического района эксплуатации самолёта; повторяемость положительных и отрицательных W_эф 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  =  F_t(n-{{∆}}n/2)-F{{_L}}(n + {{∆}}n/2), где {{∆}}n  =  n-1 — приращение перегрузки. П. н. также используется для определения функции распределения экстремальных значений Ф_max внешних нагрузок при определении эксплуатационных нагрузок в расчётах статической прочности: Ф_max  =  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 т_ω — 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 + u^2{{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/u_e  =  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 с_р, c_v), 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}}²(М²_{{∞}}-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 с_р  =  (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  =  5 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 (Y_сж) и несжимаемой (Yн) жидкостей с одинаковыми параметрами на бесконечности связаны между собой соотношением (см. Прандтля — Глауэрта теория):

Y_сж  =  Y_н/(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 (p_нв > p{{_∞}}) из-за сильного торможения потока в скачках уплотнения, а на подветренной — область разрежения (p{{_∞}} > р_пв≥0; р_нв, р_пв,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 (Q_в-Q_г). где Q_в, Q_г — плотности воздуха и П. г., g — ускорение свободного падения. Значения Q_г и f для нашедших применение П. г. приведены в таблице для стандартных атмосферных условий на уровне моря (температура 288,16 К, давление 101325 Па, Q_в  =  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.