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

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

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

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

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

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

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

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

{{формула}}

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

n_пр  =  n(288/T₀^*)^1/2

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

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

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

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

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

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

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

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

Л. Е. Ольштейн.

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

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

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

поперечный набор — см. в статье Силовой набор.

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

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

В. И. Попков.

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

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

Н. Е. Попов.

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

С. А. Попов.

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

В. П. Яценко.

А. А. Пороховшиков.

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

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

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

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

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

О. X. Фаткуллин, Б. И. Матвеев.

поршневой двигатель — см. в статье Двигатель авиационный.

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

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

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

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

А. В. Климин.

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

посадочный крюк — то же, что тормозной крюк.

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

У. Пост.

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

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

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

Г. В. Запорожец.

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

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

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

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

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

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

{{φ}}_в  =  {{φ}}_a + ∫^в_аVdr,

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

В. А. Башкин.

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

{{формула}}

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

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

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

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

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

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

Г. П. Свищёв.

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

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

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

Б. X. Давидсон.

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

Е. С. Вождаев.

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

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

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

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

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

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

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

А. И. Котов.

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

В. М. Бузулуков.

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

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

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

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

Л. Прандтль.

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

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

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

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

(1-M²{{_∞}}){{φ}}_вxx + {{φ}}_вyy + {{φ}}_вzz  =  0

С помощью преобразования Прандтля— Глауэрта

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

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

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

В. И. Васильченко.

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

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

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

Литературу смотри при статье Аккерета формулы.

В. Н. Голубкин.

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

Табл. — Двигатели фирмы «Пратт энд Уитни»

Основные данные	F100 (ТРДДФ)	PW2037 (ТРДД)	J58-4 (ТРДФ)	J52-P-408 (ТРД)	JT15D-4 (ТРДД)
Тяга, кН	101 — 112	164,5	151	49,8	11,1
Мощность, кВт	-	-	-	-	-
Масса, кг	1400	3260	2950	1050	250
Диаметр, м	0,925	2,13	1,27	0,965	0,685
Удельный расход топлива:
на взлетном режиме
кг/(Н*ч)	0,221	0,033	0,193	0,091	0,0572
г/(кВт*ч)	-	-	-	-	-
на крейсерском режиме
кг/(Н*ч)	-	0,0575*	-	0,08	0,087
Расход воздуха, кг/с	102—106	541	145	65	34,5
Степень повышения давления	23—25	26,9	8	14,5	10,7
Температура газа перед турбиной, К	1678	1669	1270	-	-
Применение (летательные аппараты)	Истребители Макдоннелл-Дуглас F-15, Дженерал дайнемикс F-1-6	Пассажирский самолёт Боинг 757, военно-транспортный самолёт Макдоннелл-Дуглас C-17	Разведывательный самолёт Локхид SR-71	Штурмовики Макдоннелл-Дуглас A-4M, A-4F	Тренировочный самолет SIAI-Маркетти S.211

* Высота полёта H = 10700 м, Маха число полёта M∞ = 0,8

Продолжение таблицы

Основные данные	JT9D-7R4-H1 (ТРДД)	PW4000 (ТРДД)	JT8D-217 (ТРДД)	PT6T-6 (ГТД)	PT6А-50 (ТВД)
Тяга, кН	249	262	84,6	-	-
Мощность, кВт	-	-	-	1380	870
Масса, кг	4020	4218	1860—2050	298	262
Диаметр, м	2,46	2,44	1,25	1,118	0,483
Удельный расход топлива:
на взлётном режиме
кг/(Н*ч)	0,0355	-	0,0508	-	-
г/(кВт*ч)	-	-	-	365	345
на крейсерском режиме
кг/(Н*ч)	0,0626	0,0602*	0,078	-	-
расход воздуха, кг/с	770	767	-	-	3,9
Степень повышения давления	26,7	26,9	18,1	7,3	8,6—9,1
Температура газа перед турбиной, К	1708	1626	1380	-	1423
Применение (летательные аппараты)	Пассажирский самолёт Эрбас индастри A-300-600	Пассажирские самолёты Эрбас индастри A300 и A310-300, Боинг 747-400 и Боинг 767	Пассажирский самолёт Макдониелл-Дуглас DC-9	Вертолёты Белл 212, Сикорский S58T	Пассажирский самолёт Де Хэвиллснд оф Канада DHC-7

 

предельная линия тока — линия тока вязкого течения на поверхности тела, касательная к которой в каждой точке поверхности тела совпадает с направлением вектора касательного напряжения трения в этой точке. Поэтому П. л. т. иногда называют линией поверхностного трения. В криволинейной ортогональной системе координат {{ξ}}, {{η}}, связанной с обтекаемой поверхностью, уравнение П. л. т. имеет вид

{{формула}}

где h₁({{ξ}}, {{η}}), h₂ ({{ξ}}, {{η}}) — так называемый коэффициент Ламе, {{τ_ξ}} , {{τ_η}} — касательные напряжения трения на поверхности, значения которых определяются в результате интегрирования уравнений, описывающих движение вязкой жидкости: Навье — Стокса уравнений, уравнения пограничного слоя и др. Экспериментально спектр П. л. т. (см. Спектр потока) на обтекаемой поверхности может быть определён, например, методом размываемых точек (см. Визуализация течений). Знание спектра П. л. т. даёт богатую информацию об особенностях течения вязкой жидкости или газа вблизи обтекаемой поверхности и в совокупности с другиим методами исследования позволяет установить и понять картину обтекания рассматриваемого тела. Эта информация особенно ценна для тех областей течения, которые трудно поддаются расчёту, например, для областей отрыва и присоединения потока.

предельные линии в газовой динамике — особые линии (поверхности) в поле изоэнтропического течения идеального газа, на которых ускорение и градиент давления принимают бесконечно большие значения. Появление в потоке бесконечных ускорений физически невозможно и указывает на нарушение предположений, положенных в основу анализа течения, прежде всего условия его иэоэнтропичности; вследствие этого происходит перестройка поля течения с образованием линий (поверхностей) сильного разрыва не совпадающих, естественно, с П. л. — ударных волн.

Наиболее подробно этот вопрос исследован для плоско-параллельного течения. Если от физической плоскости х, у перейти к плоскости годографа (см. Годографа метод), например, к плоскости переменных {{λ}}, {{θ}}, где {{λ}} — приведённая скорость, {{θ}} — угол, образованный вектором скорости с осью х, то на П. л. это преобразование имеет особенность. Следовательно, на П. л. якобиан преобразования D (x, y)/D({{λ}}, {{θ}})  =  0, что эквивалентно условию D({{φ}}, {{ψ}})/D({{λ}}, {{θ}})  =  0 в силу взаимно однозначного соответствия между плоскостями (х, y) и ({{φ}}, {{ψ}}), где {{φ}}, {{ψ}} — безразмерные потенциал скорости и функция тока. Если воспользоваться уравнениями газовой динамики, то это условие приводит к уравнению

{{формула}}

Таким образом, П. л. могут возникать только в сверхзвуковой области поля течения при некотором Маха числе М≥1. П. л. ограничивают область, в которую течение нельзя продолжить изоэитропически, эта область называется также запретной областью. Значение числа Маха M_L, при котором появляется П. л., зависит от формы тела. Если местное число Маха М < М_L то возможен плавный переход от дозвукового режима течения к сверхзвуковому, и наоборот. Это свойство используется, например, при проектировании Лаваля сопел.

В. А. Башкин.

предкрылок — профилированный, обычно отклоняющийся элемент механизации крыла, расположенный вдоль его передней кромки и предназначенный для улучшения аэродинамических характеристик летательного аппарата. П. используются на взлёте и посадке для увеличения подъёмной силы крыла и критического угла атаки, а также в полёте для улучшения маневреннных характеристик летательного аппарата. П. могут быть установлены по всему размаху крыла или по его части (в этом случае обычно в концевых сечениях).

Внешний контур П. выполняется по форме контура передней части крыла, и в убранном состоянии П. «вписывается» в исходный профиль крыла. При этом задняя часть П. выполняется с повышенной точностью, так как она формирует существенно влияющий на эффективность П. профиль щели между П. и крылом. Через щель струя воздуха поступает на верхнюю поверхность крыла, за счёт чего на ней увеличивается зона безотрывного обтекания. По конструкции П. сходны с другими элементами механизации крыла, но часто выполняются без лонжеронов (рис. 1) из-за малой площади поперечного сечения и большой кривизны лобовой обшивки, что придаёт П. достаточную жёсткость. По способу отклонения различают скользящие и выдвижные П. (рис. 2). Выдвижение П. производится с помощью качалок или по направляющим (рис. 3). Отклонение П. может производиться автоматически (под действием аэродинамических сил при достижении определенного угла атаки) или по команде с помощью гидро-, пневмо- или электроприводов.

Отклонение П. приводит к увеличению кривизны профиля, уменьшению угла атаки за счёт скоса потока и в результате к значительному смещению вниз по потоку точки отрыва пограничного слоя на верхней поверхности крыла, что, в свою очередь, существенно увеличивает критический угол атаки. При выдвижении П. одновременно увеличивается суммарная площадь крыла и, следовательно, его полная подъёмная сила (сумма подъёмной силы собственно П. и подъёмной силы крыла при безотрывном обтекании). Приращение {{∆}}с_y аэродинамического коэффициента подъёмной силы c_у за счёт применения П. по всему размаху крыла может достигать 0,5 для прямого и 1,2 для стреловидного крыла с большим удлинением ({{λ}}≥5). П., расположенные по части размаха крыла в его концевых сечениях, дают незначительное увеличение максимального значения c_y, но существенно повышают эффективность органов управления поперечным движением (элеронов) и улучшают продольную устойчивость летательного аппарата на больших углах атаки. На крыльях малого и умеренного удлинения ({{λ}}≤2—4) чаще используются отклоняемые одно- или двухсекционные носки. На стреловидных крыльях, кроме того, часто применяются пластинчатые П. (Крюгера щитки). Поскольку эффективность щитков Крюгера ниже эффек-

Продолжеине таблицы

Основные данные	JT9D-7R4-H1 (ТУРБОРЕАКТИВН ДВИГАТД)	PW4000 (ТУРБОРЕАКТИВН ДВИГАТД)	JT8D-217 (ТУРБОРЕАКТИВН ДВИГАТД)	РТ6Т-6 (газотурбинн двигател)	РТ6А-50 (ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТ)
Тяга, кН. .	249	262	84,6	_	_
Мощность, кВт			—	1380	870
Масса, кг .	4020	4218	1860-2050	298	262
Диаметр, м . .	2,46	2,44	1,25	1,118	0,483-
'Дельный расход топлива: на взлётном режиме, «/(Н-ч) .......	0,0355		0,0608
г/(кВт.ч) . .		_	—	365	345
на крейсерском режиме, р кг/(Н.ч) ......	0,0626	0,0602*	0,078	—
расход воздуха, кг/с .....	770	767	—		3,9
^епень повышения давления . . 'емпература газа перед турбиной,	26,7 17G8	26,9 1626	18,1 1380	7,3	8,6-9,1 1423
ПрРа"ые,"еНИе  < летате-чьные аппа-	Пассажирский самолёт	Пассажирские самолё-	Пассажирский самолёт	Вертолёты Белл 212,	Пассажирский самолёт
	Эрбас индастри А-300-600	ты Эрбас индастри АЗООиАЗЮ-300, Боинг 747-400 и Боинг 767	0С-9	Сикорский SSSt	нада DHC-7

 

тивности П., их часто используют совместно с П. Особенно эффективно использование П. совместно с закрылками, и на многих летательных аппаратах П. и закрылки отклоняются синхронно.

Первые самолёты с механизацией передней кромки крыла были построены в конце 10‑х—начале 20‑х гг. В СССР экспериментальные исследования П. впервые были проведены на самолётах И-4бис и Р-5 в 1930—1931, но до 1940 на советских самолётах П. практически не применялись. Широкое распространение они получили в период Великой Отечественной войны (самолёты МиГ-3, Ла-5, Ла-7) и после неё (Як-12, Ан-2 и другие) в связи с использованием в конструкции самолётов тонких крыльев и острых передних кромок крыла, а также вследствие широкого применения закрылков.

И. Н. Сурков, Г. А. Юдин.

Рис. 1. Конструкция предкрылка: 1 — стрингер; 2 —обшивка; 3 — диафрагмы (носки нервюр).

Рис. 2. Предкрылки: а — скользящий; б — выдвижной; 1 — предкрылок; 2 — консоль крыла.

Рис. 3. Способы выдвижения предкрылков: а — на качалках; б — по направляющим.

предполетная подготовка — один из видов подготовки к полётам летательного аппарата и экипажа. П. п. летательного аппарата включает выполнение работ по его техническому обслуживанию, предусмотренных Регламентом технического обслуживания на каждый тип летательного аппарата. П. п. проводится непосредственно перед полётом и включает предполётный осмотр летательного аппарата, ввод исходных данных (программ) в навигационную и специальную системы, проверку соответствия заправки и зарядки систем летательного аппарата согласно заданию на полёт и в случае необходимости дозаправку (дозарядку), проверку готовности летательного аппарата к полёту согласно заданию и другие работы. После выполнения П. п. техник летательного аппарата и специалисты заполняют журнал подготовки летательного аппарата к полёту. По прибытии лётного состава техник летательного аппарата докладывает командиру летательного аппарата о готовности к полёту, о количестве заправленного топлива и снаряжения летательного аппарата согласно заданию на полёт. Экипаж проверяет готовность летательного аппарата в объёме требований инструкции экипажу и согласно заданию на полёт и производит приём летательного аппарата. Командир экипажа расписывается в контрольном листе о приёме летательного аппарата.

П. п. экипажа организуется и проводится командиром летательного аппарат перед каждым полётом не позже чем за 1 ч до намеченного времени вылета и включает: изучение информации об аэронавигационной обстановке по маршруту полёта, состоянии и оборудовании аэродромов вылета, посадки и запасных аэродромов, о средствах радионавигационного, радиосвязного и светотехнического обеспечения полёта; изучение метеорологической обстановки по маршруту полёта, на аэродромах вылета, посадки и запасных аэродромах; проведение необходимых расчётов, в том числе штурманского расчёта, расчёта максимально допустимой взлётной массы летательного аппарата, длины сбалансированной взлётной дистанции и т. п.; получение необходимой полётной документации; приёмку летательного аппарата от инженерно-технической службы или от сменяемого экипажа, проверку наличия технической документации и контроль устранения неисправностей; получение диспетчерского разрешения на вылет; другие работы, предусмотренные соответствующими Руководствами по лётной эксплуатации летательных аппаратов. После выполнения предписанных правилами П. п. операций каждый член экипажа докладывает командиру летательного аппарата о готовности к полёту.

В. А. Горячев, А. Д. Филиппов.

преобразуемый аппарат — винтокрылый летательный аппарат, несущая система которого в зависимости от режима полёта изменяет свои функции или способ создания подъёмной силы. Например, на П. а. с поворотными в продольной плоскости винтами на концах крыла винты из несущих на вертолётных режимах (вертикальный взлёт, разгон, торможение, вертикальная посадка) после их поворота становятся тянущими воздушными винтами на режимах полёта по-самолётному. Исследовалась схема одновинтового П. а., у которого после вертикального взлёта и разгона по-вертолётному несущий винт останавливается и превращается в самолётное крыло. Могут быть и другие конструктивные компоновки, например, со складыванием лопастей остановленного винта (или винтов) назад по потоку.

Силовая установка П. а. в зависимости от его компоновки и типа движителя может быть такой же, как у вертолёта (турбовинтовой двигатель), комбинированной (турбовинтовой двигатель и турбореактивный двигатель), преобразуемой (турбовинтовой двигатель в турбореактивный двигатель, и наоборот, полностью или частично, в зависимости от режима полёта). Наиболее близка к широкому практическому использованию компоновка П. а. с двумя поворотными несущетянущими винтами на концах крыла.

По сравнению с вертолётом П. а. имеет большую скорость и дальность полёта, но меньшую весовую отдачу. В зависимости от нагрузки на несущий винт П. а. делятся на аппараты с тяжелонагруженными (иногда их причисляют к самолёт вертикального взлёта и посадки) и легконагруженными винтами (называемыми также преобразуемыми вертолётами или вертолётами-самолётами). Винт П. а. должен работать на двух различных режимах — на вертолётном и самолётном. На вертолётном режиме необходим винт большого диаметра с небольшими круткой лопастей и нагрузкой на ометаемую поверхность, а на самолётном — винт меньшего диаметра с большими круткой и нагрузкой. Так как получить винт, хорошо работающий на обоих режимах, не представляется возможным, выбираются компромиссные параметры винта в соответствии с предполагаемыми условиями эксплуатации и назначением П. а. Окружные скорости, необходимые для получения максимального кпд винта на обоих режимах, различны. Поэтому при переходе с одного режима на другой приходится существенно изменять обороты двигателя. Двигатели могут быть установлены как в фюзеляже, так и на концах крыльев и поворачиваться вместе с винтами. Крыло П. а. — обычного самолётного типа с проходящим через него синхронизирующим валом. Для того чтобы избежать задевания лопасти за крыло (на самолётном режиме), оно может быть установлено с обратной стреловидностью.

Построенные и летавшие в 60‑е гг. П. а. ХС-142А (США) и CL-84 (Канада) имели тяжелонагруженые винты самолётного типа. Чтобы избежать значительных потерь тяги при обдувке крыла потоком от винтов на режиме висения, крыло на П. а. этого типа делают поворачивающимся вместе с винтами. Такая схема создаёт проблемы в области аэродинамики на вертикальных и переходных режимах. Для продольного и путевого управления на переходных режимах в хвостовой части устанавливаются устройства, создающие тягу (рулевые винты, реактивные сопла). Кроме того, используется отклонение аэродинамических поверхностей, расположенных в потоке от винтов. Поперечное управление осуществляется дифференциальным изменением тяги винтов. Большая нагрузка на винт у П. а. этого типа не позволяет совершать посадку на режиме авторотации, а также на неподготовленные площадки. П. а. с тяжелонагруженными винтами могут совершать взлёт (посадку) и по-самолётному. При этом они перевозят значительно большую нагрузку. На самолётных режимах управление П. а. обоих типов производится обычными аэродинамическими рулями.

П. а. с легконагруженными винтами — XV-3, XV-15 фирмы «Белл» (США, 1954—1975) имеют винты вертолётного типа с циклическим управлением лопастей. В связи с тем, что потеря тяги винтов от обдувки крыла у легконагруженных винтов значительно меньше, чем у тяжелонагруженных (вследствие меньшей относительной площади обдувки), на эти П. а. устанавливаются неподвижные крылья. Для уменьшения при взлёте эффекта обдувки крыла устанавливаются отклоняемые вниз закрылки, элероны и носок крыла. Управление П. а. на вертолётных режимах полностью соответствует управлению вертолётом поперечной схемы.

В конце XIX в. стали появляться первые патенты и проекты П. а., получивших в конце 1930‑х гг. за рубежом название «конвертопланы». Первыми были предложены П. а. с поворотными винтами. В начале 20‑х гг. появились проекты П. а. с поворотным крылом. В 30‑е гг. была предложена схема П. а. с останавливаемым в полёте несущим винтом, который превращался в крыло. В 50—70‑е гг. построен ряд экспериментальных П. а. с поворотными винтами (например, Белл XV-15, см. рис. в таблице XXXVII) и поворотными крыльями, а в 80‑х гг. начались работы по созданию П. а. практического назначения (по схеме с поворотными винтами) — V-22 фирмы «Белл» (США) — опытная серия (см. рис. в статьt «Белл»).

Лит.: Курочкин Ф. П., Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой, 2 изд., М., 1977; Тараненко В. Т., Динамика самолета с вертикальными взлетом и посадкой, М., 1978.

О. П. Бахов.